分開式排氣系統(tǒng)氣動(dòng)性能與噴流特性數(shù)值研究

陳燦平，李漫露，田曉沛

分開式排氣系統(tǒng)氣動(dòng)性能與噴流特性數(shù)值研究

陳燦平，李漫露，田曉沛

（中國(guó)航發(fā)中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院，北京101304）

為分析大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)分開式排氣系統(tǒng)的氣動(dòng)性能、噴流特性以及掛架支板對(duì)排氣系統(tǒng)性能的影響，采用數(shù)值模擬方法對(duì)2種結(jié)構(gòu)形式的分開式排氣系統(tǒng)流場(chǎng)進(jìn)行了2維和3維計(jì)算研究。結(jié)果表明：掛架支板主要影響外涵流動(dòng)，對(duì)外涵流量、總壓損失等系數(shù)的影響隨外涵落壓比非線性變化，外涵進(jìn)入臨界狀態(tài)后掛架支板造成的總壓損失趨于不變，掛架支板對(duì)內(nèi)涵流動(dòng)的影響幾乎不隨外涵落壓比而變化；外涵噴流主要通過內(nèi)涵出口處剪切層影響內(nèi)涵的流動(dòng)，且其影響方式與噴管結(jié)構(gòu)相關(guān)；噴管內(nèi)涵氣動(dòng)性能不僅受外涵噴流特性影響，也與自身工況相關(guān)。

分開式排氣系統(tǒng)；氣動(dòng)性能；噴流特性；大涵道比；數(shù)值模擬；渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)由于其具有耗油率低、噪聲小的優(yōu)點(diǎn)，被廣泛用于大型民用、軍用運(yùn)輸機(jī)以及其他如加油機(jī)、預(yù)警機(jī)、反潛機(jī)等其他大型亞聲速飛機(jī)上。排氣系統(tǒng)作為發(fā)動(dòng)機(jī)主要部件之一，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)的性能乃至飛機(jī)的性能至關(guān)重要。排氣系統(tǒng)典型流場(chǎng)非常復(fù)雜，同時(shí)存在2～3種不同總壓、總溫的氣流，并包含亞聲、跨聲和超聲流動(dòng)，以及激波與邊界層相互作用、復(fù)雜剪切層等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象。進(jìn)行排氣噴管設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)保證發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)所需流量的同時(shí)使排氣噴管壓力損失最小且不增大外部阻力等[1]。

國(guó)外對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)已有廣泛且較成熟的基礎(chǔ)與應(yīng)用研究。但研究多包含在短艙的設(shè)計(jì)當(dāng)中，單獨(dú)研究排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)的公開文獻(xiàn)較少。由于分開式排氣系統(tǒng)流動(dòng)的復(fù)雜性，早期排氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)主要采用參數(shù)化的縮比模型試驗(yàn)建立性能數(shù)據(jù)庫，以此預(yù)測(cè)全尺寸噴管的性能；結(jié)合全尺寸模型進(jìn)行驗(yàn)證，通過不斷優(yōu)化獲得滿意的設(shè)計(jì)。由于傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)周期長(zhǎng)、代價(jià)昂貴，且具有不確定性等缺陷，使得基于CFD技術(shù)的設(shè)計(jì)方法有了長(zhǎng)足的發(fā)展。對(duì)CFD的早期研究主要集中于計(jì)算方法[2-5]。研究思路主要通過數(shù)值求解2維和3維的Euler/Navier-Stokes方程來進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算與分析。如K.M.Peery等[6]給出包含多股流動(dòng)噴管的流場(chǎng)計(jì)算方法，開發(fā)了針對(duì)包含涵道內(nèi)支撐結(jié)構(gòu)在內(nèi)的大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)氣動(dòng)性能的研究方法，并與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好；Abdol-Hamid等[7]給出了網(wǎng)格密度對(duì)求解結(jié)果的影響；R.H.Thomas等[8-9]通過求解雷諾時(shí)均N-S方程對(duì)比研究了多種帶或不帶外掛架以及內(nèi)涵噴管帶有不同數(shù)量鋸齒的分開式排氣系統(tǒng)的湍流流場(chǎng)特性，結(jié)合數(shù)值與試驗(yàn)研究了外掛架與噴流相互作用對(duì)噴管噪聲的影響。近年來,對(duì)排氣系統(tǒng)的研究大都針對(duì)降低排氣噪聲方面開展。K.Viswanathan等[10]研究了偏轉(zhuǎn)角和飛行條件對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)排氣系統(tǒng)條件下噪聲的影響；M.J.Doty等[11]運(yùn)用粒子圖像測(cè)速法(PIV)研究了帶有外掛架的分開式排氣系統(tǒng)的湍流流場(chǎng)。目前國(guó)內(nèi)對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)分開式排氣系統(tǒng)的研究也取得了一定進(jìn)展。邵萬仁等[12]論述了大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管設(shè)計(jì)要求，分析了高性能低噪聲排氣噴管的主要關(guān)鍵技術(shù)及其技術(shù)途徑；環(huán)夏等[1]利用不同湍流模型對(duì)某分開式排氣系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)值驗(yàn)證，發(fā)現(xiàn)k┃ω SST模型的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合更好，并研究了排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)的影響；康冠群等[13]對(duì)比了分開式與混合式排氣噴管氣動(dòng)特性，數(shù)值驗(yàn)證結(jié)果表明k┃ω SST模型明顯優(yōu)于標(biāo)準(zhǔn)k┃ε模型、重整化群k┃ε模型和可實(shí)現(xiàn)性k┃ε模型；張建東等[14]開展了渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)氣動(dòng)型面參數(shù)化設(shè)計(jì)方法和氣動(dòng)性能的數(shù)值研究；熊劍等[15]基于并行多目標(biāo)遺傳算法對(duì)大涵道比分開式排氣系統(tǒng)進(jìn)行了氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

本文基于2套幾何結(jié)構(gòu)不同的分開式排氣噴管，采用數(shù)值方法對(duì)排氣噴管流場(chǎng)進(jìn)行模擬，分析了外涵道內(nèi)掛架對(duì)內(nèi)、外涵流動(dòng)的影響以及外涵噴流特性對(duì)內(nèi)涵流動(dòng)的影響規(guī)律。

1 數(shù)值方法與計(jì)算說明

1.1 研究對(duì)象和數(shù)值方法

研究對(duì)象為2種構(gòu)型的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)分開式噴管模型，記為模型A、B，2、3維模型分別如圖1、2所示。2個(gè)模型內(nèi)外涵道都采用涵道面積逐漸減少的設(shè)計(jì)。在數(shù)值計(jì)算中，對(duì)掛架支撐進(jìn)行了處理，并且外涵流道向上游延伸一定距離，3維計(jì)算下模型A如圖3所示，模型B做類似處理。

圖1 排氣系統(tǒng)2維模型

圖2 排氣系統(tǒng)3維模型

圖3 數(shù)值計(jì)算采用的模型A的3維模型

根據(jù)模型的對(duì)稱性，3維模型只取一半計(jì)算區(qū)域。為保證不同工況下外場(chǎng)區(qū)域滿足計(jì)算條件，經(jīng)文獻(xiàn)調(diào)研與數(shù)值研究，噴管出口外場(chǎng)徑向延伸距離設(shè)置為外涵最大半徑的15倍，下游軸向延伸距離設(shè)置為外涵最大半徑的50倍。采用結(jié)構(gòu)型網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，壁面邊界層首層網(wǎng)格高度為m。因排氣系統(tǒng)構(gòu)型及內(nèi)外涵流動(dòng)的復(fù)雜性，對(duì)掛架支板、內(nèi)外涵出口處、內(nèi)外涵噴流相互作用區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格局部加密。經(jīng)網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，2維模型網(wǎng)格數(shù)約為8萬，3維模型網(wǎng)格數(shù)約為200萬，2維和3維模型網(wǎng)格局部如圖4所示。

圖4 2維和3維模型網(wǎng)格局部

計(jì)算采用Fluent軟件，2維模型選取2維軸對(duì)稱計(jì)算模式。選取密度基求解器，工質(zhì)為理想氣體，選取k┃ω SST湍流模型。通量計(jì)算采用Roe-FDS格式，對(duì)流項(xiàng)差分格式為2階迎風(fēng)格式，湍流模型求解采用1階迎風(fēng)格式。內(nèi)、外涵進(jìn)口給定總溫、總壓條件，遠(yuǎn)場(chǎng)給定壓力出口邊界邊界條件，對(duì)稱面上設(shè)置對(duì)稱邊界條件，其余壁面為絕熱無滑移壁面邊界條件。所有工況進(jìn)口總溫為373.15 K，環(huán)境靜壓為102 kPa、環(huán)境溫度為288.15 K，進(jìn)口總壓依據(jù)相應(yīng)工況落壓比計(jì)算得到。

1.2 性能參數(shù)說明

描述噴管性能的常用參數(shù)主要有流量系數(shù)CD、推力系數(shù)CF、總壓恢復(fù)系數(shù)δ和速度系數(shù)φe。其中流量系數(shù)用來衡量噴管的流通能力，定義為噴管實(shí)際質(zhì)量流量與1維等熵流量之比，等熵流量m˙i表達(dá)式為

式中：k 為常數(shù)；PT,in，TT,in為噴管進(jìn)口總壓、總溫；A0為噴管出口面積；q（λ0）為噴管出口流量函數(shù)。對(duì)于帶內(nèi)、外涵道的排氣系統(tǒng)，其流量系數(shù)為噴管總流量與內(nèi)外涵道1維等熵流量和的比值(以下標(biāo)1、2分別代表內(nèi)、外涵)

推力系數(shù)為噴管實(shí)際推力與氣體完全膨脹時(shí)等熵推力之比

式中：Fi為噴管完全膨脹時(shí)的等熵推力；Cout,i為等熵條件下噴管出口速度；π為涵道進(jìn)口總壓與環(huán)境靜壓的比值，即落壓比。

噴管實(shí)際推力為

式中：m˙1、m˙2分別為內(nèi)、外涵的實(shí)際流量；Cx,1,out、Cx,2,out為內(nèi)、外涵出口截面的軸向速度；p1,out、p2,out為內(nèi)、外涵出口截面的靜壓；A1,out、A2,out為出口截面面積；p0為環(huán)境靜壓。

實(shí)際推力主要由3部分組成，即內(nèi)、外涵出口截面在軸向方向上動(dòng)量、出口靜壓與環(huán)境壓力差形成的力以及出口外壁面靜壓與環(huán)境壓差產(chǎn)生的推力Fwall，排氣系統(tǒng)推力計(jì)算說明如圖5所示。

圖5 推力計(jì)算說明

總壓恢復(fù)系數(shù)用于衡量噴管通道總壓損失，定義為通道出口總壓PT,out與進(jìn)口總壓PT,in之比

速度系數(shù)為出口截面速度Vout與等熵膨脹出口速度Cout,i之比

2 計(jì)算結(jié)果與分析

固定內(nèi)涵落壓比為某一定值時(shí)，改變外涵落壓比，對(duì)模型A、B進(jìn)行了不同工況的計(jì)算。其中，內(nèi)涵落壓比 πin=1.1、1.5、1.9、2.1，外涵落壓比 πfan=1.1、1.3、1.5、1.7、1.9、2.1。

2.1 支板對(duì)外涵流動(dòng)的影響

由于外涵流動(dòng)幾乎不受內(nèi)涵流動(dòng)影響，且模型A、B外涵流道相似，因而以A內(nèi)涵落壓比πin=1.1工況為例，通過2維及3維計(jì)算分析不同外涵落壓比條件下掛架支板對(duì)外涵流動(dòng)的影響。模型A外涵流量、總壓恢復(fù)系數(shù)及速度系數(shù)隨外涵落壓比的變化曲線如圖6～8所示。

從圖6中可見，隨落壓比增大，外涵流量與落壓比之間逐漸成線性關(guān)系；對(duì)比2維和3維結(jié)果，發(fā)現(xiàn)掛架支板對(duì)外涵流量的影響也隨外涵落壓比非線性增大，并逐漸趨于恒定。

圖6 模型A外涵流量隨落壓比變化曲線

圖7 模型A外涵總壓恢復(fù)系數(shù)隨落壓比變化曲線

圖8 模型A外涵速度系數(shù)隨落壓比變化曲線

從圖7中可見，2個(gè)模型的外涵總壓損失均隨外涵落壓比增大而增加，且逐漸趨于定值；對(duì)比2維與3維結(jié)果，發(fā)現(xiàn)掛架支板造成了額外的總壓損失。相比于2維結(jié)果，支板造成了額外的總壓損失并隨外涵落壓比增大而快速增加，當(dāng)外涵落壓比πfan≥1.9后趨于定值。

對(duì)于外涵速度系數(shù)隨外涵落壓比變化曲線，在2維和3維條件下，速度系數(shù)約隨落壓比線性變化，支板對(duì)外涵出口速度的影響基本恒定。但當(dāng)πfan=2.1時(shí)，出口速度均出現(xiàn)突降。為分析其原因，在πfan=1.9、2.1時(shí)，采用2維模型計(jì)算得到的馬赫數(shù)等值線，如圖9所示。由于外涵流道是面積收縮設(shè)計(jì)，氣體在通道內(nèi)持續(xù)加速，根據(jù)1維流動(dòng)理論可知出口臨界狀態(tài)對(duì)應(yīng)的落壓比為1.894。考慮總壓損失，當(dāng)πfan=1.9時(shí)，涵道出口為超聲速流動(dòng)，通道流動(dòng)進(jìn)入臨界狀態(tài)。進(jìn)一步提高進(jìn)口總壓使得πfan=2.1時(shí)，由于出口等熵速度采用式（5）計(jì)算得到，進(jìn)一步增大落壓比將增加出口等熵速度，而通道流動(dòng)進(jìn)入臨界狀態(tài)后出口速度保持不變，因而速度系數(shù)突然減小。如圖9(b)所示，πfan=2.1時(shí)，氣流未能在通道內(nèi)完全膨脹，出口外流動(dòng)將繼續(xù)膨脹加速形成復(fù)雜的膨脹波系。上述質(zhì)量流量和總壓恢復(fù)系數(shù)變化趨勢(shì)表明：進(jìn)入臨界狀態(tài)后支板對(duì)外涵流量影響趨于不變，支板造成的額外總壓損失也趨于定值。

圖9 模型A馬赫數(shù)分布

2.2 外涵噴流特性對(duì)內(nèi)涵流動(dòng)的影響

2.2.1 內(nèi)涵流量

為探究外涵流場(chǎng)對(duì)內(nèi)涵道流動(dòng)的影響，對(duì)模型A、B分別開展了不同內(nèi)、外涵落壓比組合條件下的2維及3維數(shù)值計(jì)算。在不同內(nèi)涵落壓比條件下，模型A內(nèi)涵流量隨外涵落壓比的變化曲線如圖10所示。

圖10 在不同πin下，模型A內(nèi)涵流量隨πfan變化曲線

從圖中可見，對(duì)于模型A，當(dāng)πin=1.1、1.5時(shí)內(nèi)涵流量受到外涵噴流影響明顯，且有不同的變化趨勢(shì)。當(dāng)πin增大至1.9和2.1時(shí)，內(nèi)涵流動(dòng)已進(jìn)入臨界狀態(tài)，此時(shí)內(nèi)涵流量由進(jìn)口總溫、總壓決定，外涵噴流對(duì)內(nèi)涵流量的影響可忽略不計(jì)。根據(jù)2維和3維模型計(jì)算結(jié)果，在計(jì)算誤差范圍內(nèi)，可認(rèn)為掛架支板對(duì)內(nèi)涵流量的影響不隨外涵落壓比變化。

為分析πin=1.1、1.5時(shí)內(nèi)涵流量隨外涵落壓比變化的原因，給出內(nèi)涵出口位置外涵噴流尾跡與內(nèi)涵出口靜壓分布曲線，如圖11所示。從圖中可見，當(dāng)πin=1.1時(shí)，內(nèi)涵出口靜壓大于外涵尾跡靜壓，并且靜壓差隨外涵落壓比的增大而增加。當(dāng)πin=1.5時(shí)，內(nèi)涵出口靜壓與外涵噴流靜壓相近或小于外涵噴流靜壓，且內(nèi)涵出口靜壓均值隨外涵落壓比增大而略有降低。由于內(nèi)、外涵流道都是面積收縮設(shè)計(jì)，氣流在通道內(nèi)持續(xù)加速，未到達(dá)臨界狀態(tài)前，內(nèi)涵出口靜壓的大小決定了通道流量的變化趨勢(shì)。出口靜壓增加，等效落壓比減小，流量減少。內(nèi)涵落壓比πin=1.1、1.5時(shí)內(nèi)涵出口靜壓分布曲線隨外涵落壓比變化表明：內(nèi)涵通道的流動(dòng)狀態(tài)不僅受到外涵噴流影響，也與自身流動(dòng)狀態(tài)密切相關(guān)。

圖11 在πin=1.1、1.5時(shí)，內(nèi)涵出口靜壓分布曲線

圖12 在不同πin下，模型B內(nèi)涵流量隨πfan變化曲線

在不同內(nèi)涵落壓比條件下，模型B內(nèi)涵流量隨外涵落壓比變化曲線，如圖12所示。從圖中可見，對(duì)于模型B，內(nèi)涵流量受外涵噴流影響更加顯著，整體上內(nèi)涵流量隨外涵落壓比增大而減小。與模型A相似，隨內(nèi)涵落壓比的增大，外涵噴流對(duì)內(nèi)涵流量的影響逐漸減弱。當(dāng)πin=2.1時(shí)，在外涵落壓比變化范圍內(nèi)，內(nèi)涵流量的變化小于0.1 kg/s。2維與3維結(jié)果的差異再次說明當(dāng)πin一定時(shí)，支板對(duì)內(nèi)涵流量的影響基本恒定，不隨外涵落壓比變化。

圖13 在不同內(nèi)、外涵落壓比時(shí)模型B馬赫數(shù)計(jì)算值

為進(jìn)一步分析模型B外涵噴流特性對(duì)內(nèi)涵流量的影響，給出內(nèi)外涵分別為最大和最小落壓比條件下2維模型計(jì)算得到的馬赫數(shù)，如圖13所示。從圖中可見，當(dāng)πin=1.1時(shí)，外涵落壓比從1.1增大到2.1過程中內(nèi)、外涵噴流形成的剪切層形態(tài)發(fā)生了顯著變化。當(dāng)πfan=1.1時(shí)，內(nèi)外涵噴流速度相當(dāng)，剪切層呈水平；當(dāng)πfan=2.1時(shí)，外涵噴流速度遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于內(nèi)涵噴流速度，剪切層向內(nèi)涵擴(kuò)張?jiān)斐蓛?nèi)涵流動(dòng)背壓升高、有效流動(dòng)面積減小，因而內(nèi)涵流量顯著減小。當(dāng)πin=2.1時(shí)，內(nèi)涵流動(dòng)已進(jìn)入臨界狀態(tài)，外涵落壓比從1.1增大到2.1過程中內(nèi)外涵噴流相互作用只對(duì)內(nèi)涵出口處速度分布有一定影響，對(duì)內(nèi)涵等效流動(dòng)面積幾乎沒有影響，因而內(nèi)涵流量幾乎不隨外涵落壓比而變化。

2.2.2 推力系數(shù)

為分析2維和3維模型排氣裝置總體推力系數(shù)之間的變化規(guī)律，給出在不同內(nèi)涵落壓比條件下2種模型的推力系數(shù)隨外涵落壓比的變化曲線，如圖14、15所示。

圖14 模型A推力系數(shù)隨πfan變化曲線

圖15 模型B推力系數(shù)隨πfan變化曲線

從圖14、15中可見，不同幾何的排氣裝置推力系數(shù)隨內(nèi)、外涵落壓比的變化規(guī)律不同。對(duì)于模型A，在不同πin下，2維模型計(jì)算的推力系數(shù)變化規(guī)律相同，即推力系數(shù)隨外涵落壓比增大而增大；對(duì)于3維模型，推力系數(shù)有隨外涵落壓比增大而先減小后增大的趨勢(shì)。對(duì)于模型B，在不同內(nèi)涵落壓比下，3維模型計(jì)算的推力系數(shù)變化規(guī)律與2維模型的一致，其中當(dāng)πin=1.1時(shí)，推力系數(shù)隨外涵落壓比增大而增大；當(dāng)πin=1.5、1.9、2.1時(shí)，推力系數(shù)隨外涵落壓比先減小后增大后趨于不變，而這也反映了內(nèi)涵流動(dòng)受外涵噴流影響逐漸減弱。由于推力系數(shù)是1個(gè)綜合考慮內(nèi)、外涵流動(dòng)的性能參數(shù)，并且內(nèi)外涵實(shí)際推力與出口軸向動(dòng)量相關(guān)。當(dāng)πin=1.1時(shí)，模型B內(nèi)涵流量受外涵噴流影響明顯大于模型A的，所以推力系數(shù)整體偏小，且推力系數(shù)逐漸增大主要是由外涵引起的。但是對(duì)于其他工況，模型B內(nèi)涵受外涵噴流影響較小，且內(nèi)涵出口幾乎只有軸向速度，推力系數(shù)整體上大于模型A的。

4 結(jié)論

本文以2種不同結(jié)構(gòu)的大涵道比分開式排氣噴管模型為研究對(duì)象，采用數(shù)值方法對(duì)2維與3維模型在不同內(nèi)、外涵落壓比工況下掛架支板對(duì)內(nèi)、外涵道流場(chǎng)的影響，外涵噴流特性對(duì)內(nèi)涵流動(dòng)的影響以及排氣系統(tǒng)氣動(dòng)性能進(jìn)行了研究，結(jié)論如下：

（1）支板對(duì)外涵流動(dòng)的影響隨外涵落壓比非線性變化；當(dāng)外涵進(jìn)入臨界狀態(tài)后，外涵流量隨外涵落壓比線性變化，掛架支板造成的總壓損失趨于定值。支板對(duì)內(nèi)涵流動(dòng)的影響幾乎不隨外涵落壓比變化。

（2）掛架支板對(duì)內(nèi)涵流動(dòng)的影響幾乎恒定，內(nèi)、外涵噴流剪切層對(duì)內(nèi)涵流動(dòng)的影響不僅與模型有關(guān)，且與內(nèi)涵自身流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)。當(dāng)內(nèi)涵落壓比πin≥1.9，即內(nèi)涵流動(dòng)進(jìn)入臨界狀態(tài)后，外涵噴流對(duì)內(nèi)涵流動(dòng)的影響幾乎不變。

（3）在外涵流動(dòng)相似條件下，排氣系統(tǒng)推力系數(shù)的變化規(guī)律與內(nèi)、外涵噴流剪切層以及內(nèi)涵流道密切相關(guān)。當(dāng)內(nèi)涵落壓比小于外涵落壓比時(shí)，模型B有更大的推力系數(shù)。

[1]環(huán)夏，楊青真，高翔，等.大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)分開式排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)影響研究[J].航空工程進(jìn)展,2013,4(2)：211-218.HUAN Xia,YANG Qingzhen,GAO Xiang,et al.Numerical investigation into the effect of design parameters on high bypass ratio separate flow exhaust system performance[J].Advances in Aeronautical Science and Engineering,2013,4(2)：211-218.(in Chinese)

[2]Keith B D,Uenishi K,Dietrich D A.CFD-based three-dimensional turbofan nozzle analysis system[R].AIAA-91-2478.

[3]Kreskovsky J P,Briley W R,McDonald H.Investigation of mixing in a turbofan exhaust duct,part I:analysis and computational procedure[J].AIAA Journal,1984,22(3)：374-382.

[4]Chen H C,Kusuhose K,Yu N J.Flow simulations for detailed nacelle-exhaust flow using Euler equations[R].AIAA-85-5003.

[5]Brown J J.A nozzle design analysis technique[R].AIAA-86-1613.

[6]Peery K M,Forester C K.Numerical simulation of multi-stream nozzle flows[R].AIAA-79-1549.

[7]Abdol H,Khaled S,Uenishi K，et al.Commercial turbofan engine nozzle flow analysis using PAB3D[R].AIAA-92-2701.

[8]Thomas R H,Kinzie K W,Paul P S.Computational analysis of a pylon-chevron core nozzle interaction[R].AIAA-2001-2185.

[9]Thomas R H,Kinzie K W.Jet-pylon interaction of high bypass ratio separate flow nozzle configurations[R].AIAA-2004-2827.

[10]Viswanathan K,Lee I C.Investigations of azimuthal and flight effects on noise from realistic turbofan exhaust geometries[J].AIAA Journal,2013,51(6)：1486-1505.

[11]Michael J D,Brenda S H,Kevin W K.Turbulence measurements of separate-flow nozzles with pylon interaction using particle image velocimetry[R].AIAA-2002-2484.

[12]邵萬仁，尚守堂，張力，等.大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管技術(shù)分析[C]//中國(guó)航空學(xué)會(huì).2007年學(xué)術(shù)年會(huì).長(zhǎng)春：2007.SHAO Wanren,SHANG Shoutang,ZHANG Li,et al.Analysis of exhaust system design technology of high bypass ratio turbofan engine[C]//Chinese Society of Aeronautics and Astronautics.Academic Annual Conference of 2007.Changchun.：2007.（in Chinese）

[13]康冠群，王強(qiáng).分開式與混合式排氣噴管氣動(dòng)特性對(duì)比研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2013,39(6)：24-30.KANG Guanqun,WANG Qiang.Comparison investigation on aerodynamic characteristic of separate-flow and mixed-flow exhaust nozzles[J].Aeroengine,2013,39(6)：24-30.(in Chinese)

[14]張建東，陳俊，王維，等.分開排氣系統(tǒng)的1種設(shè)計(jì)方法及其性能研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014,40(2)：47-50.Zhang Jiandong,Chen Jun,Wang Wei,et al.A design method and performance research of separately exhaust system[J].Aeroengine,2014,40(2)：47-50.(in Chinese)

[15]熊劍，王新月，施永強(qiáng)，等.基于并行多目標(biāo)遺傳算法大涵道分開式排氣系統(tǒng)氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì) [J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2012,27(6)：1384-1390.Xiong Jian,Wang Xinyue,Shi Yongqiang,et al.Aerodynamic optimization design of high bypass ratio separateflow exhaust system based on parallel multiobjective genetic algorithm [J].Journal of Aerospace Power，2012,27(6)：1384-1390.(in Chinese)

CFD-Based Research on Aerodynamic Performance of Separate-Flow Exhaust System of High Bypass Ratio Turbofan Engine

CHEN Can-ping,LI Man-lu,TIAN Xiao-pei
（AECC Aero Engine Academy of China,Beijing 101304,China）

In order to analyze aerodynamic performance,exhaust flow characteristics and the influence of jet-pylon on separate-flow exhaust system of high bypass ratio turbofan engine,2D and 3D numerical simulation methods were adopted to two different configurations of separate-flow exhaust nozzles.The results show that the pylon mainly influences the bypass flow field,the mass flow and total pressure loss coefficients of bypass vary non-linearly with the bypass nozzle pressure ratio(NPR),while the total pressure loss caused by the pylon is invariable when the bypass in the critical state.The influences of the pylon on the core flow field remain unchanged with bypass NPR.The core flow field is influenced by the bypass flow through the mixing shear layer,which varies with the core structure,and also is related to its own flow condition.

separate-flow nozzle;aerodynamic performance;exhaust flow characteristics;high bypass ratio;numerical simulation;turbofan engine

V 228.7

A

1 0.1 3477/j.cnki.aeroengine.201 7.02.005

2016-08-30

陳燦平（1988），男，碩士，工程師，主要從事葉輪機(jī)械內(nèi)流氣體動(dòng)力學(xué)方面工作；E-mail:ccplxx@126.com。

陳燦平，李漫露，田曉沛.分開式排氣系統(tǒng)氣動(dòng)性能與噴流特性數(shù)值研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017,43（2）：23-30.CHEN Canping，LI Manlu，TIAN Xiaopei.CFD-based research on aerodynamic performance ofseparate-flow exhaustsystem ofhigh bypassratio turbofan engine[J].Aeroengine，2017,43（2）：23-30.

（編輯：栗樞）