基于氣動(dòng)性能優(yōu)化的某型發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

田大可，袁長龍，徐　雪，張德志，王海龍

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

基于氣動(dòng)性能優(yōu)化的某型發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

田大可，袁長龍，徐雪，張德志，王海龍

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

為減少某型發(fā)動(dòng)機(jī)外涵流道內(nèi)的氣流損失，以總壓恢復(fù)系數(shù)較大、制造工藝性較好為優(yōu)化目標(biāo)，開展了某型發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案研究。提出了外涵機(jī)匣模型簡(jiǎn)化準(zhǔn)則，采用流體計(jì)算仿真軟件A N SY S Fluent14.0分別從對(duì)外涵機(jī)匣總壓恢復(fù)系數(shù)有影響的外型輪廓、集線盒外型、半/全長整流罩等3個(gè)考核方面進(jìn)行了數(shù)值仿真分析。通過比較計(jì)算結(jié)果，分別得出了3個(gè)考核方面最優(yōu)的結(jié)構(gòu)方案，分別為平直段-長擴(kuò)張段-平直段、半圓-葉型、半長整流罩。提出的外涵流道模型簡(jiǎn)化準(zhǔn)則以及優(yōu)化氣動(dòng)性能選取合理結(jié)構(gòu)的思路為渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣的設(shè)計(jì)與分析提供了借鑒和參考。

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；外涵機(jī)匣；氣動(dòng)性能；總壓恢復(fù)系數(shù)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0　引言

外涵機(jī)匣是航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)形成外涵流道［1］、實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)完整性及發(fā)動(dòng)機(jī)功能等用途的重要結(jié)構(gòu)單元。外涵流道內(nèi)通常需要設(shè)置作動(dòng)筒、控制活門、引氣管、滑油供/回油管、電纜等附件和管線，這些外部附件根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的功能需求進(jìn)行排布，具有多樣性、無序性等特點(diǎn)。繁多的種類和相對(duì)凌亂的排布會(huì)對(duì)流經(jīng)外涵的氣流產(chǎn)生不利影響，使得氣流損失較大，總壓恢復(fù)系數(shù)較低。因此，為降低外涵氣流損失，開展外涵流路凈化研究是外涵機(jī)匣設(shè)計(jì)中不可回避的1個(gè)重要和難點(diǎn)問題。針對(duì)這一難點(diǎn)，國外許多發(fā)動(dòng)機(jī)公司都進(jìn)行了較為深入的研究，并主要集中在外涵機(jī)匣的外型輪廓、涵道內(nèi)管路引出方式等方面。F100發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣的前端為平直段，從主燃開始變?yōu)闈u擴(kuò)圓錐段，并采用涵道內(nèi)管路分別穿越外涵的方式［2-4］；F110、F404、F119、F120等發(fā)動(dòng)機(jī)的外涵機(jī)匣前端為漸擴(kuò)圓錐段，后端變?yōu)閳A柱段，同樣采用分別穿外涵方式［5-9］；GE90、CFM56等大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)采用C型短艙作為外涵機(jī)匣，并采用集中穿越外涵的結(jié)構(gòu)方式［10-12］。這些成功的案例對(duì)外涵機(jī)匣氣動(dòng)性能的研究具有一定的參考意義。

本文根據(jù)某型發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣的設(shè)計(jì)要求及結(jié)構(gòu)方案，提出了模型簡(jiǎn)化準(zhǔn)則，采用流體計(jì)算軟件，從外型輪廓、集線盒形狀、半/全長整流罩等方面分析了結(jié)構(gòu)對(duì)外涵機(jī)匣氣動(dòng)性能的影響，根據(jù)結(jié)果的分析比較，給出了相對(duì)最優(yōu)的解決措施。

1　外涵結(jié)構(gòu)方案及模型簡(jiǎn)化

1.1結(jié)構(gòu)方案

某型發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣位于中介機(jī)匣后，渦輪后機(jī)匣前；外涵流道內(nèi)包含VSV作動(dòng)筒、TBV活門、ACC活門、燃油總管、滑油供/回油管、壓氣機(jī)中間級(jí)引氣管、控制電纜和點(diǎn)火電纜等外部附件和管線。由于外涵道中有大量氣流流過，為減少氣流損失，采用管路集中穿越外涵、在附件及管路外部安裝半長或全長整流罩的結(jié)構(gòu)方案，如圖1所示。將各類管路分4處集中引出，并采用具有葉型形狀的集線盒對(duì)管路進(jìn)行固定與保護(hù)。考慮外涵機(jī)匣外部附件的影響，第1個(gè)集線盒的角向位置（順航向逆時(shí)針）為15°，其余兩兩夾角為120°、60°和120°，如圖2所示。

圖1　外涵機(jī)匣結(jié)構(gòu)方案

圖2　集線盒角向分布

1.2模型簡(jiǎn)化

真實(shí)的外涵流道結(jié)構(gòu)異常復(fù)雜，為便于氣動(dòng)計(jì)算，需要對(duì)外涵流道結(jié)構(gòu)進(jìn)行適當(dāng)簡(jiǎn)化處理，簡(jiǎn)化原則如下：

（1）由于外涵機(jī)匣具有軸對(duì)稱特征，選取任意沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線剖面的外型輪廓作為外涵流道的上壁面；

（2）對(duì)于較為復(fù)雜的流道下壁面，采用將核心機(jī)及其外部附件、管路用包絡(luò)線代替的方法簡(jiǎn)化。簡(jiǎn)化后的模型如圖3所示。

圖3　簡(jiǎn)化后的外涵流道

2　外涵流路的凈化

2.1基本流程

采用Gambit軟件對(duì)流場(chǎng)分塊劃分并進(jìn)行3維非結(jié)構(gòu)化分網(wǎng)，采用流體計(jì)算仿真軟件ANSYS Flu ent14.0對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)外涵流道進(jìn)行計(jì)算分析和后處理。計(jì)算方法采用3維定常數(shù)值模擬方法，控制方程采用2維黏性N-S方程，湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型［13-15］，給定質(zhì)量流量進(jìn)口邊界條件，壓力出口邊界條件，壁面給定無滑移邊界條件，分析的基本流程如圖4所示。

圖4　計(jì)算分析流程

2.2輪廓外型對(duì)外涵損失的影響

選取“平直段+擴(kuò)張段”、“平直段+短擴(kuò)張段+平直段”、“平直段+長擴(kuò)張段+平直段”3種不同的外涵結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行分析，3種方案的結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5　3種外涵結(jié)構(gòu)方案

建立3種方案的計(jì)算模型，如圖6所示。

3種方案的總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.9513、0.9502和0.9482，可見，方案1的總壓損失最小，總壓恢復(fù)系數(shù)最高，是3種方案中最好的。

2.3集線盒外型對(duì)外涵損失的影響

集線盒除用于固定、保護(hù)涵道內(nèi)管路外，通常在結(jié)構(gòu)外型上采用一般承力機(jī)匣支板的截面形狀，即前、后緣為曲面過渡，中間為平直段，前緣采用半圓或圓弧形狀，后緣采用半圓或葉型形狀，本文提出了4種集線盒外型方案，如圖7所示。

圖6　3種外涵計(jì)算模型

圖7　集線盒外型方案

4種方案的總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.9552、0.9569、0.9550和0.9573，可見，方案4的總壓損失最小，總壓恢復(fù)系數(shù)最高，但該方案僅與方案2的相差0.04%，綜合考慮可維護(hù)性和加工成本等因素，選定前緣形狀為半圓、尾緣形狀為葉型的管線集線盒結(jié)構(gòu)，即方案2作為最終方案。

2.4半長整流罩對(duì)外涵損失的影響

為進(jìn)一步提高外涵的氣動(dòng)性能，在外涵流道的下壁面增加半/全長整流罩結(jié)構(gòu)，即在核心機(jī)及低壓渦輪機(jī)匣的外側(cè)安裝1層機(jī)匣，使流道更為光順，半/全長整流罩前端安裝在中介機(jī)匣后安裝邊上，后端安裝到主燃機(jī)匣前安裝邊或低渦機(jī)匣后安裝邊。

在最優(yōu)輪廓外型和最優(yōu)集線盒外型研究的基礎(chǔ)上，提出半長整流罩為平直段和平直段+收斂段2種結(jié)構(gòu)方案，2種方案的模型及計(jì)算結(jié)果如圖8、9所示。

2種結(jié)構(gòu)方案的總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.9663和0.9633，可見，方案1的總壓損失小，總壓恢復(fù)系數(shù)高，比方案2的更好些。

圖8　半長整流罩結(jié)構(gòu)方案

圖9　半長整流罩總壓分布

2.5全長整流罩對(duì)外涵損失的影響

與半長整流罩方案類似，增加覆蓋整個(gè)外涵內(nèi)壁面的機(jī)匣結(jié)構(gòu)即為全長整流罩，該方案的模型及計(jì)算結(jié)果如圖10所示。

圖10　全長整流罩模型及計(jì)算結(jié)果

該方案的總壓恢復(fù)系數(shù)為0.9589，外涵內(nèi)壁全長整流罩方案的總壓恢復(fù)系數(shù)要略低于半長整流罩方案的，說明全長整流罩方案使得外涵氣流的總壓損失有所增大，這對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)性能是不利的；也說明簡(jiǎn)單加長內(nèi)壁整流罩，并不一定會(huì)提升發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，需要根據(jù)具體結(jié)構(gòu)特征進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

3　結(jié)論

本文基于某型發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道氣動(dòng)性能優(yōu)化，開展了外涵道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案研究，分別從對(duì)外涵機(jī)匣總壓恢復(fù)系數(shù)有影響的外型輪廓、集線盒外型、半/全長整流罩3個(gè)方面進(jìn)行了數(shù)值仿真分析，得到如下結(jié)論：

（1）加裝整流罩的結(jié)構(gòu)方案較不加裝整流罩的結(jié)構(gòu)方案，總壓恢復(fù)系數(shù)有較大提高，是1種較為有效的提升氣動(dòng)性能的結(jié)構(gòu)方案。

（2）尾緣形狀均為葉型、前緣形狀為半圓和圓弧的集線盒方案，二者總壓恢復(fù)系數(shù)相當(dāng)，說明前緣形狀對(duì)總壓損失的影響較小，而尾緣形狀是比較重要的影響因素。

（3）半長整流罩結(jié)構(gòu)方案的氣動(dòng)性能略優(yōu)于全長整流罩結(jié)構(gòu)方案的，說明內(nèi)壁整流罩不能簡(jiǎn)單拉長，應(yīng)當(dāng)根據(jù)具體結(jié)構(gòu)進(jìn)行進(jìn)一步設(shè)計(jì)。

［1］劉長福，鄧明.航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)分析［M］.西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2006：1-20. LIU Changfu，DENG Ming.Structure analysis of aeroengine［M］.Xi'an：Northwestern Polytechnical University Press，2006：1-20.（in Chinese）

［2］林左鳴.世界航空發(fā)動(dòng)機(jī)手冊(cè)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2012：45-301. LIN Zuoming.Handbook of aero engine［M］.Beijing：Aviation Industry Press，2012：45-301.（in Chinese）

［3］張寶誠.航空發(fā)動(dòng)機(jī)的現(xiàn)狀和發(fā)展［J］.沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報(bào)，2008，25（3）：6-10. ZHANG Baocheng.State and development of aero-engine［J］.Journal of Shenyang Institute of Aeronautical Engineering，2008，25（3）：6-10.（in Chinese）

［4］呂春光.航空發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣結(jié)構(gòu)建模方法研究［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2012，38（1）：29-32. LV Chunguang.Study of modeling for aeroengine bypass duct［J］.Aeroengine，2012，38（1）：29-32.（in Chinese）

［5］陳志英，張冶.航空發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)短艙內(nèi)安裝的路徑規(guī)劃研究［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2004，30（3）：5-7. CHEN Zhiying，ZHANG Ye.Study on planning for aeroengine installation paths in nacelles［J］.Aeroengine，2004，30（3）：5-7.（in Chinese）

［6］陳光.航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)分析設(shè)計(jì)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2014：10-150. CHEN Guang.Aircraft engine structure analysis and design［M］.Beijing：Beihang University Press，2014：10-150.（in Chinese）

［7］洪杰.航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與動(dòng)力學(xué)分析［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2012：1-50. HONG Jie.Aero gas turbine engine structure design and dynamic analysis［M］.Beijing：Beihang University Press，2012：1-50.（in Chinese）

［8］肖國樹.航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)（第5冊(cè)）：渦噴及渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)總體［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2001：1-20. XIAO Guoshu.Aircraft engine design manual（the fifth volumes）：turbojet and turbofan engine overall［M］.Beijing：Aviation Industry Press，2001：1-20.（in Chinese）

［9］江和甫，古遠(yuǎn)興，卿華.航空發(fā)動(dòng)機(jī)的新結(jié)構(gòu)及其強(qiáng)度設(shè)計(jì)［J］.燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2007，20（2）：1-4. JIANG Hefu，GU Yuanxing，QING Hua.New structure and strength design of aeroengine［J］.Gas Turbine Experiment and Research，2007，20（2）：1-4.（in Chinese）

［10］Thomas R D，Michael J H.Engine wars competition for U.S.fighter engine production［R］.AIAA-1998-3115.

［11］陳光，邱明星.GE90-115B發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特點(diǎn)分析［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2013，39（3）：1-5. CHEN Guang，QIU Mingxing.Analysis of structure design characteristics for GE90-115B［J］.Aeroengine，2013，39（3）：1-5.（in Chinese）

［12］佳力.CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)的幾種新改型［J］.國際航空，1996（8）：51-53. JIA Li.Several new variants of CFM56 series engine［J］.International Aviation，1996（8）：51-53.（in Chinese）

［13］廉筱純，吳虎.航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理［M］.西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2011：1-8. LIAN Xiaochun，WU Hu.Principle of aeroengine［M］.Xi'an：Northwestern Polytechnical University Press，2011：1-8.（in Chinese）

［14］王云.航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2011：52-60. WANG Yun.Principle of aeroengine［M］.Beijing：Beihang University Press，2011：52-60.（in Chinese）

［15］王新月.氣體動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)［M］.西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2008：15-105. WANG Xinyue.Basis of gas dynamics［M］.Xi'an：Northwestern Polytechnical University Press，2008：15-105.（in Chinese）

（編輯：栗樞）

Research on Structure Design of the Bypass Casing for a Certain Type Aeroengine Based on Aerodynamic Performance Optimization

TIAN Da-ke，YUAN Chang-long，XU Xue，ZHANG De-zhi，WANG Hai-long
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang，110015，China）

In order to reduce the flow loss of bypass for a certain type aeroengine，the larger total-pressure recovery coefficient and better manufacturability were taken as the optimization objectives，structure design of the bypass casing was studied.A simplified model of bypass casing was established.In addition，by using ANSYS Fluent of numerical simulation software of flow，some characteristics such as profile contour，hub profile，semi and full fairings which have influence on the total-pressure recovery coefficient were analyzed.Choose a relative optimization scheme by comparing with the results of different structure schemes，which is straight-long expansion-straight casing，semicircle-leaf shape and semi-fairing respectively.The proposed criterion of model simplification and thoughts of selecting structure scheme of bypass casing can be taken as the reference for the structure design and analysis of bypass casing for turbofan engine.

turbofan engine；bypass casing；aerodynamic performance；total-pressure recovery coefficient；aeroengine

V 231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.04.009

2016-01-05基金項(xiàng)目：國家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

田大可（1981），男，博士，高級(jí)工程師，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與預(yù)先研究工作；E-mail：tdk724@126.com。

引用格式：田大可，袁長龍，徐雪，等.基于氣動(dòng)性能優(yōu)化的某型發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2016，42（4）：43-46.TIANDake，YUAN Changlong，XU Xue，et al.Research on structure design of the bypass casing for a certain type aeroengine based on aerodynamic performance optimization［J］. Aeroengine，2016，42（4）：43-46.