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    發(fā)動機短艙內(nèi)型面參數(shù)設(shè)計對進氣效率的影響研究

    2014-04-03 06:52:04馬經(jīng)忠胡志東陳雅麗
    教練機 2014年1期
    關(guān)鍵詞:短艙恢復(fù)系數(shù)進氣道

    肖 毅,馬經(jīng)忠,胡志東,陳雅麗

    (中航工業(yè)洪都,江西南昌330024)

    0 引言

    發(fā)動機短艙是包容發(fā)動機的重要結(jié)構(gòu)部件,包含動力裝置的進氣系統(tǒng)即進氣道,與動力裝置的排氣系統(tǒng)即噴管系統(tǒng)和反推力裝置,以及連接進氣系統(tǒng)和發(fā)動機排氣系統(tǒng)的短艙艙門,是亞音速運輸機的重要部件之一[1]。近年來國內(nèi)外的研究人員主要針對短艙的吊裝形式和安裝位置進行了優(yōu)化設(shè)計,利用自主開發(fā)的優(yōu)化程序并結(jié)合CFD(Computational Fluid Dynamics)手段,總結(jié)形成了多種短艙優(yōu)化設(shè)計的方法,著重分析了短艙阻力大小和表面激波的分布規(guī)律[2,3]。由于短艙進氣效率普遍較高,有關(guān)短艙進氣道設(shè)計的文獻(xiàn)并不多見,但是針對收縮比、擴散段長度等進氣道設(shè)計中的重要幾何參數(shù)的研究仍然有必要進行。在某型飛機發(fā)動機短艙研制的過程中,為了研究收縮比和擴散段長度對進氣效率的影響,本文在商用CFD軟件Fluent中對不同的進氣道模型進行了數(shù)值模擬,分析了進氣道出口截面總壓恢復(fù)和流場畸變的變化規(guī)律。

    進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)定義如下:

    其中,p0,ex為進氣道出口氣流平均總壓,p0,∞為自由來流總壓,在進氣道設(shè)計中,總壓恢復(fù)系數(shù)越高越好。

    進氣道流場總壓畸變 (IDC,Inlet Distorted Coefficient)定義如下:

    其中,p0,min為進氣道出口氣流最小總壓,在進氣道設(shè)計中,流場畸變越小越好。

    1 發(fā)動機短艙參數(shù)設(shè)計概述

    圖1所示為短艙設(shè)計需要確定的主要幾何參數(shù)。根據(jù)某型飛機的設(shè)計條件和某型發(fā)動機的性能數(shù)據(jù),可以計算得到進氣道的喉道面積ATH[4];選擇適當(dāng)?shù)氖湛s比CR(CR=AHL/ATH),確定進氣道的進口面積AHL;參考國內(nèi)外短艙設(shè)計的相關(guān)經(jīng)驗,初步確定擴散段長度LD;根據(jù)發(fā)動機的三維數(shù)模并考慮阻力的影響,初步確定短艙外罩的最大截面面積AM、前段長度LM、后段長度LB及噴口直徑DB。本文在短艙外形初步確定的情況下,給定喉道和風(fēng)扇面積AF,著重研究進氣道內(nèi)型面參數(shù)CR和LD的改變對進氣效率的影響規(guī)律。

    根據(jù)文獻(xiàn)[4]的介紹,本文短艙收縮段采用四分之一橢圓構(gòu)形;通常進氣道的擴散段會采用三次樣條曲線修形,但是由于本文短艙喉道面積與進氣道出口即發(fā)動機風(fēng)扇面積比較接近,三次樣條曲線形狀的擴散段對改善進氣道流場作用并不明顯,故擴散段暫定用直線構(gòu)形。

    圖1 短艙的幾何特征參數(shù)

    2 計算模型及網(wǎng)格

    本文發(fā)動機短艙的三維數(shù)模如圖2所示,為了真實地對短艙流場進行模擬分析,本文加入了進氣錐進行三維建模,發(fā)動機短艙安裝角度為2°。

    圖2 某型飛機發(fā)動機短艙三維數(shù)模

    由于某型發(fā)動機的附件安裝相對集中,導(dǎo)致短艙下側(cè)會比較突出,在某型飛機研制的后續(xù)工作中,某型發(fā)動機附件的安裝有優(yōu)化的余地,繼而可以對短艙外形做進一步的優(yōu)化設(shè)計,但這并不會對本文研究短艙進氣道內(nèi)的流動造成影響。不同短艙的幾何參數(shù)如表1所示,其中對擴散段長度進行了無量綱化處理。

    表1 不同短艙的幾何參數(shù)

    本文的計算模型首先在Gambit中劃分非結(jié)構(gòu)化的三角形網(wǎng)格,然后在Tgrid中劃分四面體網(wǎng)格,對短艙壁面進行局部加密處理,總網(wǎng)格數(shù)在600萬左右。短艙進氣道的表面網(wǎng)格如圖3所示。

    圖3 短艙進氣道的表面網(wǎng)格

    3 計算方法概述

    本文的數(shù)值模擬在商用CFD軟件Fluent中進行。將流場邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場條件,將進氣道出口設(shè)置為壓力出口條件。采用有限體積法求解Navier-Stokes方程;使用二階迎風(fēng)格式對時間和空間項進行離散;采用可實現(xiàn)的k-ε(realizable k-ε)湍流模型對流動進行計算,該模型將湍動粘度與應(yīng)變率聯(lián)系起來,使得流動更加符合湍流的物理定律,適合于對射流、邊界層流動、有分離流動等進行計算[5]。本文在發(fā)動機最大狀態(tài)下對短艙內(nèi)外流場進行計算,計算條件為11km高度,0.8馬赫數(shù),1°攻角的高空巡航狀態(tài)及0km高度,0馬赫數(shù)的地面狀態(tài)。流場的控制方程如下式所示:

    4 計算結(jié)果分析

    圖4所示為Case.3短艙XOY中心截面的馬赫數(shù)分布云圖。 在11km高度,以馬赫數(shù)0.8巡航時,流動在接近短艙時逐漸減速,駐點在唇口附近形成,在短艙上側(cè)的外唇區(qū)域出現(xiàn)了超音速流動,并伴隨形成了激波,在某型飛機發(fā)動機短艙的后續(xù)研制過程中,外唇有必要做進一步的優(yōu)化設(shè)計;除下側(cè)有一部分速度較高的區(qū)域外,進氣道內(nèi)流場比較均勻。在地面狀態(tài)下,流動在接近短艙時逐漸加速,空氣被不斷吸入發(fā)動機內(nèi),氣流最大速度分布在唇口內(nèi)側(cè),靠近壁面的流動速度相對較低,在接近進氣道出口附近,流動變得越來越均勻。

    圖4 Case.3短艙XOY中心截面馬赫數(shù)云圖

    圖5所示為Case.3短艙進氣道出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)分布??傮w而言,短艙的進氣效率是比較高的,從圖中可以看出,靠近壁面的地方總壓損失較大;在地面狀態(tài)時,從進氣道壁面到進氣錐方向,總壓恢復(fù)系數(shù)的變化梯度更大,相對于高速巡航狀態(tài),進氣道出口的總壓恢復(fù)會出現(xiàn)一定的下降,且流場畸變也會更加嚴(yán)重。

    圖6所示為收縮比對短艙進氣效率的影響。從圖中可以看出,地面狀態(tài)下短艙的總壓恢復(fù)系數(shù)較高空巡航時更低,進氣畸變也更加嚴(yán)重。總體而言,增加收縮比,從而增大短艙的進口面積,可以提高進氣道出口的總壓恢復(fù),降低流場畸變,獲得更高的進氣效率;當(dāng)然,隨著進口面積的增加,短艙的外罩阻力也會增加,一般情況下短艙的收縮比均在1.3以內(nèi),但對于本文設(shè)計所采用的發(fā)動機而言,其附件分布較為集中,設(shè)計小的喉道面積,選擇小的收縮比,在建立短艙外形數(shù)模時,會產(chǎn)生曲率較大的部位,適當(dāng)選擇較高的收縮比,可以使短艙外形更加光順。

    圖7所示為擴散段長度對短艙進氣效率的影響。在擴散角變化很小的情況下,隨著擴散段長度的增加,無論是高速巡航狀態(tài)還是地面狀態(tài),進氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)隨之會有細(xì)微的下降,擴散段長度的增加,增加了流動的摩擦損失;總體而言,擴散段長度的增加有利于降低進氣道內(nèi)的流場畸變,可以使得流動分布更加均勻,但擴散段長度的增加無疑會增加短艙的重量,給飛機帶來不必要的負(fù)擔(dān),需要做權(quán)衡選擇。不同工況的計算結(jié)果見表2。

    圖5 Case.3進氣道出口截面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖

    圖6 收縮比對短艙進氣效率的影響

    圖7 擴散段長度對短艙進氣效率的影響

    表2 不同工況的計算結(jié)果

    5 結(jié)語

    本文在計算流體動力學(xué)軟件Fluent時,對不同短艙進氣道內(nèi)的流動進行了數(shù)值模擬,研究了收縮比與擴散段長度對進氣效率的影響。在一定范圍內(nèi),增加收縮比有利于提高短艙的進氣效率,但進口面積的增大會增加短艙的外罩阻力;總體而言,增加擴散段長度,會降低進氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù),但流場畸變也同樣會降低。從獲得高進氣效率的角度出發(fā),應(yīng)當(dāng)在一定范圍內(nèi)選擇高的收縮比和適當(dāng)?shù)臄U散段長度。

    [1]《飛機設(shè)計手冊》總編委.飛機設(shè)計手冊第5冊民用飛機總體設(shè)計[M].北京:航空工業(yè)出版社,2005.

    [2]Ryota Yoneta et al.Aerodynamic Optimization of an Over-the-Wing-Nacelle-Mount Configuration[J]. AIAA 2010-1016:1-20.

    [3]黎軍,王霄.一種低壓音速發(fā)動機短艙進氣道的優(yōu)化設(shè)計[C].第一屆近代實驗空氣動力學(xué)會議,銀川,2007:441-443.

    [4]《飛機設(shè)計手冊》總編委.飛機設(shè)計手冊第6冊氣動設(shè)計[M].北京:航空工業(yè)出版社,2002.

    [5]王福軍.計算流體動力學(xué)分析[M].北京:清華大學(xué)出版社,2004.

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