航空发动机流体力学和温度场的计算需求及ANSYS实现

航空发动机流体力学和温度场的计算需求及ANSYS实现
(2011-10-28 10:40:18)
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杂谈
第三章航空发动机仿真方案航空发动机行业概况航空发动机研制中的典型CAE问题航空发动机结构力学计算需求及ANSYS实现航空发动机流体力学和温度场的计算需求及ANSYS实现航空发动机电磁场计算需求及ANSYS实现航空发动机耦合场计算需求及ANSYS实现航空发动机关键零部件的设计分析流程简要说明
4航空发动机流体力学和温度场的计算需求及ANSYS实现
航空燃气涡轮发动机内的流场很复杂，不仅动静流场同时存在，同时还伴有多相流、传热、燃烧等现象，即使从物理上进行很大的简化，模型最后仍然是三维、有粘、非定常的可压流动。

航空发动机流场数值计算的发展经历了S2流面法、基于一元管道的流线曲率法、有限差分方法求解非正交曲线坐标系中的S1、S2流面基本方程、有限差分、有限体积和有限差分与流线曲率混合的方法对S1流面跨音速流场的计算，而现在由S1与S2流面相互迭代形成的准三元和全三元计算也发展起来了。

现在的采用有限体积法求解NS方程全三维流场计算已经广泛采用，航空发动机的流场数值计算已趋于成熟，可以充分考虑旋转流动、转静干涉问题、多相流、燃烧、亚超跨音速等复杂现象。

而且现在求解的规模也不断扩大，利用并行等成熟的CFD技术可以计算达几千万甚至上亿的计算网格。

因此结果也更为真实有效。

ANSYSCFX凭借TASCFLOW在叶轮机旋转流动的传统优势，结合更为先进的网格处理技术和高效的求解器，更适合航空发动机流动的复杂性，求解问题的规模和计算精度大大提高，一直处于航空发动机流动模拟的最前沿。

4.1.进气道及风扇气动分析
CFX对进气道和风扇的模拟主要是研究进气道存在摩擦、激波和分离等产生的损失，风扇效率。

在亚音速时进气道的工况，在超音速时的工况，并精确计算附面层及分离损失。

并研究进气道在非设计工况下性能的恶化情况。

还可以模拟在非定常情况下进气道及其风扇的气动特性。

4.2.压气机流动分析
航空发动机的压气机分为轴流压气机和离心压气机。

其分析原理相似。

这里以轴流压气机为例进行说明。

压气机的作用主要是利用涡轮发出的功对气体进行压缩形成高压的气流供给燃烧室。

压气机非常近似于绝热的，所以压气机对气体所做的功等于气体总焓的增加。

压气机的几个关键参数，首先是压气机效率和级效率，也就是给定增压比所需理想功与实际所需功之比。

然后还有单级的增压比和总增压比。

轴流压气机的级是压气机中能量交换的基本单元。

轴流式压气机由各级动叶和静叶交替串连在一起组成叶栅通道，常称为压气机的通流部分，是压气机的核心，是气动计算的主要对象。

航空发动机对压气机及其级组提出的基本要求是高的效率值、级的数目少、最小的质量和外廓尺寸的情况下，保证给定的增压比，以及结构简单、可靠，具有高的生存能力，适检性和适修性好，使用维护简便。

4.2.1.单级压气机气动计算
单级压气级气动分析主要是指工作轮（动叶）前、后和导向器（静叶）后面取一个与回转轴线垂直的截面作为参考界面。

基于包含的两排叶栅中，动叶栅以圆周速度u运动，静叶栅则是静止不动的，研究动叶栅采用旋转坐标系更为方便。

在CFX中使用MFR多重旋转参考坐标系来模拟旋转运动。

提高基元级的增压能力主要通过增大动叶的周向速度u和增大气流流经动叶栅时的扭速。

现代的压气机叶尖速度已经达到500m/s甚至更高，使得流场出现激波，增加了流场模拟的复杂性。

利用CFX可以模拟压气机基元的亚、跨、超音速流动，并模拟转静干涉的情况。

计算单级效率。

通过改变相应的叶型参数研究提高压气机单级效率的方法。

4.2.2.多级压气机气动计算
航空发动机的压气机应在宽广的工作范围内，具有良好的特性。

由于航空发动机的多状态性、结构形式的复杂性和很高的工作过程参数值等原因，使得压气机所需要的使用工作范围扩大。

在非设计状态下，压气机级组中发生严重的级间不匹配，导致这些参数变差（效率降低、增压比与空气流量下降），尤其危险的是，在某些级中出现使压气机进入不稳定工作的气流。

通过合理选择压气机结构形式和设计参数（正确选择级组数目、单级负荷等）得到改善，也可以通过广泛采用各种调节方法达到改善。

多级压气机最主要的气动问题就是各级流动是否匹配，总的效率是否达到设计要求。

利用CFX可以重复验证各级匹配的情况，找到影响压气机效率的症结所在。

图3-4-5是对西门子公司某发动机15级轴流压气机的气动分析，包括进口导流叶片，同时有15级转子，15级静子。

网格规模为3200万节点。

计算结果与试验符合得很好。

4.3.燃烧室流动分析
燃烧室主要作用是组织气体燃烧，形成高温高压的燃气推动涡轮旋转。

现代燃烧室的进气温度可达800K，今后可能达到900K，进口压力为30e5Pa，今后将达到35～40e5Pa。

燃烧
室出口温度现在为1650K到1700K，今后会达到1800K以上。

所以燃烧室面临的问题就是在高温高压的环境中，如何提高燃烧室的使用寿命。

还要求能够点火可靠，稳定燃烧，保证高的燃烧效率，出口温度分布均匀。

燃烧室必须采用合理的冷却方式，避免烧蚀。

现在环保的要求较高，因此对发动机排放也有要求，要减少排气污染。

从气动分析的角度，燃烧室需要解决的主要问题在于燃烧室内流动分布是否均匀，燃烧模型和计算，化学反应动力学分析碳氢燃料燃烧的污染物生成模型，污染物的排放，燃烧室的冷却分析，燃烧室点火和灭火模型等等。

4.3.1.燃烧室燃烧分析
随燃烧室压力的提高，燃烧室排气冒烟增大，主燃区中生成的炭粒子增多，主燃气辐射换热增大，结果使壁温增高，寿命降低。

解决途径主要是设计接近于化学恰当比的主燃区。

主燃区进行的燃烧过程，包括燃油雾化、蒸发、混合及燃烧化学反应。

燃烧室的设计本来就是解决多种矛盾的综合折衷的结果。

例如，燃烧室内气流速度低，点火可以改善，火焰稳定也改善，但燃烧室尺寸大了；火焰筒开孔面积减小，射流的混合改善，但压力损失增大了等等。

利用CFD分析可以充分考虑各种因素的相互作用，找到最佳的匹配方案。

CFX的具有的油燃烧模型可以充分模拟燃烧室内的燃烧情况，可以模拟各种油气比的分析方案，点火、灭火模型也可以模拟高空中特殊情况下的点火和灭火情况的模拟。

同时流动分析能够给出流动均匀，保证火焰稳定的流动条件。

利用CFX的拉格朗日多相流和欧拉多相流技术可以烟气、碳粒子的形成和运动轨迹，多组份流体的传输扩散过程。

在CFX软件中，提供了丰富的：
燃烧模型：旋涡耗散模型（EDM）,有限化学速率模型（FRC）,小火焰面模型（Flamlet）,混合的模型（EDM/FRC）。

相间燃烧模型：当燃料是油时，需要用到相间燃烧模型，实际上是首先采用拉格朗日颗粒运动模型计算油滴的运动轨迹；在油滴运动过程中考虑了油滴的加热过程，油滴挥发成可燃气的过程；最后计算可燃气的燃烧过程。

NO生成模型：采用CFX软件中的NO生成模型可以计算污染物的排放过程。

该模型求解NO的输运方程，计及了三种基本的NO机理：热力型NO,瞬态型NO，燃料型NO。

辐射模型：燃烧室内部的温度非常高，辐射效应也不容忽视。

在计算燃烧室的燃烧过程时，一般都要用CFX中的辐射模型。

CFX提供了四种辐射模型：扩散近似模型（Rosseland）,球面谐波模型（P-1），离散传输模型，蒙特卡罗模型。

4.3.2.燃烧室冷却分析
燃烧室是高温部件，常常有掉块、裂纹、皱曲等缺陷。

这些缺陷网格是由于火焰筒的局部过热引起。

局部过热的原因有喷嘴加工不良，喷嘴表面积碳引起喷雾畸变。

皱曲则主要是高温和高温度梯度引起的。

为保证火焰筒具有较长寿命，必须使火焰筒壁温及壁温梯度降至某个允许值以下。

现在常用的镍基合金，要使火焰筒的壁温大体在850～900℃。

必须采用冷却措施将热量从火焰筒带走或隔绝热量向火焰筒壁的传递。

常用的是引出压气机气体来对火焰筒进行气膜冷却，另外可以加强火焰筒外表面的散热。

这种有主流流动燃烧，又有冷却气流的复杂对流换热问题的准确模拟，对CFD软件本身也是一个挑战，利用CFX的SST湍流模型可以模拟含分离、漩涡的复杂流场，结合CFX的二阶精度处理，将有更高精度的结果，可以与试验进行对比，从而改进冷却方式的设计。

4.4.涡轮流动分析
航空发动机涡轮是用来驱动压气机，空气螺旋桨和发动机附件。

涡轮由转子和静子组成。

一个导向器和一个转子的总合称之为涡轮级。

涡轮分为轴流式、径流式涡轮和斜流式涡轮。

这里以轴流涡轮为例进行说明。

4.4.1.涡轮单级气动计算
涡轮级计算的基本参数包括总压、气流总温、燃气流量、有效功和涡轮转速。

可以模拟涡轮级的效率，研究带有叶冠、拉筋情况下对流场的扰动，并模拟涡轮效率的改变情况。

模拟得到叶尖、叶根和平均叶高上速度方向与设计之间的差别，并模拟不同工况下速度的变化情况，是否出现流动分离和效率急剧降低的情况。

利用CFX进行涡轮级模拟可以得到涡轮级效率，沿叶高不同半径处流动的变化情况，涡轮的温度场、温度梯度的分布。

4.4.2.涡轮多级气动计算
多级涡轮计算主要解决通路方案、涡轮级数及其功分配，选择涡轮级的基本设计参数，确定涡轮及其各级导向器和转子的尺寸，确定涡轮后燃气参数。

选择涡轮及其各级的基本设计
参数时，必须保持涡轮重量和轮廓尺寸最小的情况下，以获得损失最小的给定功率，并获得涡轮和压气机参数的良好匹配。

可以利用CFX的瞬态转静干涉模拟功能来准确预测多级涡轮的流场分布、温度分布和压力变化过程，以及总体效率。

4.4.3.涡轮叶片冷却分析
随着对发动机推重比要求越来越高，涡轮前温度也随之不断升高，为避免涡轮不致于高温烧坏以及延长寿命需要对其进行冷却，尤其是前几级。

而冷却通道一般设在叶片内部，有多条，并有很多横肋、凸台等，这使得涡轮叶片内部结构很复杂，其中流动也相应很复杂。

如何设置冷却通道，以及评估现有流道的冷却效果，都可以利用CFX实现。

从而验证涡轮叶片的工作负荷是否在一个合理的温度范围。

利用CFX可以研究通道的布置型式，气流流线通量的组织。

4.4.4.涡轮非设计状态下的工作
涡轮的基本物理值（总温、总压和比热）的总和，成为涡轮的工作状态。

设计状态指发动机的起飞状态和额定工作状态。

在设计状态下，保证叶片在最佳攻角下的叶片无分离绕流。

涡轮在非设计状态下，攻角偏离其设计值，因此叶型损失、二次损失和端面损失均发生变化。

此时还需要得知涡轮效率，进出口压降情况等参数。

利用CFX可以准确模拟攻角偏离设计值，涡轮功率损失、涡轮效率等关键参数。

给设计与分析提供准确参考。

4.5.尾喷管流动分析
CFX能够详细模拟航空发动机尾喷管内的流动情况。

包括气流在尾喷管及其出口的膨胀过程，内外涵道气流的混合，流动参混的情况，温度的变化过程，污染物流动及其排放的情况。

还能够模拟气流在尾喷管内的换热过程，模拟气流对喷管壁面的温度冲击。

4.6.CFX适于航空发动机流场模拟的特点
4.6.1.CFX可以获得准确的航空发动机流场结果
首先，在数值方法上，CFX采用了CFD领域最新的成果，即基于有限元的有限体积法。

这种方法的优点是：
保证了有限体积法的守恒特征；
与其它的有限体积法软件相比，对每个控制体引入了更多的积分点。

例如，对一个四面体单元，CFX采用了60个积分点，而其它的有限体积法软件仅有四个积分点，这种多达15倍的积分点从数值方法的本质上保证了CFX的计算结果的高度精确。

值得说明的是，CFX内在的高效算法决定了这种高度精确离散方法并不会消耗更多的计算资源。

其次，在湍流模型上，CFX提供了一种全新的湍流模型SST,其主要的优势在于：
消耗的计算资源少，相当于双方程湍流模型的消耗量；
与传统的双方程模型相比，对流场中细微涡的捕捉更有效，从而有更精确的计算结果；适用的范围更广，尤其是结合了自动壁面函数，对近壁面处网格条件的要求更低，将使用者从需要确定Y＋的苦恼中解放出来了。

4.6.2.CFX能够实现快速可靠的收敛
我们独创性地采用了全隐式多重网格耦合求解器，保证了模拟结果的稳定收敛。

具体来讲有：
全隐式的耦合求解器同时求解U、V、W三个动量方程和连续性方程，使得一般的问题在大约100个迭代步就能达到收敛。

而传统的半隐式算法（SIMPLE系列）不仅需要对以上四个方程单独求解，而且需要对动量方程中的压力偏导数项“假设－修正－再假设”的反复迭代过程，这种特点大大降低了收敛的稳定性。

就通常的问题来讲，CFX的全隐式耦合算法比其它CFD软件中通用的半隐式算法要快一到两个数量级；
我们的求解器的计算速度和网格数量之间是线性比例的关系，即当网格数量增加一倍时，计算时间也增加一倍；而对于半隐式算法来讲，计算速度和网格数量呈指数关系，当网格增加一倍时，计算时间要增加好几倍才行。

我们的多重网格求解器要大大优于传统的高斯－塞德尔迭代算法。

这种做法不仅加快了收敛速度和稳定性，而且能把粗网格的低频误差“转换”成高频误差，并通过强有力的光顺算法消除高频误差，从而使结果更精确。

CFX中所有的物理模型都支持全隐式耦合算法。

4.6.3.CFX对大规模问题的计算速度
对大规模问题来讲，依靠单个计算机的资源往往难以完成，这时，人们迫切希望CFD软件的并行算法具有并行效率高、简单易用的特点。

高效率的、线性化的加速比。

CFX软件并行计算的加速比是随着CPU数目的增加近似线性关系的，即使CPU数目很多时也是如此。

同时，CFX并行计算时对内存的额外需要非常少。

混合网络的并行。

CFX在UNIX、LINUX、WINDOWS等不同操作系统构成的混合网络上并行计算通样简单易用。

能最大限度地利用现有硬件资源，减少硬件的额外投资。

CFX并行的优异性能还表现在：对同一问题，采用并行计算和采用单CPU计算，其收敛曲线是完全一样的。

CFX中所有的物理模型都支持并行算法。

4.6.4.压气机和涡轮中的动静叶片干涉问题
航空燃气涡轮发动机中压气机和涡轮的转子和静子之间的流场干涉很久以来都是CFD方法主要研究的内容之一，这种干涉效应不但是发动机气动特性本身所关心的，而且它也是发动机叶片高周振动疲劳的振动源，因而具有非常重要的意义。

在ANSYSCFX软件中，可以采用了以下几种技术方案来很好地模拟动静干涉问题。

多重参考坐标系MFR，即把转子的运动放在旋转坐标系下求解，而静子的流场在静止坐标系下求解。

在转子和静子之间取出一个假象的面，叫做掺混面，用掺混面模型来考虑转子和静子的流场干涉现象。

Stage模型，对燃气涡轮发动机来讲，气流沿轴向和径向变化大，而沿周向变化很小，这时，采用在掺混面上做周向平均，仅考虑径向流场变化的方法就是Stage模型。

这种模型的优点是计算代价小。

FrozenRotor模型，和Stage模型比较起来，FrozenRotor模型考虑了周向的变化，引入了假稳态的概念，不再做周向的平均。

因此，对于带有涡壳的流体机械更适合用FrozenRotor 模型来计算。

TransientRotor-Stator模型，完全的瞬态计算，没有做任何假设。

这种方法的计算结果最为精确，但相应地其计算代价也最大。

一般在特别需要考虑瞬态效应时才会采用TransientRotor-Stator模型。

5.航空发动机电磁场计算需求及ANSYS实现
电磁场分析技术在航空燃气涡轮发动机领域的应用研究一直以来都是处于“不很重要”的
地位，通常都只是在一些配套的电子器件厂商中简略地考虑部分电磁分析工作，但这一现象在上个世纪末由于对全新概念的“磁悬浮多/全电航空发动机”的蓬勃研究而发生了根本性的改观。

在1988年美国制定的“IntegratedHighPerformanceTurbineEngineTechnology（IHPTET）”计划中，其主要内容之一就是研究以磁悬浮轴承支撑的多电或全电航空发动机，1998年在该计划的10年进展中称已经研制成功了能够满足上天要求的高温磁悬浮轴承系统。

1992年，美国又在其“AeronauticalTechnologiesfortheTwentyFirstCentury”中将磁悬浮轴承列为21世纪先进航空发动机的关键技术。

由于研制以磁悬浮轴承支承的航空发动机将会导致空中优势的变化和航空市场的重新分配，经过紧急磋商后，1997年12月，欧洲组成了一个由5个工业发达国家（英国、德国、法国、奥地利和瑞士）参加的联合舰队，制定了
“ActiveMagneticBearingsinAircraftTurbo-machinery（AMBIT）”研究计划，专门研究以磁悬浮轴承支承的航空发动机。

其目的就是要和美国争夺这个高技术领域的至高点，期望率先研制出性能优良的新一代航空发动机，抢占21世纪的航空市场，保持欧洲的空中优势和安全。

该计划从1998年4月正式启动，具体由英国的帝国理工学院（ImperialCollege）负责，参加单位有德国Darmstadt技术学院、德国MTU发动机公司、瑞士联邦技术学院（ETH）、瑞
士的磁悬浮轴承公司（Mecos）、法国的Tobomeca发动机公司、奥地利的燃气轮机公司（AEE）共7个单位。

5.1.多/全电航空发动机的特点
所谓磁浮多/全电航空发动机，就是在航空发动机上用磁悬浮轴承取代传统的滚动轴承，
用集成在发动机主轴上的起动发电机给发动机和飞机提供所需的电源，并用全部电气化传动附件取代机械式传动附件，实现发动机和飞机的全电气化传动。

国外将这种发动机称为多电发动机（More-ElectricGasTurbineEngines），或全电发动机（All-ElectricGasTurbineEngines）。

多/全电技术对航空发动机领域所产生的影响是革命性的：
大幅度减轻发动机重量并提高效率：
由于采用磁悬浮轴承和全电气化传动，可取消发动机原有的齿轮传动和外部附件齿轮箱及润滑系统，还可以省去结构复杂的轴承腔、腔密封装置和密封增压系统。

美国NASA的研
究结果表明，可将发动机的重量减轻10～15％！由于磁悬浮轴承允许旋转轴具有更高的转速，需要更少的冷却空气，而且能对叶尖间隙进行主动控制，因而可使发动机效率可提高5～15％。

同时，发动机的可靠性、可维护性大大提高，因此，该技术是未来高推重比发动机首选的动力传输方案。

显著提高轴承的工作温度和Dn值：
由于传统滚动轴承的温度极限只有150℃左右，这不仅需要将轴承远离燃烧室或燃汽涡轮，而且需要设计充分的冷却系统对轴承进行冷却。

由于磁悬浮轴承的工作温度可达550～600℃，这不仅可以节省大量的冷却介质，而且还可以将磁悬浮轴承尽量靠近燃烧室或燃汽涡轮，大大减小了发动机的轴向尺寸，简化了发动机的结构，提高了发动机的性能。

滚动轴承的Dn值一般都较小，只有1.5×106r/mm/min左右，这就限制了发动机转子轴颈处的线速度不能太大，并导致转子动力学性能降低。

磁悬浮轴承的Dn值一般可达滚动轴承的3倍，从而可以采用较大的轴颈，能够显著提高发动机的转子动力学性能。

利用这一特点，发动机的设计工程师们正在考虑是否可以将三轴发动机的内转子改由两个磁悬浮轴承来支承。

提高了发动机的安全性：
滚动轴承一般都要用油润滑，由于油和油雾的存在，当发动机发生泄漏、零部件疲劳故障或联接件的失效时，容易引起火灾事故。

由于磁悬浮轴承不需要润滑，从根本上杜绝了这种火灾事故的可能性。

此外，在传统的发动机上，为了防止滚动轴承润滑油的泄漏，往往采用迷宫密封装置。

众所周知，迷宫密封装置会导致转子动力学的不稳定性，采用磁悬浮轴承后这种由密封造成的不稳定性就消除了。

为大幅度提高发动机的整机性能提供了可能性：
欧共体的AMBIT研究计划认为：现代航空发动机的性能几乎已经达到了相当完美的程度，要想进一步大幅度地提高航空发动机的性能，就必须采用新型的零部件技术，更新设计思想，而以磁悬浮轴承支承的航空发动机的性能有可能得到大幅度的提高。

磁悬浮多/全电航空发动机的核心关键技术主要是高温磁悬浮轴承技术，附件电传动技术，发动机的结构设计，备用轴承、磁悬浮轴承与发动机控制系统的一体化控制等。

从中可以看
出，电磁特性设计分析是重中之重，主要体现在三个方面：磁悬浮轴承电磁特性设计分析、附件电传动（启动发动机）电磁特性计算、控制系统电磁特性计算等。

下面3个小节中对这些方面分别予以简述。

5.2.多/全电发动机耐高温高性能磁悬浮轴承电磁特性计算
磁悬浮轴承作为多/全电发动机的核心部件，其电磁性能设计和分析至关重要。

在特定的发动机设计指标要求下，以及在特定的永磁以及铁磁材料（如钴铁软磁合金等）等条件下，如何设计磁极几何尺寸和极数、励磁线圈等参数，才能使磁悬浮轴承具有足够的径向/轴向磁浮力？
类似的问题可以用成熟的电磁场分析程序来完成优化设计和分析仿真过程。

ANSYS低频电磁场分析模块即是这样一个软件，其完善的低频电磁分析功能足以完成磁悬浮轴承在永磁体、励磁线圈电流和电压、外电压/电流源、外部电路等的共同作用下轴承内部的三维磁场分布，这种计算可以是稳态的、也可以是谐波或瞬态的（轴承启动/停止过程）。

并同时得到在各种状态下轴承的电磁力大小及分布、功耗等参数。

另外，ANSYS电磁场分析功能还可详细计算轴承在各种状态下的集总特性参数，比如电感、阻抗等，以便在控制系统设计中准确地考虑轴承电参数对电路设计的影响。

同时，磁悬浮轴承的磁路设计直接影响到轴承的工作效率，在设计过程中应力求避免产生漏磁、避免局部区域磁场饱和（磁场饱和不但降低效率、而且额外增加轴承的热负荷）。

ANSYS完备的有限元分析技术，以及包括诸如棱边单元法、远场单元、独特的等效线圈等在内的高级处理手段，可对由复杂材料构成的结构复杂的磁悬浮轴承进行准确的静态/瞬态/低频的线性/非线性磁场分析，为轴承的改进设计及优化设计提供直接的指导。

耐高温是航空发动机用磁悬浮轴承的另一个重要指标，在ANSYS磁场分析的同时，可以准确地获得轴承本身的电磁发热，再结合ANSYS电磁－流体－热等多物理场耦合分析功能，即可详细了解轴承在各种工作状态下的温度分布状态，提高轴承的可靠性。

5.3.启动发电机电磁特性计算
多/全电发动机要求采用电力启动机，并与发电机结合，形成直接置于发动机主轴上的“内装式整体无刷启动发电机”。

其转子绕组直接绕在发动机主轴上，静子绕组镶嵌在对应的发动机静止结构内，它取消了功率分出轴、减速器、以及附件机匣，进一步简化了发动机的结构、减小迎风面积、减轻重量。

这种启动发电机还有另外的诸多好处，比如：
由于所产生的电功率由两根以上发动机轴分担，可以重新优化燃气发生器，有利于控制发动机喘振和扩大空中点火包线，改善发动机的适用性；。