分開排氣系統(tǒng)的1種設(shè)計方法及其性能研究

張建東，陳俊，王維，李永國，劉建軍

（中航商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司，上海 200241）

0 引言

在大涵道比渦扇發(fā)動機排氣系統(tǒng)中，由于流過風(fēng)扇外涵的空氣流量遠大于核心機的，與混合排氣形式的噴管相比，采用分開排氣的噴管能使內(nèi)涵噴管和外涵各自處于最佳工作狀態(tài)，同時降低了噴管的質(zhì)量，因此在大涵道比渦扇發(fā)動機（如CFM56系列、GE90系列、Trent系列等發(fā)動機）排氣系統(tǒng)中被廣泛應(yīng)用，分開排氣噴管的設(shè)計、材料、降噪等各項技術(shù)均已成熟，目前已向3維設(shè)計[1-3]和更高效率的自適應(yīng)面積可調(diào)[4]方向發(fā)展。在國內(nèi)，邵萬仁等[5-8]開展了對大涵道比渦扇發(fā)動機排氣噴管設(shè)計技術(shù)的研究，王志棟[9]、沈克揚[10]等開展了渦扇發(fā)動機噴管氣動設(shè)計和性能分析的研究，張正偉等開展了外涵偏軸分開排氣噴管的流場和聲場數(shù)值計算研究[7]，唐宇峰等開展了噴管喉道面積變化對大涵道比分排渦扇發(fā)動機性能影響的研究[12]，康冠群等研究了V形尾緣分開排氣噴管噴流流場[13]，并進行了分開式與混合式排氣噴管氣動特性對比研究，朱彥偉等通過數(shù)值計算的方法分析了某型大涵道比發(fā)動機內(nèi)、外涵噴管的流量特性[14]，張恩和較為系統(tǒng)地總結(jié)了國外大涵道比渦扇發(fā)動機的研制特點和設(shè)計特點，對渦扇發(fā)動機噴管的設(shè)計從可靠性、耐久性、可維護性等方面提出了更高的要求[15]。但從總體看，國內(nèi)對于商用大涵道比渦扇發(fā)動機排氣系統(tǒng)的設(shè)計技術(shù)尚不成熟。

本文研究了大涵道比渦扇發(fā)動機用分開排氣噴管的氣動型面設(shè)計方法及其性能。

1 噴管型面設(shè)計方法

典型的噴管大涵道比渦扇發(fā)動機剖面如圖1所示。本文主要研究噴管氣動型面設(shè)計，即圖中外涵外壁、核心機艙外罩、內(nèi)涵噴管外壁和尾錐。以外涵出口截面為界，核心機艙外罩位于外涵出口截面之前的部分稱為外涵內(nèi)壁；以內(nèi)涵噴管出口截面為界，尾錐位于內(nèi)涵噴管出口截面之前的部分稱為內(nèi)涵噴管內(nèi)壁。外涵進口連接風(fēng)扇支板出口，內(nèi)涵噴管進口接核心機低壓渦輪支板出口，風(fēng)扇支板出口與低壓渦輪支板出口的尺寸作為噴管型面設(shè)計的限制參數(shù)（圖1）。

圖1 典型渦扇發(fā)動機剖面

表1 噴管設(shè)計點氣動參數(shù)

噴管設(shè)計點一般選大涵道比渦扇發(fā)動機工作時間最長的巡航安裝狀態(tài)，本文所涉及的巡航安裝狀態(tài)飛行高度為11km，其余內(nèi)涵噴管進口和外涵進口氣動參數(shù)見表1，表中外涵、內(nèi)涵噴管流量均以外涵流量進行了無量綱化處理。

基于1維氣體動力學(xué)基礎(chǔ)理論，根據(jù)上述氣動參數(shù)，外涵膨脹至臨界狀態(tài)，確定的外涵喉部面積（即出口面積）為0.781，內(nèi)涵噴管實現(xiàn)完全膨脹，確定的內(nèi)涵噴管出口面積為0.198。

如圖1所示，構(gòu)成噴管的各型面均為軸對稱型面，其設(shè)計過程分為外涵型面設(shè)計、內(nèi)涵噴管設(shè)計、核心機艙外罩b段設(shè)計和尾錐b段設(shè)計。組成外涵流道的外涵內(nèi)壁面和外壁面，與通過發(fā)動機軸線的平面相交，所得剖面線為距離發(fā)動機軸線徑向長度不同的2條曲線（圖2中AC與BD），可看作是一系列沿軸向分布的、半徑不同的圓（圓心連線即為外涵中心線）的包絡(luò)線，如圖2所示。外涵中心線通過控制中心線上的關(guān)鍵點實現(xiàn)，外涵中心線共有5個控制點（如圖3所示），其中A點為外涵進口內(nèi)外壁連線的中點，B點用于控制外涵入口段斜率，C點用于控制外涵徑向最高點（發(fā)動機后安裝節(jié)的預(yù)留空間），E點位于外涵出口內(nèi)外壁連線的中點，D點用于控制外涵出口段斜率，各控制點之間通過樣條曲線連接，也可以根據(jù)需求采用分段樣條曲線連接。

圖2 噴管型面曲線與中心線

在外涵中心線半徑為R2的軸向位置X，對應(yīng)軸向位置的流通面積為A2，則

圖3 外涵控制點

組成內(nèi)涵噴管流道的內(nèi)涵噴管內(nèi)、外壁面，其設(shè)計方法與外涵的相同，僅內(nèi)涵噴管出口徑向與軸向尺寸的設(shè)計需考慮與核心機艙外罩b段協(xié)調(diào)，而無后安裝節(jié)的影響。而內(nèi)涵噴管中心線和內(nèi)涵噴管流通面積與外涵的不同。

核心機艙外罩b段型面即圖2中連接D點和G點的曲線，其中D點保持光滑連接，G點的梯度與內(nèi)涵噴管出口氣流角保持一致。尾錐b段型面即圖2中連接H點和軸線的曲線，其中H點保持光滑連接，尾錐曲線與軸線連接點決定噴管的最終長度。

通過上述設(shè)計方法所得典型噴管型面2維模型如圖4所示。

圖4 噴管型面2維模型

2 噴管氣動性能分析

2.1 典型分開排氣噴管氣動性能分析方法

為了準(zhǔn)確模擬噴管流場，以研究噴管氣動性能，利用噴管的軸對稱特性，采用2維軸對稱模型對噴管流場進行數(shù)值模擬分析。為了減小邊界條件對計算結(jié)果的影響，流場整體的高度和寬度分別選取噴管外涵進口外壁半徑的8倍和噴管整體長度的7倍，如圖5所示。

圖5 噴管計算域

計算域內(nèi)網(wǎng)格形式為四邊形結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，壁面2維網(wǎng)格總數(shù)為20萬，并使用壁面插值函數(shù)，如圖6所示。流場計算采用隱式格式求解對流項，采用有限體積法求解N-S方程，湍流模型選用SSTk-ω模型。遠場為無反射邊界，壁面無滑移、無穿透，在近壁面垂直于壁面的方向上的壓力梯度為零。

圖6 噴管網(wǎng)格劃分

整個流場采用各邊界的平均值進行初始化。

2.2 噴管氣動性能指標(biāo)

衡量噴管氣動性能優(yōu)劣的參數(shù)通常選擇推力系數(shù)。噴管實際推力為如圖7所示控制面1～4上產(chǎn)生的推力之和（本文中下標(biāo)v表示動量項，下標(biāo)p表示壓強項）。

控制面1～4所產(chǎn)生的實際總推力

圖7 產(chǎn)生推力的控制面

理想推力可由1維等熵流動方程確定

2.3 噴管氣動性能分析

2.3.1 噴管流場結(jié)構(gòu)

通過上述方法模擬所得噴管設(shè)計點馬赫數(shù)分布如圖8所示。從圖8中可見，外涵氣流的膨脹過程主要發(fā)生在外涵接近出口截面的收縮段（馬赫數(shù)增大），氣流在外涵出口截面尚處于不完全膨脹狀態(tài)，在噴管出口截面下游繼續(xù)膨脹，形成了圖8中外涵出口下游的波系結(jié)構(gòu)。內(nèi)涵氣流在內(nèi)涵噴管出口下游流通面積逐漸增加，流速增大，靜壓升高。從如圖9所示的噴管流線分布可見，流場中流線過渡光順，未出現(xiàn)壁面分離和旋渦等能引起流動損失急劇增大的現(xiàn)象。

圖8 噴管馬赫數(shù)分布

圖9 噴管流線分布

2.3.2 噴管性能參數(shù)變化規(guī)律

對于幾何固定的內(nèi)、外涵分開排氣噴管，影響噴管性能的參數(shù)有外涵進口氣動參數(shù)、內(nèi)涵噴管進口參數(shù)與自由流氣動參數(shù)，其中，由于外涵流量近10倍于內(nèi)涵噴管的，所以選擇外涵進口氣動參數(shù)作為影響噴管性能的關(guān)鍵參數(shù)，進行噴管氣動性能的研究。

為了分析外涵落壓比對噴管性能的影響，在環(huán)境靜溫為218.8K、環(huán)境靜壓為23842Pa、內(nèi)涵落壓比為1.600的條件下，對自由流馬赫數(shù)Ma0分別為0.785和0.050，外涵落壓比分別為2.200、2.000、1.893、1.800、1.600、1.400和1.200時噴管流場進行了數(shù)值模擬。模擬所得噴管推力系數(shù)Cfg隨外涵落壓比變化曲線如圖10所示。Cfg的變化趨勢與自由流馬赫數(shù)有關(guān)，當(dāng)Ma0=0.050時，Cfg隨外涵落壓比的增大而平緩增大；當(dāng)Ma0=0.785時，Cfg隨外涵落壓比的增大而減小，且變化幅度逐漸減小，同時，核心機艙外罩b段與尾錐b段所受軸向力在噴管總推力中所占比例（Cfg-Cfgo）也減小。

在外涵落壓比相同的條件下，自由流馬赫數(shù)越大，核心機艙外罩b段與尾錐b段所受軸向力在噴管總推力中所占比例越大。

需要說明的是，本文未計入外露尾錐對理想推力的貢獻，導(dǎo)致在Ma0=0.785時Cfg＞1。

圖10 噴管推力系數(shù)隨外涵落壓比變化曲線

3 結(jié)論

本文介紹了1種設(shè)計分開排氣噴管型面的方法，并采用數(shù)值模擬方法分析了外涵進口氣動參數(shù)對噴管氣動性能參數(shù)的影響。得出如下結(jié)論。

（1）在自由流馬赫數(shù)為0.050時，推力系數(shù)Cfg隨外涵落壓比的增大而增大，在自由流馬赫數(shù)為0.785時，Cfg隨外涵落壓比的增大而減??；

（2）在外涵落壓比相同時，自由流馬赫數(shù)越大，核心機艙外罩b段與尾錐b段所受軸向力在噴管總推力中所占比例越大，對Cfg的影響也增大。

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