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    某型發(fā)動機非加力情況下收-擴尾噴管流動特性研究

    2016-07-21 06:12:13齊海帆
    現(xiàn)代機械 2016年3期
    關(guān)鍵詞:喉道總壓計算結(jié)果

    楊 曉,望 佳,齊海帆

    (中國飛行試驗研究院,陜西西安710089)

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    某型發(fā)動機非加力情況下收-擴尾噴管流動特性研究

    楊曉,望佳,齊海帆

    (中國飛行試驗研究院,陜西西安710089)

    摘要:針對某型渦扇發(fā)動機的收-擴尾噴管模型在加力不接通試驗工況下的流動特性,通過建立模型,進行相關(guān)的數(shù)值計算研究,獲得了不同喉道面積、面積比和尾噴管落壓比條件下的收-擴尾噴管模型的流量系數(shù)和推力系數(shù)數(shù)據(jù)及其變化規(guī)律,為發(fā)動機地面臺架標定試驗和飛行試驗中發(fā)動機進口空氣流量和標準凈推力的確定提供了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

    關(guān)鍵詞:收-擴尾噴管數(shù)值計算流量系數(shù)推力系數(shù)

    0引言

    發(fā)動機性能試飛的主要目的是確定發(fā)動機在不同飛行狀態(tài)和不同發(fā)動機工作條件下的飛行安裝凈推力[1-2],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。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(fēng)試驗、實體臺架試驗以及CFD模擬試驗等方法獲得[3]。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)計時所采用的一種非常重要的方法。該設(shè)計方法是以基于計算流體力學(xué)、計算傳熱學(xué)和計算燃燒學(xué)的原理為核心,結(jié)合相關(guān)的經(jīng)驗、半經(jīng)驗關(guān)系式,以計算機為工具,用數(shù)值方法求解相關(guān)聯(lián)的偏微分方程組,從而模擬發(fā)動機內(nèi)的流動、傳熱、傳質(zhì)和燃燒過程的細節(jié),預(yù)估發(fā)動機氣動熱力性能,而后采用相應(yīng)的試驗進行驗證。此設(shè)計方法具有設(shè)計周期短,節(jié)省經(jīng)費,不受試驗條件和設(shè)備的限制等優(yōu)點。

    本文針對某型混排式渦扇發(fā)動機的收-擴尾噴管模型在加力不接通試驗工況下的流動特性進行了數(shù)值研究,獲得了不同喉道直徑D8、不同面積比A9/A8和尾噴管落壓比條件下的收-擴尾噴管模型的流量系數(shù)和推力系數(shù)數(shù)據(jù)及其變化規(guī)律,為發(fā)動機地面臺架標定試驗和飛行試驗中發(fā)動機進口空氣流量和標準凈推力的確定提供了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

    1計算模型和數(shù)值計算方法

    1.1計算模型與邊界條件

    計算物理模型為某型混排式渦扇發(fā)動機的收-擴尾噴管結(jié)構(gòu),其結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。

    圖1 混排式渦扇發(fā)動機收-擴尾噴管結(jié)構(gòu)示意圖

    圖2 發(fā)動機尾噴管模型計算區(qū)域

    參考發(fā)動機在加力不接通條件下,實際工作時尾噴管喉道面積A8、尾噴管出口面積與喉道面積比A9/A8和尾噴管落壓比的數(shù)據(jù)和相應(yīng)關(guān)系,針對四種不同喉道直徑(D8=A、B、C、D,其中A﹤B﹤C﹤D)-每個喉道直徑下選取6個不同面積比(A9/A8=a、b、c、d、e、f,注:從a至f面積比逐漸增加)等24種不同的收-擴尾噴管構(gòu)型建立二維簡化模型(尾噴管落壓比Pt7/P0=1.2~13.2),由于尾噴管二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)??紤]到尾噴管外流計算邊界條件采用壓力遠場邊界條件,為了保證發(fā)動機排氣不會對計算結(jié)果造成影響,使噴管外流場更接近實際情況,將計算域長設(shè)為21×L,寬設(shè)為21×R(其中L和R分別為尾噴管模型的特征長度和特征半徑),計算區(qū)域選擇見圖2。尾噴管進口采用壓力進口邊界條件;計算區(qū)域的前、后、上等邊界設(shè)置為壓力遠場邊界條件;計算區(qū)域的下邊界設(shè)置為軸對稱邊界條件;尾噴管出口截面用來監(jiān)控尾噴管出口截面的流速、壓力、質(zhì)量流量等流動參數(shù)[4-5]。

    1.2網(wǎng)格劃分與數(shù)值計算方法

    考慮到計算資源限制、計算精度要求和計算流場結(jié)構(gòu)特點等方面原因,在計算網(wǎng)格劃分過程中,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,在對計算結(jié)果精度影響較大的尾噴管附近區(qū)域亦采用局部加密網(wǎng)格,24種不同計算模型的計算網(wǎng)格量均控制在20萬左右。

    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,離散格式采用二階迎風(fēng)格式,來流為已燃混氣,壓力進口邊界條件的設(shè)置參考發(fā)動機實際工作條件下的尾噴管進口總溫和總壓的相關(guān)數(shù)據(jù)[6-8]。

    1.3數(shù)據(jù)處理方法

    本文數(shù)據(jù)處理的目的是為了確定上述工況下尾噴管的總壓損失系數(shù)σ、流量系數(shù)Cd和推力系數(shù)CV值,其計算公式為 :

    σ=(Pt7-Pt9)/Pt9

    (1)

    (2)

    (3)

    (4)

    (5)

    (6)

    2尾噴管流動特性計算結(jié)果

    2.1總壓損失計算結(jié)果

    本文尾噴管總壓損失系數(shù)σ的計算結(jié)果整理成:不同尾噴管喉道直徑條件下,尾噴管流量系數(shù)Cd隨尾噴管落壓比Pt7和P0面積比A9/A8變化的分段曲線。圖3為尾噴管總壓損失系數(shù)σ的計算結(jié)果,圖中各工況下的σ具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準點(D8=D,Pt7/P0=1.2)數(shù)據(jù)的相對差值,結(jié)果表明:1)當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時,同一喉道直徑D8和面積比A9/A8條件下,尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨Pt7/P0增加而快速減小,這是因為流體的流動損失隨流體流動速度的平方成正比關(guān)系,隨著落壓比Pt7/P0的增加,尾噴管流道內(nèi)各個截面氣體的流動速度增加,進而流動損失增加; 2)當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)及以上時,同一喉道直徑D8條件下,尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨落壓比Pt7/P0增加略有上升,這是因為在臨界狀態(tài)及以上時,尾噴管流道內(nèi)大部分截面氣體的流動速度略有增加,因而流動損失略有增加;3)同一尾噴管落壓比Pt7/P0和同一面積比A9/A8條件下,尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨喉道直徑D8的增加而減小,這是因為進口面積和面積比A9/A8恒定時,尾噴管喉道直徑D8的增加使得尾噴管流道內(nèi)的流通截面增加,進而流動速度減小,流動損失減小。

    圖3 某型發(fā)動機尾噴管總壓損失系數(shù)相對值計算結(jié)果

    2.2流量系數(shù)計算結(jié)果

    尾噴管流量系數(shù)Cd的計算結(jié)果整理成:不同尾噴管喉道直徑條件下,尾噴管流量系數(shù)Cd隨尾噴管落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8變化的分段曲線。圖4為尾噴管流量系數(shù)Cd的數(shù)值計算結(jié)果,圖中各工況下的Cd具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準點(D8=D,Pt7/P0=1.2)數(shù)據(jù)的相對比值??梢钥闯觯?)當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時,同一喉道直徑D8和面積比A9/A8條件下,Cd隨落壓比Pt7/P0增加而快速減小,對照2.1節(jié)的分析結(jié)果可知,隨著落壓比Pt7/P0的增加,尾噴管的總壓損失迅速增加,因而尾噴管的流通能力快速減小;2)當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)及以上時,同一喉道直徑D8條件下,Cd先保持常數(shù),隨后隨落壓比Pt7/P0的增加略有減小,這是因為臨界狀態(tài)以上流動損失隨Pt7/P0的增大而略有增加; 3)同一尾噴管落壓比Pt7/P0條件下,Cd隨喉道直徑D8的增加而增大,該規(guī)律與落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8恒定時,尾噴管的流動損失隨喉道直徑D8的增大而增加的理論分析結(jié)果一致。

    圖4 某型發(fā)動機尾噴管流量系數(shù)相對值計算結(jié)果

    2.3推力系數(shù)計算結(jié)果

    尾噴管推力系數(shù)CV的計算結(jié)果整理成:不同尾噴管喉道直徑D8條件下,尾噴管推力系數(shù)CV隨尾噴管落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8變化的分段曲線。圖5為尾噴管推力系數(shù)CV的數(shù)值計算結(jié)果,圖中各工況下的CV具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準點(D8=D,Pt7/P0=1.2)數(shù)據(jù)的相對比值,結(jié)果表明:1)同一尾噴管落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8條件下,不同喉道直徑D8條件下的尾噴管推力系數(shù) CV基本相同;2)當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時,CV隨落壓比Pt7/P0增加而減小,分析認為在臨界狀態(tài)以下時,隨著落壓比Pt7/P0的增加,尾噴管的總壓損失增加,流通能力減小,因而推力CV系數(shù)減?。?)當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以上時,尾噴管推力系數(shù)CV隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加而減小,分析認為:隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加,一方面尾噴管流道的流動速度增加導(dǎo)致流動損失增加,另一方面,在尾噴管擴張段或尾噴管出口會出現(xiàn)不斷增強的激波,氣流經(jīng)過激波段后做功能力損失增加,推力系數(shù)減小。

    圖5 某型發(fā)動機尾噴管推力系數(shù)相對值計算結(jié)果

    3結(jié)論

    針對某型混排式渦扇發(fā)動機的收-擴尾噴管物理模型,建立了二維CFD數(shù)值計算簡化模型,確定該尾噴管模型流動特性研究的數(shù)值計算方法,為發(fā)動機臺架標定試驗和飛行試驗中發(fā)動機進口空氣流量和標準凈推力的確定提供了參考。

    1)當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時,同一喉道直徑D8和面積比A9/A8條件下,尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨Pt7/P0增加而快速減??;當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)及以上時,同一喉道直徑D8條件下,尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨落壓比Pt7/P0增加略有上升;同一尾噴管落壓比Pt7/P0和同一面積比A9/A8條件下,尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨喉道直徑D8的增加而減小。

    2)當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時,同一喉道直徑D8和面積比A9/A8條件下,Cd隨落壓比Pt7/P0增加而快速減??;當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)及以上時,同一喉道直徑D8條件下,Cd先保持常數(shù),隨后隨落壓比Pt7/P0的增加略有減小。

    3)同一尾噴管落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8條件下,不同喉道直徑D8條件下的尾噴管推力系數(shù)CV基本相同;當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時,CV隨落壓比Pt7/P0增加而減??;當尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以上時,尾噴管推力系數(shù)CV隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加而減小。

    參考文獻

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    中圖分類號:V231.3

    文獻標識碼:B

    文章編號:1002-6886(2016)03-0083-04

    作者簡介:楊曉(1963-),男,漢族,本科,就職于中國飛行試驗研究院發(fā)動機所,工程師,主要從事航空發(fā)動機整機試驗的工作。

    收稿日期:2015-10-20

    The flow characteristics of the convergent-divergent nozzle of a turbofan engine under non-afterburning condition

    YANG Xiao, WANG Jia, QI Haifan

    Abstract:In this study, we analyzed the flow characteristics of the convergent-divergent nozzle of a turbofan engine under non-afterburning condition. We established a model, carried out numerical calculation, and obtained the flow coefficient and the thrust coefficient of the nozzle model and their changing rules under different throat area, area ratio and blowdown ratio. This study has provided basic data for the determination of the inlet air flow and the standard net thrust of the engine in bench tests and flight tests.

    Keywords:convergent-divergent nozzle; numerical calculation; flow coefficient; thrust coefficient

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