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整（zhěng）機全三維（wéi）仿真（zhēn）技術加速（sù）航空發動機（jī）研發

2023-7-18 來源：航空（kōng）動力（lì）作者：張衡曾軍張劍

導（dǎo）語

整機全三維仿真技術（shù）作為加快航空發（fā）動（dòng）機（jī）研發的數（shù）字引擎，可在虛擬數字空間實現發動機整機全三維性能高精度快（kuài）速預測，解決發動機整機匹配問題，縮短研（yán）發周期、降低研製風險和成本，實現從傳統設計到預測設計的模式轉變，加速航空發動機研發進程。

傳統航空發動機的研製采用的是“設計、試驗驗（yàn）證、修改設計（jì）、再試驗”反複迭代的（de）串行研製模式，特別是整機性能更是需要通過大量的試驗進行（háng）驗證，這將導致驗證周（zhōu）期長、試驗成本和風險高，無法滿足當前航空發動機快速研製的需求（qiú）[1-2]。目前，整機性能評估方法主要停留在一維階段，各個部件之間的參數傳遞精度、維度都比較低，極大地影響了（le）發動機整機（jī）性能參數的準確評估[3]。隨著計算流體力學（CFD）技（jì）術（shù）和信息技術的快速發展，發動機整機全三維仿真已經成為可能，該技（jì）術可預測發動機穩態條件下（xià）的整機（jī）性能、預估部件之間匹（pǐ）配工作狀態、指導部件之（zhī）間一體化設（shè）計、為部件設計提供技術依據。同時，整機仿真（zhēn）工作有助於促進航空發動機整機研發從一維向三維設計發展，極大地提高航空（kōng）發動機總體設計精度和水平，進（jìn）一步完善航空發動機設計體係。

研究方案

為快速形成整（zhěng）機全三維仿真能力，加快推進整機仿真技術在發動機工程研製中的轉化運用，急需做（zuò）到（dào）提高仿真精度和加快仿真進度。為此，創新團隊按照航空發動機正向研發的思路，提出了航（háng）空發動（dòng）機整機CFD仿真方（fāng）法研究方案，如圖1所示。一方麵，為提高（gāo）整機仿真精度，通過開展整機複雜模型建模方法、網格生成技術（shù）、高精度求解算法等方（fāng）法研究（jiū），形成一套適合（hé）工程使用的（de）整機仿真方（fāng）法與工具；另一方麵，為加快仿真進度、縮短整機仿真周期，開發了一套標準化的整機仿真（zhēn）平台，優化仿真流程、集成核心算法、固化仿真經驗，最終（zhōng）建立整機全三維仿真設計體係，以支持航空發動機快速（sù）研製。

圖1 項目研究方（fāng）案

關鍵技術

整機全三維仿真關鍵（jiàn）技術主（zhǔ）要包括高保真模型構建技術、部件交界麵數據傳遞技（jì）術、整（zhěng）機全三維匹配技術、整機CFD仿真平（píng）台集成技術（shù）。為攻（gōng）克上述關鍵技術（shù），開展了以下6個方（fāng）麵（miàn）的研究工作。

高保真幾何建模及網（wǎng）格劃分

針對發動機整機模型（xíng）保真度問題，開展了（le）整機高保（bǎo）真幾何模型快速獲取方法研究。為提高模型精度，全方位梳理了發動機各部件真實技術狀態，例如，風扇、壓氣機可調導向葉片根尖間隙，渦（wō）輪葉片軸向、徑向間隙，可調噴管喉部麵積等，以提高發動機模型保真度。掌握（wò）了整（zhěng）機（jī）各部件高保真物理模（mó）型快速處理方法，葉輪機部件直接采用定製葉型輸出（chū）文件，通過程（chéng）序轉化輸（shū）出標準化的格式。燃燒室、加力燃燒室、噴（pēn）管等采用計算機輔助（zhù）設計（CAD）軟件生成三維實體，並對細節結構進行適當簡化，通過該（gāi）方法解（jiě）決了整機複（fù）雜模型高保真幾何建模關鍵技術，完成了整機複雜模型界麵（miàn）劃分及內流域模型構建。

隨後,開展了整機幾何模型網（wǎng）格快（kuài）速劃分方法研（yán）究。針對常規的（de）壓（yā）氣機流道及渦輪流道網（wǎng）格劃分可以采用模板化的全六（liù）麵體網格（gé）劃（huá）分工（gōng）具生成，但（dàn）針對部分非常複雜的幾何模型，如發動（dòng）機外涵道、燃燒（shāo）室（shì）、加力燃燒室及噴（pēn）管的網格劃分需要采用非結構化網格生（shēng）成工具進（jìn）行劃分。通過深入研究複雜結構網格的分（fèn）網策略，將幾何結構關鍵參數對分網結果（guǒ）的影響規律進行提煉和總結，最後（hòu）生成自動化分網腳（jiǎo）本文件，實（shí）現上億級網格的自動化快速劃分。通過該方法完成了（le）整機各部件複雜模型網格劃分，並（bìng）串裝完成整機網格模型，如（rú）圖2所示。

圖2 發動機整機及局部網格示例

可壓縮流與不可壓縮流高精度耦合仿真

為解決可壓縮流與不可（kě）壓縮流耦合仿真問題，針對發動機風（fēng）扇、壓氣機、渦輪等（děng）高速可壓縮流與燃燒室及部件（jiàn）盤腔等低（dī）速不可壓流相（xiàng）互耦合仿真方法進（jìn）行了研究。重點開展了燃燒室與渦輪部件耦合求解方法研（yán）究。從發動機燃燒室與渦輪耦合仿真結果，可（kě）以看到主燃燒室核心區速度很低，屬於（yú）不可壓縮流動，渦輪導向器區域為高速的可壓縮流，通過（guò）多方位對湍流模型（xíng）參數選取及（jí）交界（jiè）麵數據傳遞參數的（de）設定，最終實現（xiàn）了主燃（rán）燒室與（yǔ）渦輪高精度耦合仿真（zhēn）（見圖3），獲取了不可壓縮流與可（kě）壓（yā）縮（suō）流參數的高精度耦（ǒu）合數據（jù）傳遞（dì）方法。

圖3 發動機燃燒室與（yǔ）渦（wō）輪耦（ǒu）合仿真

高精度氣動與燃燒耦合仿真

由於燃燒室（shì）或加力（lì）燃燒室內部存在燃油的霧（wù）化、蒸發、摻混、快速化學（xué）反應等多（duō）相流流動特點，而壓氣機、渦輪內部高速流動存在高流動曲率、激波（bō）尾跡邊界層相互作用、封嚴流與主流相互摻（chān）混現象。因此，燃燒室（shì）流動模（mó）擬和葉輪機部件內流存在（zài）非常明顯的差（chà）異，需要對氣動與燃燒耦合仿真模型進行針對（duì）性研究，從而（ér）確保較（jiào）高的仿（fǎng）真精度。重點需要突破複雜反應流和（hé）葉輪機械高速內流高精度仿真模（mó）擬技術，並結合當前模擬仿真結果和試驗結果，對模型參數進行考核驗證和精度評（píng）判。為此，針對整機全加力狀態全（quán）三維仿真存（cún）在的（de）燃燒（shāo）模（mó）型精度低的問題，對加力燃燒模型進（jìn）行了改進，攻克了（le）加力出（chū）口溫度（dù）過高問題，並形成了一套具有完全自主知識產（chǎn）權的新化學反應模型（xíng），評估精度提升40%以上。圖4為一型發動機全加力狀態下整機全三（sān）維仿真結果，通過與試驗數據對比表明，加力燃燒室出口溫度（dù）評估精度得到大幅提高，並準確獲取（qǔ）了發動機最大狀態下的性（xìng）能參數。

圖4 發動機全加力狀態（tài）高精（jīng）度氣動與燃燒耦合仿真

發動機主流與空氣係統（tǒng）次流耦合仿真

為了認識發動機主流路、容腔流路（lù）和盤腔流路相互幹擾作用下的內部流動特征，精準評估（gū）發動機軸向力、空（kōng）氣係統流路詳細分配，進一步提高發動機整（zhěng）機全三維仿真精度，需開展考慮主次流影響的發動機整機全三維仿真研究[4]。考慮到整機主（zhǔ）次流全（quán）三維模型複（fù）雜、網格量大、計算時間長等問題，為減小技術風險，采用由簡到繁、由易到難（nán）的研究方法。首（shǒu）先開展了考慮主次（cì）流影響的風（fēng）扇、壓氣機、渦輪等單部件仿真技（jì）術研究，獲取單部件主次流耦合流動規律及仿真方法，隨後（hòu）將各部件網格模型進（jìn）行組裝並通過賦值初場方式進行計算求解，獲得了發（fā）動機整機（jī）全三維主次流耦合仿真結果。通過與試驗結果對比，考慮了主次流耦（ǒu）合的整機全（quán）三維仿真結果精度更（gèng）高，同時還可以精準獲取發動機轉子軸向力與整機空氣係統流量分配，軸向力評估精度高達（dá）5%，空氣流量分配精度為2%，這為發動（dòng）機設計和試（shì）驗提供了良好的數據支撐作用。

整機仿真精度驗證

為驗證整（zhěng）機仿真精度，提高整（zhěng）機仿真方（fāng）法的工程適用性，開展了基於發（fā）動機係統的試驗數據整理及分析工（gōng）作（zuò），實（shí）現了對整機（jī）全三（sān）維仿真方法的校核與精度的驗證，發展一套高精度的整機性能預測（cè）方法。圖5為（wéi）一型小涵道比發動機整機CFD仿真（zhēn）結果與試驗（yàn）測量（liàng）結果對比，其中pt為總壓、Tt為總溫、W 為流量、π 為部件膨脹比（bǐ）、F 為發動機推力，SFC為耗油率[5]，經過試驗數（shù）據驗證表明整機性能預測模（mó）型具有較高的評（píng）估精度（dù），發動機進口流量偏差為1%以內，推力偏差為2%左右。圖6與圖7分別（bié）給出了壓氣機與渦輪出口參數沿徑向分布與試（shì）驗對比曲線，通過對比分析發現三維（wéi）仿真獲取的徑向參數分（fèn）布精度為3%左右，充分表明發動機整機全三（sān）維仿（fǎng）真技術已達到了（le）一個較（jiào）高的（de）水平，可以直接應用於（yú）航空發動機的設計和（hé）試驗。

圖5 小涵道比發動機整機仿真結果與試驗測量結果（guǒ）對比

圖6 壓氣（qì）機出口總壓徑向分布

圖7 低壓渦輪出口總（zǒng）溫徑向分布

整機CFD數字化仿（fǎng）真及管（guǎn）理平台

為提高整機仿真效率，實現參數自動化、標準化輸入輸出，搭建了整機CFD數字化仿真及管（guǎn）理平台，實現對各部件模型、網格、邊界條件集中統一管理，確保（bǎo）獲取的模（mó）型與網格（gé）能實時隨發動機真實技術狀態更新（xīn）而自動更新。搭建完成的整機全三維仿（fǎng）真平台集成了整機仿（fǎng）真（zhēn）自動化的（de）前後處（chù）理模塊，可實現對計（jì）算模型的邊界條件（jiàn）快速加載與整機性（xìng）能參數的快速獲取，讓仿真（zhēn）耗時從原有的16周降低（dī）到隻有4周，大幅提（tí）升了仿真效率。

結（jié）束語

航空發動機整機全三維仿（fǎng）真技術實現了整（zhěng）機（jī）性能參數的快速高精度預（yù）測（cè），借助整（zhěng）機仿真，加速了發動機的研製步伐，縮短了（le）研製周期，降低試驗風險，確保了“設計一（yī）次到位，試驗一次成功”。目前，該（gāi）方（fāng）法已通（tōng）過多個型號發動機項目的成（chéng）功實踐，指導了發（fā）動機設計（jì）、試驗及排故工作（zuò），充分（fèn）驗證（zhèng）了（le）創新項（xiàng）目對加快航空發動研製的重要意義。同時，創新團隊還總結了（le）項目成果，全方位梳理（lǐ）了（le）整（zhěng）機仿真流程，搭（dā）建了一套完善的數字化仿真平台，總結（jié）出了一係列設計（jì）標準、指南和規範，為豐（fēng）富與完（wán）善研發體係建設提供了有力（lì）支撐。

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