某長外涵道形式的尾噴管特性數(shù)值計算分析

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(中國飛行試驗研究院 發(fā)動機所，陜西 西安 710089)

0 引言

航空發(fā)動機的飛行推力確定是飛機與發(fā)動機性能試飛的重要內(nèi)容。目前所常用的飛行推力確定方法都需事先已知被試發(fā)動機的尾噴管特性[1]。獲取尾噴管特性的方法有：縮比模型吹風試驗，全尺寸部件試驗、CFD數(shù)值計算等。隨著計算機技術(shù)和數(shù)值計算方法的快速發(fā)展，采用CFD計算手段獲得發(fā)動機尾噴管在各種飛行條件下的特性已經(jīng)成為非常重要的方法。美國GE公司的CF34-10A渦扇發(fā)動機和CFM公司的LEAP-X1C渦扇發(fā)動機以及某型國產(chǎn)發(fā)動機等在尾噴管特性研究時均采用了CFD數(shù)值計算的方法[2-6]。

我國某型機用小型分開排氣的渦扇發(fā)動機的尾噴管為長外涵道形式(即內(nèi)外涵道出口共面)，為了計算該發(fā)動機的標準凈推力，需已知其尾噴管的特性。文獻[7]中給出了渦扇發(fā)動機的不同形式的尾噴管的特性曲線，但沒有介紹長外涵道形式的尾噴管特性。國內(nèi)的文獻[5-6]計算的均為分開排氣的短外涵道形式的尾噴管特性，而由于從長外涵道形式的噴管的結(jié)構(gòu)特點，需計算分析其內(nèi)外涵出口氣流的互相干涉作用，以確定內(nèi)外涵道特性的影響參數(shù)及變化規(guī)律，為標準凈推力計算提供數(shù)據(jù)支持。因此，本文以該型發(fā)動機的尾噴管為研究對象，計算了該尾噴管在不同飛行馬赫數(shù)、不同工況下的三維粘性流場，分析了內(nèi)外涵道的流量特性與推力特性與飛行馬赫數(shù)、內(nèi)外涵進口總壓比、噴管落壓比之間的關(guān)系。

1 計算方法

1.1 CFD計算方法

圖1 噴管結(jié)構(gòu)示意圖

研究的噴管的結(jié)構(gòu)示意圖如圖1，可以看出外涵道的出口位置與內(nèi)涵出口幾乎共面，明顯不同于分開排氣的民用大涵道比渦扇發(fā)動機。本文利用ICEM軟件對計算模型進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格剖分，計算域為周向1/6區(qū)域。計算采用ANSYS CFX軟件，計算時，噴管出口為壓力遠場，改變遠場來流速度以模擬不同飛行馬赫數(shù)，改變內(nèi)外涵道進口總壓，以模擬不同的工況和不同的內(nèi)外涵進口總壓比。湍流模型為k-epsilon模型，對于噴管壁面的流動模擬選擇CFX提供的可擴展壁面函數(shù)方法(Scalable Wall Functions)。

1.2 尾噴管特性獲取方法

以內(nèi)涵道為例，其流量系數(shù)Cd1和推力系數(shù)Cfg1的定義如下：

(1)

式中，實際流量Wact1由CFD計算結(jié)果直接得到，實際總推力Fgact1：

Fgact1=Wact1Vaxial+(P81-P0)A81

(2)

其中：A81內(nèi)涵出口面積，P81為內(nèi)涵出口靜壓，其值由計算結(jié)果得到。

由于該尾噴管的內(nèi)、外涵道均為收斂式的，因此式(1)中理想流量Wideal1與理想總推力Fgideal1的定義如下：

(3)

(5)

(6)

式中，Pt1、Tt1為內(nèi)涵道進口總壓總溫，P0為外界大氣壓力，γ=1.4，R=287.06(kJ/kg·k)。

根據(jù)相似原理分析，固定收斂尾噴管的流量特性和推力特性表征為外流馬赫數(shù)、尾噴管落壓比的函數(shù)[8]，而對于雙涵道噴管，其影響因素還應(yīng)包括內(nèi)涵與外涵進口壓力之比，即：

流量系數(shù)：

(7)

推力系數(shù)：

(8)

因此，獲得噴管內(nèi)涵道的特性參數(shù)的計算過程如下：

1)根據(jù)內(nèi)涵道A81、Pt1、Tt1、P0，計算其理想的流量和理想的總推力；

2)根據(jù)CFD計算結(jié)果，計算實際流量和實際總推力；

外涵道的計算方法與內(nèi)涵道相同。

2 結(jié)果分析

本文計算了不同Ma，不同落壓比、不同內(nèi)外涵進口壓力比工況下的內(nèi)外涵特性參數(shù)。下面對結(jié)果加以說明。

2.1 內(nèi)外涵壓力比對內(nèi)、外涵噴管特性的影響

當內(nèi)外涵工況不同時，各自出口流場壓力值不同，在噴管出口附近，內(nèi)外涵氣流會互相干涉，進而影響內(nèi)、外涵的特性。圖2為Ma=0、0.5，rpt=0.8、1.0、1.2時，外涵的流量系數(shù)和推力系數(shù)隨其落壓比的變化關(guān)系。

由圖2(a)、(c)可以看出，地面靜止條件下，外涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)均隨其落壓比的增大而增大，達到阻塞狀態(tài)后，流量系數(shù)不再變化，推力系數(shù)略有增加。同時，不同的內(nèi)外涵壓力比下，外涵道的流量系數(shù)與推力系數(shù)不變，及內(nèi)涵工況變化不影響外涵的特性參數(shù)。由圖2(b)、(d)，當有外流馬赫數(shù)時，亞臨界時的外涵道流量系數(shù)與推力系數(shù)隨著落壓比的減小而增大；當外涵道處于臨界與超臨界狀態(tài)時，其流量系數(shù)與推力系數(shù)也不因內(nèi)涵工況的變化而不同，當外涵道處于亞臨界狀態(tài)時，其流量系數(shù)與推力系數(shù)隨內(nèi)涵工況變化的變化量非常小，可以認為，外涵道的特性參數(shù)不隨內(nèi)涵工況的變化而變化。

圖2 不同的飛行馬赫數(shù)與內(nèi)涵工況，外涵特性參數(shù)與外涵壓力比的關(guān)系圖

由圖3(a)、(c)可以看出，地面靜止條件下，內(nèi)涵道流量系數(shù)與推力系數(shù)隨內(nèi)涵壓力比的變化趨勢與外涵道相同，但外涵工況對內(nèi)涵的特性參數(shù)有影響。即當內(nèi)涵噴管處于亞臨界狀態(tài)時，rpt越大，則內(nèi)涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)越大。當內(nèi)涵處于臨界與超臨界狀態(tài)時，內(nèi)涵的特性參數(shù)不隨rpt的變化而變化。由圖3(b)、(d)，Ma=0.3時，內(nèi)涵處于亞臨界狀態(tài)時，rpt越大，內(nèi)涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)越大，當內(nèi)涵處于臨界與超臨界狀態(tài)時，內(nèi)涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)不隨rpt的變化而變化。

圖3 不同的飛行馬赫數(shù)與外涵工況，內(nèi)涵特性參數(shù)與內(nèi)涵壓力比的關(guān)系

2.2 不同飛行馬赫數(shù)對內(nèi)、外涵噴管特性的影響

飛行馬赫數(shù)不同，對噴管的特性會產(chǎn)生一定影響。這是因為來流速度會與外涵出口氣流速度互相干涉， 同時，由于機體的存在，在機體到外涵出口附近會形成低壓區(qū)，進而影響了外涵的落壓比。有關(guān)馬赫數(shù)對內(nèi)外涵道特性參數(shù)的影響見圖4和圖5。圖4分別是內(nèi)涵處于亞臨界和超臨界狀態(tài)、不同馬赫數(shù)時外涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)隨外涵落壓比的變化關(guān)系?？梢钥闯?，無論內(nèi)涵阻塞與否，超臨界工況下的外涵道的特性參數(shù)不隨馬赫數(shù)變化而變化，而亞臨界工況下的外涵道的流量系數(shù)與推力系數(shù)則會隨馬赫數(shù)的增大而增大。

圖5是外涵處于亞臨界和超臨界狀態(tài)、不同馬赫數(shù)時內(nèi)涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)隨內(nèi)涵落壓比的變化關(guān)系?？梢钥闯觯瑏喤R界工況下的內(nèi)涵道的流量系數(shù)與推力系數(shù)則會隨馬赫數(shù)的增大而增大，超臨界工況下的內(nèi)涵道的流量系數(shù)與推力系數(shù)不隨馬赫數(shù)的變化而變化，其與外涵的變化趨勢是一致的。

圖4 飛行馬赫數(shù)對外涵特性參數(shù)的影響

圖5 飛行馬赫數(shù)對內(nèi)涵特性參數(shù)的影響

3 結(jié)論

1)本文介紹了獲取尾噴管特性的CFD數(shù)值模擬方法，計算了某渦扇發(fā)動機的尾噴管特性。分析了長外涵道形式的尾噴管的內(nèi)外涵的耦合影響規(guī)律。

2)研究結(jié)果表明，該形式的尾噴管的特性與外流馬赫數(shù)、噴管落壓比、內(nèi)外涵壓力比有關(guān)。地面靜止條件下，內(nèi)外涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)均隨各自落壓比的增大而增大，達到阻塞狀態(tài)后，流量系數(shù)不再變化，推力系數(shù)略有增加。

3)在靜止與飛行條件下，內(nèi)涵工況對外涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)沒有影響，外涵工況對亞臨界狀態(tài)的內(nèi)涵的流量系數(shù)與推力系數(shù)有影響。

4)飛行馬赫數(shù)越大，亞臨界狀態(tài)的內(nèi)涵道與外涵道的流量系數(shù)與推力系數(shù)越大。臨界與超臨界狀態(tài)的內(nèi)涵道與外涵道的流量系數(shù)和推力系數(shù)不受馬赫數(shù)影響。

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