Design of Life Usage Monitoring System of Aeroengine Critical Part
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摘要: 航空发动机寿命监视技术对监视发动机的工作状态、寿命消耗、剩余寿命和保证发动机在高性能水平下安全、可靠地工作有十分重要的作用.本文所设计的地面监视系统功能包括,对发动机飞行参数进行筛选并提取出影响低周疲劳寿命的循环数以及计算离心负荷、热负荷作用下的低周疲劳和蠕变寿命消耗,建立各关键件在低周/蠕变交互作用下的实际寿命消耗的计算模型.通过发动机使用寿命数据库对各监视零件的剩余寿命加以管理,为使用和维修提供参考依据.Abstract: It takes very important role that aeroengine load and life monitoring technology in monitoring and assessing operating condition, life consumptiom and remaining life of aeroengine. It can improve the safety and reliability, and reduce direct usage cost of engine. In this paper, the life usage monitoring system is including data condensing processing,LCF counting for every flight and Low Cycle Fatigue, Thermal Fatigue, Creep, and any combination of them can be dealt with. The information obtained by life monitoring system is very useful for the database of part management which will be used to track the life usage of the engine parts.
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Key words:
- lifetimes /
- monitoring /
- creep fatigue /
- rain-flow method
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可重复使用空天飞行器可以有效降低空间出入成本,具有快速、经济、机动、安全等特点[1]。两级入轨(two stages to orbit,TSTO)飞行器是实现可重复使用的重要技术途径,也是当前技术风险较小、技术基础较好、实现难度相对低的技术方案[2]。两级飞行器的安全分离是可重复使用的关键技术之一。相比常规的飞机导弹分离、级间分离问题,两级入轨飞行器并联分离属于2个升力体间的分离,与重力相比,气动力对分离特性的影响相对较大,对数值方法的模拟精度要求更高。飞行器在分离过程中,一级、二级飞行器之间存在复杂的激波结构,二级飞行器的头部激波会在两级飞行器之间产生多次反射,对飞行器的压力分布、力矩特性和飞行姿态等产生严重影响,甚至可能影响飞行器级间分离的安全性[2]。由于两级飞行器都是具有大升力面的气动外形,对流场变化非常敏感,在高速情况下,如果流场预测不精确,控制不当,易发生事故。采用数值模拟手段对两级入轨飞行器开展级间并联分离的设计与评估极其重要。由于两级入轨飞行器并联分离流动的复杂性,对数值模拟方法提出了严峻挑战[3],基于标模风洞试验数据,确认软件模拟飞行器并联分离特性的可靠性和有效性,非常有必要,且意义重大。
计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)模拟在应用过程中,面临的最大问题就是模拟结果的可靠性问题,即确认软件的模拟精度[4]。美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)和美国航天航空学会(American Institute of Aeronautics and Astronautics,AIAA)针对数值模拟软件的确认,开展了一系列研究项目和研讨会[5]。NASA开展了大型气动数值模拟可信度研究国际合作项目CAWAPI-2[6],该项目建立了F-16XL-1飞机亚/跨声速气动共享数据库,包括相当完备的风洞试验数据、飞行试验数据和大量的CFD计算数据,十多个国家参加了该项目。NASA兰利研究中心组织召开了由7个国家75个单位参加的横向喷流及湍流分离控制CFD确认专题研讨会[7]。AIAA先后组织了6次有关运输机构型阻力预测的研讨会(drag prediction workshop,DPW)[5,8-10],重点关注典型运输机巡航构型阻力的数值模拟精度。并先后举行了3次CFD高升力预测研讨会(high lift prediction workshop,HiLiftPW)[11],重点关注典型运输机增升构型升力与力矩的数值模拟精度。关于湍流模型及湍流的数值模拟,NASA的湍流模型标准算例工作组专门于兰利研究中心设立了湍流模型资源网站[12]。此外,AIAA还支持组织了高精度格式系列研讨会[13]等。
随着CFD在飞行器设计中的广泛应用,以及地位和作用日趋突出,国内也先后多次组织了CFD软件的确认工作。中国空气动力研究与发展中心与中国航空工业西安航空计算技术研究所联合发起了“CFD统一算例研讨”活动[14],采用统一的标模算例对国内多家CFD软件进行对比确认。中国空气动力研究与发展中心举办了CT-1标模大迎角气动特性研讨会[15],基于CT-1标模的风洞试验数据对国内CFD软件模拟大迎角流动的能力进行确认对比。中国空气动力研究与发展中心联合国内多家单位,分别组织召开了第1届、第2届航空CFD可信度研讨会[16],采用CHN-T1运输机标模对CFD软件进行确认计算,极大促进了国内CFD软件的发展。从2018年开始,中国空气动力研究与发展中心在国家数值风洞(national numerical windtunnel,NNW)工程项目的支持下,联合国内优势研究单位和力量,共同开展CFD软件验证与确认相关研究[17],在基础理论、应用支持平台开发、验证和确认数据库建设、工程实践等方面都取得了长足进步。国家数值风洞工程验证与确认团队建成的验证与确认数据库,已于2023年1月在国家空间科学数据中心正式上线,为国内CFD软件的验证与确认提供可靠的标模数据。
本文基于自主开发的国家数值风洞工程NNW-FlowStar软件[18]和网格自适应技术,对某两级入轨飞行器标模开展了并联分离特性数值模拟研究,主要目的是评估NNW-FlowStar软件模拟飞行器级间并联分离的能力,验证软件模拟并联分离流动特性的可信度。通过对比分析采用密网格、粗网格和网格自适应技术,与实验值比较,验证了NNW-FlowStar软件模拟飞行器并联分离特性的可靠性。
1. 数值模拟方法
NNW-FlowStar软件是在国家数值风洞工程支持下,项目团队自主开发的一款面向航空航天领域飞行器气动计算分析的大型通用CFD计算分析软件。2020年9月,已面向全国免费发布[18]。
流动控制方程为守恒形式的非定常可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程:
∂∂t∫ΩWdΩ+∮∂Ω(Fc−Fv)dS=0 (1) 式中:t为时间量;S为面积;Ω为控制体的体积;∂Ω为控制体封闭面的面积;W为守恒变量;Fc为无黏通量;Fv为黏性通量。定义如下:
W=[ρρuρqρwρE] (2) Fc=[ρVρuV+nxpρqV+nypρwV+nzpρHV] (3) Fv=[0nxτxx+nyτxy+nzτxznxτyx+nyτyy+nzτyznxτzx+nyτzy+nzτzznxΘx+nyΘy+nzΘz] (4) 式中:(x,y,z)为笛卡儿坐标系下的坐标分量;(u,q,w)为笛卡儿坐标系下的速度分量;(nx,ny,nz)为微元面的单位法向矢量在笛卡儿坐标系下的分量;E、V、H分别为总能、逆变速度、总焓;τij为切应力;Θx、Θy、Θz为源项;ρ和p分别为密度和压力。
对于分离物体的质心运动方程,直接在机体的体轴系中求解,机体的体轴系看作惯性系:
mdvdt=mg+∑F (5) {mdUdt=mgx+Fx=−mgxsinθinitial+FxmdVdt=mgy+Fy=mgysinφinitialcosθinitial+FymdWdt=mgz+Fz=mgzcosφinitialcosθinitial+Fz (6) 式中:m为质量;θinitial和φinitial分别为飞行器初始状态空间姿态的俯仰欧拉角和滚转欧拉角;F为分离物体所受气动力和其他外力的和;Fx、Fy、Fz分别为合力在x、y、z方向的分量;gx、gy、gz分别为重力加速度在x、y、z方向的分量。
网格自适应采用项目团队建立的耦合流场特征的网格自适应技术[19]和提出的“先唯一后同一”策略[20]进行网格单元分布优化过程的并行相容性。以流场速度梯度张量的旋转分量和剪切分量为流场探测特征变量构造网格自适应探测器,探测器判据如下:
Q=ω2ω2+η2 (7) 式中:Q为网格自适应判据;ω为流场速度梯度张量的旋转分量;η为流场速度梯度张量的剪切分量。
对流通量采用Roe通量差分裂方法进行离散,黏性通量采用中心差分离散,湍流模型采用SST两方程模型。
2. 计算模型及网格
计算模型采用某两级入轨飞行器标模[21],如图1所示。该标模是在国家数值风洞工程支持下,由中国空气动力研究与发展中心联合中国航天空气动力技术研究院等单位共同自主设计的并联分离标模,用于考核CFD动网格技术、非定常流场解算和非定常气动/运动耦合数值模拟方法对高超声速复杂干扰流动结构、气动力干扰效应,以及多体动态分离轨迹的精细模拟和准确预测能力。标模由一级飞行器和二级飞行器组成,采用背负式并联形式。一级飞行器为升力体外形,包含了翼梢下反的大后掠翼、双垂尾、襟翼、副翼等,长为85 m,高为15.36 m,翼展为62.726 m,参考面积为
2100 m2;二级飞行器为翼身组合体外形,包含单垂尾、体襟翼、襟翼、副翼等,长为35 m,高为4.2 m,翼展为17.5 m,参考面积为35 m2。标模在中国空气动力研究与发展中心直径为1 m高超声速风洞(FD-30)完成了马赫数Ma=6.0的高超声速并联分离捕获轨迹试验。直径为1 m高超声速风洞(FD-30)是一座暂冲型、吹吸式的常规高超声速风洞,具备开展飞行器测力测压试验、舵面铰链力矩试验、多体分离网格测力试验和连续跟踪系统(continuous tracking system,CTS)轨迹捕获试验、喷流干扰试验、模型自由飞试验等能力。图2为两级入轨飞行器并联分离标模在FD-30风洞中的试验模型。两级飞行器模型均按真实外形1∶100进行几何缩比。
采用非结构混合网格生成策略,在物面附近采用三棱柱网格单元提高附面层流动模拟精度,其他区域采用四面体/金字塔填充,第1层网格间距y+⩽1。背景网格计算区域取一级飞行器展长的8.0倍作为远场,子网格计算区域取二级飞行器展长的2.0倍作为插值边界。计算时分别采用密网格、粗网格和基于粗网格的自适应网格进行了并联分离特性的模拟。密网格包含三棱柱、金字塔和四面体,共计约
2800 万,其中,一级飞行器网格约1430 万,二级飞行器网格约1370 万。粗网格包含三棱柱、金字塔和四面体,共计约510万,其中,一级飞行器网格约270万,二级飞行器网格约240万。两级入轨飞行器计算网格如图3所示。网格自适应采用耦合流场特征的网格自适应技术,自适应探测器采用基于拟梯度自适应判据的激波探测器。网格自适应时的并行计算采用项目团队提出的“先唯一后同一”策略进行网格单元分布优化过程的并行相容性。
图4为动态优化过程网格量变化曲线。图5为动态优化过程典型时刻网格分布。初始时刻两级飞行器距离近,间隙内的流场存在激波多次反射,波系复杂,网格规模增加很多,出现图4中的峰值,网格总量达到约
1800 万,其中,一级飞行器网格量约600万,二级飞行器网格量约1200 万。随着分离距离增大,激波反射减弱,网格规模逐渐下降,最终大致维持于动态平衡状态,总量约1010 万,其中,一级飞行器约410万,二级飞行器约600万。3. 计算结果分析
计算状态与试验条件相同:马赫数Ma=6.0,迎角α=−2º,侧滑角β=0º,来流总温T0=492 K,来流总压P0=1.89×106 Pa。两级飞行器仅在气动作用力驱动下实现分离。图6~图8分别给出了密网格、粗网格和自适应网格计算得到的一级飞行器法向位移、轴向位移和俯仰角与风洞试验数据比较。图9~图11分别给出了密网格、粗网格和自适应网格计算得到的二级飞行器法向位移、轴向位移和俯仰角与风洞试验数据比较。可以看出密网格和网格自适应计算结果与试验值吻合较好,网格自适应计算结果与试验值吻合最好,采用网格自适应技术后,模拟精度明显提高。
一级和二级飞行器相对初始位置均逐渐向下运动,由于一级飞行器向下运动的更快,二级飞行器相对一级飞行器呈向上拉开的趋势,0.8 s的真实分离时间里,自适应网格计算得到的两级飞行器法向相对初始位置拉开距离为3.83 m,风洞试验得到的两级飞行器法向相对初始位置拉开距离为4.31 m,误差约为−0.48 m。一级和二级飞行器相对初始位置均逐渐向后运动,但由于一级飞行器向后运动的更快,二级飞行器相对一级飞行器则呈向前运动的趋势, 0.8 s的真实分离时间里,自适应网格计算和风洞试验得到的两级飞行器轴向相对初始位置拉开距离均为0.88 m。俯仰方向,一级飞行器呈先低头再逐渐抬头的趋势,0.8 s的真实分离时间里,自适应网格计算得到的一级飞行器俯仰角相对初始位置增加了0.30°,风洞试验算得到的一级飞行器俯仰角相对初始位置增加了0.36°,误差约为0.06°;二级飞行器相对初始位置逐渐抬头且俯仰角呈增大趋势,0.8 s的真实分离时间里,自适应网格计算得到的二级飞行器俯仰角相对初始位置增加了4.00°,风洞试验算得到的一级飞行器俯仰角相对初始位置增加了3.86°,误差约为0.14°。
由图6~图11可知,密网格和自适应网格计算得到的位移和姿态角差异不大。为进一步分析气动特性与流场结构的关系,以及网格对计算结果的影响,对比分析了密网格和自适应网络计算得到的气动特性和不同时刻流场结构。图12为粗网格和自适应网格计算得到二级飞行器上气动特性对比,图13为不同典型时刻,粗网格和自适应网格计算得到流场结构对比。由图13(a)可知,粗网格和自适应网格计算得到的流场结构相近,自适应网格计算得到的头部激波更精细,2种网格计算的得到的两飞行器之间的高压区域结构,激波后局部压力分布和飞行器底部附件压力分布有差异。网格不同产生的初始流场结构的差异,导致二级飞行器上受到的气动力和气动力矩不同,使得二级飞行器分离过程的位移和姿态角产生差异。位移和姿态角的不同,进一步加大了飞行器气动特性的差异和同一时刻流场结构的不同。由图12(c)可知,初始时刻t=0 s到t=0.24 s自适应网格计算得到的抬头力矩相对粗网格计算结果较大,会使飞行器俯仰角较大,t=0.24 s之后,虽然自适应网格计算得到的抬头力矩变小或低头力矩变大,但由于飞行器抬头俯仰角速度的影响,自适应网格计算得到的二级飞行器俯仰角仍然会比粗网格的大,与图11中的结果一致。
图14为计算得到的飞行器典型流场结构与风洞试验结果比较。可以看出,计算得到的流场结构与风洞试验结果一致,飞行器在整个分离过程中,经历了组合体流动、缝隙流动、小通道流动、大通道流动和自由流动等典型流动。分离之前为组合体流动,两级尚未分离以组合体形式存在,其流动特征主要为组合体气动外形产生的外部绕流流动特征,包括弓形激波、两级主激波干扰、二级在一级上方由于边界层黏性和逆压梯度引起的头部前缘流动分离而产生的分离激波等。分离启动阶段为缝隙流动,两级飞行器处于分离启动阶段,分离速度较慢,级间通道较窄,两级飞行器之间的缝隙中没有明显的激波反射,但存在边界层/边界层干扰、激波/边界层干扰、激波/激波干扰、流动分离等复杂的缝隙流动。分离初期,随着分离过程中二级飞行器与一级飞行器之间通道高度的增大,两级飞行器之间形成小通道流动,在一级飞行器和二级飞行器之间,存在一系列级间激波反射过程,这些反射激波在一级和二级表面引起流动分离,并随着通道高度的进一步增大,激波反射次数逐渐减少。两级飞行器分离中后期,随着两级飞行器分离姿态的建立,会形成大通道流动,由于两级飞行器之间的高度进一步增大,一级飞行器和二级飞行器头部激波在通道内不能形成激波串,但二级头激波仍可打到一级飞行器上表面,在一级飞行器表面引起流动分离,或者一级飞行器头激波打到二级飞行器下表面,引起当地流动分离。当分离距离再进一步增大,两级之间不再受彼此影响,各自逐渐与自由流的流场结构一致。
通过以上分离特性曲线和典型流场结构的对比分析,可以看出,本文方法可以较好模拟两级入轨飞行器并联分离特性,计算的得到的一级飞行器和二级飞行器位移、姿态角与风洞试验结果吻合很好,计算得到的流场结构与风洞试验结果一致,验证了NNW-FlowStar软件模拟并联分离特性的能力。
4. 结 论
基于自主设计的两级入轨飞行器并联分离标模和风洞试验数据,开展了NNW-FlowStar软件模拟并联分离特性研究。通过粗网格、密网格和自适应网格计算结果与风洞试验结果比较,验证了NNW-FlowStar软件模拟飞行器并联分离特性的能力。主要结论如下:
1) 数值模拟结果与风洞试验结果吻合较好,NNW-FlowStar软件可以较好模拟两级入轨飞行器的并联分离特性。
2) 采用网格自适应技术,可以有效提升并联分离特性的模拟精度。
3) 两级入轨飞行器并联分离过程激波结构快速变化,经历组合体流动、缝隙流动、小通道流动、大通道流动和自由流动等不同流动阶段。
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