某型渦扇發(fā)動機尾噴管流動特性研究

齊海帆，高 揚，郝曉樂，朱彥偉

某型渦扇發(fā)動機尾噴管流動特性研究

齊海帆，高 揚，郝曉樂，朱彥偉

（中國飛行試驗研究院，西安710089）

針對某型雙涵道分開排氣渦扇發(fā)動機尾噴管模型的流動特性進行了數(shù)值計算研究和試驗驗證。利用NASA典型尾噴管模型的推力系數(shù)對比研究結(jié)果驗證了數(shù)值方法的可行性，采用驗證后的數(shù)值方法獲得了不同飛行條件下和發(fā)動機工作狀態(tài)下某型發(fā)動機尾噴管模型內(nèi)、外涵道的流量系數(shù)和推力系數(shù)數(shù)據(jù)及其變化規(guī)律，并將數(shù)值計算結(jié)果與該型發(fā)動機在相同工況下的地面臺架試驗數(shù)據(jù)進行對比。結(jié)果表明：在試驗工況全范圍內(nèi)，發(fā)動機進口空氣流量的計算值與試驗值的最大偏差為1.8%，總推力的計算值與試驗值的最大偏差不超過±0.5%。

尾噴管；流動特性；渦扇發(fā)動機；數(shù)值計算；地面臺架試驗；總推力

0 引言

獲取發(fā)動機尾噴管特性曲線是利用燃氣發(fā)生器法確定發(fā)動機飛行推力的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一[1-2]。在國內(nèi)外對尾噴管流動特性的大量研究中，尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)特性曲線一般通過比例模型吹風試驗、實體臺架試驗以及CFD模擬試驗等方法獲得[3-10]。隨著計算機技術(shù)和數(shù)值計算方法的快速發(fā)展，數(shù)值計算已經(jīng)成為現(xiàn)代發(fā)動機設(shè)計時所采用的1種非常重要的方法。美國GE公司的CF34-10A和CFM公司的LEAP-X1C等渦扇發(fā)動機在進行尾噴管特性研究時均采用數(shù)值模擬與模型試驗相結(jié)合的方法。

本文針對某型分開排氣渦扇發(fā)動機尾噴管流動特性進行數(shù)值研究，得到了不同飛行條件和不同發(fā)動機工作狀態(tài)下的尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)數(shù)據(jù)，并與該型發(fā)動機地面臺架穩(wěn)態(tài)試驗數(shù)據(jù)對比，驗證了計算結(jié)果的可靠性，為后續(xù)型號試飛工作提供了技術(shù)支撐。

1 尾噴管物理模型和數(shù)值計算方法

1.1 物理模型與邊界條件

計算物理模型為某型分開排氣渦扇發(fā)動機尾噴管結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

建模時對原尾噴管模型進行了以下簡化：

（1）在3維模型向2維模型轉(zhuǎn)化過程中，忽略吊架結(jié)構(gòu)和尾噴管左右2部分結(jié)構(gòu)合并時連接件等結(jié)構(gòu)的影響；

圖1 發(fā)動機尾噴管結(jié)構(gòu)

（2）簡化了內(nèi)/外涵中間壁面附近結(jié)構(gòu)，去掉了位于內(nèi)/外涵中間壁面處的狹小冷卻氣流縫隙；

（3）尾噴管2維模型具有軸對稱結(jié)構(gòu)，為減少計算網(wǎng)格量，只取其上半部分結(jié)構(gòu)；

（4）忽略壁面粗糙度和局部結(jié)構(gòu)缺陷等因素的影響。

為了保證發(fā)動機進、排氣不會對計算結(jié)果造成影響，使噴管外流場更接近實際情況，計算區(qū)域選擇如圖2所示。計算區(qū)域設(shè)置如下：長為51×L，寬為31×R，噴管出口到壓力遠場邊界為35×L（L和R分別為尾噴管的特征長度和特征半徑)。尾噴管外流邊界采用壓力遠場邊界條件；內(nèi)、外涵尾噴管進口均采用壓力進口邊界條件；尾噴管出口后下邊界設(shè)置為對稱邊界條件；內(nèi)、外涵出口截面用來監(jiān)控內(nèi)、外涵出口截面的流速、壓力、質(zhì)量流量等參數(shù)；內(nèi)、外涵道的內(nèi)外壁面用來監(jiān)控壁面受力情況。

圖2 發(fā)動機尾噴管模型計算區(qū)域

1.2 網(wǎng)格劃分與計算方法

計算區(qū)域整體采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在尾噴管模型計算域內(nèi)采用帶有邊界層的局部加密結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。整個計算區(qū)域共17.9萬網(wǎng)格，其中尾噴管模型計算域網(wǎng)格為4.2萬，尾噴管附近加密區(qū)域網(wǎng)格為11.5萬。

采用商用軟件Fluent的耦合隱式穩(wěn)態(tài)求解器求解2維N-S方程，選擇能量方程，湍流模型選用標準k-ε模型，近壁區(qū)域采用標準壁面函數(shù)法，離散格式采用2階迎風格式。

2 數(shù)值計算方法驗證

為了驗證上述計算區(qū)域選擇、網(wǎng)格劃分、邊界條件設(shè)定和數(shù)值計算方法設(shè)置的合理性，針對NASA典型雙涵道分開排氣尾噴管模型[6]采用上述數(shù)值計算方法獲得其試驗工況下的推力系數(shù)，計算數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)的對比結(jié)果如圖3所示。

圖3 NASA典型尾噴管模型推力系數(shù)對比結(jié)果

結(jié)果表明：當尾噴管外涵落壓比FNPR較小時，誤差略大，最大誤差為 1.67%；FNPR＞1.9(臨界壓比)時，誤差趨于穩(wěn)定，約為0.23%。在所研究工況范圍內(nèi)，數(shù)值計算值與NASA試驗值均很好地吻合，說明計算區(qū)域選擇合理，網(wǎng)格劃分可行，邊界條件設(shè)置恰當，數(shù)值計算方法可靠。

3 尾噴管流動特性計算結(jié)果

3.1 內(nèi)、外涵流量系數(shù)計算結(jié)果

為了更加清晰地表明氣動參數(shù)對尾噴管內(nèi)、外涵流量系數(shù)的影響情況，將尾噴管外涵流量系數(shù)的計算結(jié)果整理為不同Ma條件下，外涵流量系數(shù)Cd，F(xiàn)an隨外涵落壓比FNPR變化的曲線；內(nèi)涵流量系數(shù)的計算結(jié)果整理為不同外/內(nèi)涵進口總壓比Pt,Fan,in/Pt,Core,in條件下，內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core隨內(nèi)涵落壓比CNPR變化的曲線。內(nèi)、外涵流量系數(shù)的計算公式為

式中：Wid,Core和Wid,Fan分別為內(nèi)、外涵的理想質(zhì)量流量；Wact,Core和Wact,Fan分別為內(nèi)、外涵的數(shù)值計算質(zhì)量流量。

外涵流量系數(shù)Cd,Core的計算結(jié)果如圖4所示。圖中各工況下的Cd,Core具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準點（Ma=0，F(xiàn)NPR=3.0）數(shù)據(jù)的相對比值，可見：

（1）當臨界壓比時，Cd，F(xiàn)an均隨 FNPR增大而快速減?。籉NPR≥臨界壓比時，Cd，F(xiàn)an保持為常數(shù)；

（2）FNPR＜1.65 時，Cd，F(xiàn)an隨 Ma增大而大，F(xiàn)NPR≥1.65時；Cd，F(xiàn)an不再隨 Ma 改變而變化。

內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core的計算結(jié)果如圖5所示。圖中各工況下的Cd,Core具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準點（Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.1，CNPR=2.8）數(shù)據(jù)的相對比值，結(jié)果表明：

圖4 發(fā)動機尾噴管外涵流量系數(shù)相對值計算結(jié)果

圖5 發(fā)動機尾噴管內(nèi)涵流量系數(shù)相對值計算結(jié)果

（1）CNPR＜臨界壓比時，Cd,Core隨的增大先增大后減??；CNPR≥臨界壓比時，Cd,Core保持為常數(shù)；

（2）CNPR＜1.55 時，Cd,Core隨 Pt,Fan,in/Pt,Core,in增大而減小；CNPR≥1.55時，Cd,Core不再隨Pt,Fan,in/Pt,Core,in的改變而變化。

3.2 內(nèi)、外涵推力系數(shù)計算結(jié)果

尾噴管內(nèi)、外涵推力系數(shù)的計算結(jié)果整理成：不同Ma條件下，內(nèi)、外涵推力系數(shù)Cf,Core、Cf,Fan和扣除尾噴管后壁面力的外涵實際推力系數(shù)Cf,Fan,act隨內(nèi)、外涵落壓比CNPR、FNPR變化的曲線。3種推力系數(shù)的計算公式如下

式中：Fid,Core、Fid,Fan分別為內(nèi)、外涵的出口理想推力；Fact,Core、Fact,Fan分別為內(nèi)、外涵的數(shù)值計算的出口推力；Fact為扣除壁面力的數(shù)值計算的尾噴管出口總推力。

內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的數(shù)值計算結(jié)果如圖6所示。圖中各工況下的Cf,Core具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準點（Ma=0，CNPR=2.8）數(shù)據(jù)的相對比值，結(jié)果表明：（1）當CNPR＜1.7時，內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core隨CNPR的增大而減小，Cf,Core隨Ma的增大而增大；（2） 當 CNPR≥1.7時，Cf,Core隨 CNPR的增大而增大；（3） 當 CNPR≥2.1時，的變化不受馬赫數(shù)的影響。

圖6 發(fā)動機尾噴管內(nèi)涵推力系數(shù)相對值計算結(jié)果

外涵推力系數(shù)Cf,Fan的數(shù)值計算結(jié)果如圖7所示。圖中各工況下的Cf,Fan具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準點（Ma=0，F(xiàn)NPR=3.0）數(shù)據(jù)的相對比值，結(jié)果表明：

（1）Cf,Fan隨 FNPR的變化存在 1個拐點 FNPR1，當FNPR＞時FNPR1，Cf,Fan不再隨Ma的改變而變化，只隨FNPR的增大而增大；

（2）不同Ma條件下，Cf,Fan的拐點值FNPR1不同，Ma越大，F(xiàn)NPR1越?。?/p>

（3）當 FNPR＜FNPR1時，Cf,Fan隨 Ma的增大而減??；Cf,Fan隨FNPR的增大先緩慢增大后快速減小。

圖7 發(fā)動機尾噴管外涵推力系數(shù)相對值計算結(jié)果

扣除尾噴管出口后壁面力的外涵實際推力系數(shù)Cf,Fan,act曲線如圖8所示。圖中各工況下的Cf,Fan,act具體值為該工況下Cf,Fan,act數(shù)據(jù)與基準點（Ma=0，F(xiàn)NPR=3.0）數(shù)據(jù)的相對比值。從圖中可知：

（1）Cf,Fan,act隨FNPR的增大整體上呈遞減趨勢；

（2）在同一FNPR條件下，Cf,Fan,act隨Ma的增大而增大，且該增大量隨著FNPR的增大而減小。

圖8 發(fā)動機尾噴管外涵實際推力系數(shù)相對值計算結(jié)果

4 發(fā)動機地面臺架試驗結(jié)果對比驗證

為了驗證計算結(jié)果的可靠性，采用該型發(fā)動機地面臺架試驗結(jié)果與上述數(shù)值計算結(jié)果進行對比分析。

某型發(fā)動機進口空氣流量計算值與地面臺架試驗值的對比結(jié)果如圖9所示。圖中的具體值為各狀態(tài)下與最大狀態(tài)下空氣流量的相對比值，相對誤差為各狀態(tài)下的計算值與試驗值的相對誤差。對比結(jié)果表明，在試驗工況全范圍內(nèi)，發(fā)動機進口空氣流量的計算值與地面臺架試驗值吻合程度較好，在各發(fā)動機工作狀態(tài)下，計算值略大于地面臺架試驗值，二者之間的最大偏差為1.8%，在工程試驗允許誤差范圍內(nèi)。

圖9 發(fā)動機空氣流量計算值與試驗值對比結(jié)果

發(fā)動機尾噴管出口總推力的計算值與試驗值對比結(jié)果如圖10所示。圖中的具體值為各狀態(tài)與最大狀態(tài)下推力的相對比值，相對誤差為各狀態(tài)下的計算值與試驗值的百分比相對誤差。結(jié)果表明，在全工況范圍內(nèi)，計算值與地面臺架試驗值吻合很好，二者之間最大偏差不超過±0.5%，在工程試驗允許誤差范圍內(nèi)。

圖10 發(fā)動機總推力計算值與試驗值對比結(jié)果

分析認為，計算值與地面臺架試驗數(shù)據(jù)之間的誤差可能來源于：

（1）建立尾噴管物理模型進行的相關(guān)簡化處理；

（2）在性能計算程序中，各種工況下尾噴管的內(nèi)、外涵進、出口總壓損失系數(shù)采用典型經(jīng)驗值代替帶來的誤差；

（3）數(shù)值計算所帶來的微小誤差，如計算模型的本身不確定度、計算舍入誤差等；

（4）發(fā)動機地面臺架各試驗測量參數(shù)的微小測量偏差所引起的試驗值偏差。

通過上述對比結(jié)果可知，計算值與試驗值均吻合很好，說明數(shù)值計算方法合理，計算結(jié)果可靠，在引入適當?shù)膲毫π拚罂梢杂糜谀承桶l(fā)動機性能計算。

5 結(jié)論

（1）針對NASA典型尾噴管模型，將數(shù)值方法的計算值與NASA試驗數(shù)據(jù)進行對比，驗證了數(shù)值計算方法的可靠性。結(jié)果表明：當尾噴管外涵落壓比FNPR較小時誤差略大，最大誤差為1.67%，F(xiàn)NPR＞1.9(臨界壓比)后，誤差趨于穩(wěn)定，約為0.23%。

（2）獲得了不同工況下發(fā)動機尾噴管內(nèi)、外涵流量系數(shù)和推力系數(shù)數(shù)據(jù)及其變化規(guī)律：在臨界落壓比以上，內(nèi)、外涵流量系數(shù)基本保持為常數(shù)；在特定落壓比以上，內(nèi)、外涵推力系數(shù)基本不隨Ma變化，只隨落壓比的增大而增大；外涵實際推力系數(shù)隨外涵落壓比的增大整體呈減小趨勢，隨馬赫數(shù)的增大呈增大趨勢。

（3）計算數(shù)據(jù)和發(fā)動機地面臺架試驗數(shù)據(jù)的對比結(jié)果驗證了計算結(jié)果的可靠性：在試驗工況全范圍內(nèi)，發(fā)動機進口空氣流量的計算值與試驗值的最大偏差為1.8%，總推力的計算值與試驗值的最大偏差不超過±0.5%。

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Investigation of Exhaust System Flow Characteristics for a Turbofan Engine

QIHai-fan,GAO Yang,HAO Xiao-le,ZHU Yan-wei
（AVIC Flight Test Establishment,Xi'an 710089,China）

The separate-flow exhaust system performance characteristic of a turbofan engine was analyzed through numerical method and experiment.Compared with typical exhaust system model test data from NASA,the numerical method was verified.The exhaust flow coefficient and the thrust coefficient of the turbofan engine under different flight conditions were obtained by the numerical method.Comparing the calculate data with the data obtained from the engine ground bench test,the results show that,within the scope of all test conditions,the maximum deviation of the engine inlet air flow rate between the calculated value and the test data was 1.8%,and the maximum deviation of the engine total thrust between the calculated value and the test data was no more than±0.5%.

exhaust nozzle;flow performance;turbofan engine;numerical calculation;engine ground bench test;total thrust

V231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.009

2014-01-09

齊海帆（1986），男，從事航空發(fā)動機性能與工作特性試飛研究工作；E-mail：qihaifan020520133@163.com。

齊海帆，高揚，郝曉樂，等.某型渦扇發(fā)動機尾噴管流動特性研究[J].航空發(fā)動機，2015，41（1）：48-52.QIHaifan,GAOYang,HAOXiaole，et al.Investigation of exhaust systemflowcharacteristicsfor aturbofan engine[J].Aeroengine，2015，41（1）：48-52.

（編輯：趙明菁）