大型客機(jī)渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模擬

譚偉偉，顏洪，聶智軍，馬涂亮，梁益華,*

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2. 航空工業(yè)西安航空計(jì)算技術(shù)研究所，西安 710065 3. 中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

在現(xiàn)代大型客機(jī)設(shè)計(jì)中，機(jī)體與發(fā)動機(jī)之間的相互干擾影響對評估和改善飛機(jī)氣動性能至關(guān)重要[1-3]。20世紀(jì)80年代至今，國內(nèi)外研究學(xué)者針對各種發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣氣動干擾問題，開展了理論、試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算等方面的研究。由于發(fā)動機(jī)內(nèi)部進(jìn)氣、燃燒和噴氣等過程十分復(fù)雜，導(dǎo)致試驗(yàn)研究存在難度高、周期長和費(fèi)用高等問題，美國NASA(National Aeronautics and Space Administration)蘭利研究中心用試驗(yàn)的方法[4]，采用渦輪動力模擬器對發(fā)動機(jī)短艙在機(jī)翼下不同安裝位置的情況進(jìn)行了大量研究，以達(dá)到減少動力效應(yīng)帶來的干擾阻力的目的。

隨著計(jì)算機(jī)計(jì)算能力的逐年提升，計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics, CFD)技術(shù)也逐漸成為模擬發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣氣動干擾問題的最有效手段之一[5]，Hirose[6]和Deese[7]等通過求解Euler方程，模擬了發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)，得到了進(jìn)排氣效應(yīng)會引起發(fā)動機(jī)唇口激波強(qiáng)度變化的結(jié)論；上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院張美紅和王志棟[8]利用Ansys公司商用軟件CFX，對帶動力民用飛機(jī)進(jìn)行了Navier-Stokes方程數(shù)值模擬，并應(yīng)用到帶動力氣動設(shè)計(jì)中，譚兆光[9]和郝海兵[10]等建立模型，研究了機(jī)體/動力裝置一體化分析中的動力效應(yīng)。模擬方法上，不論是商業(yè)軟件，還是研究機(jī)構(gòu)的in-house代碼，比如FUN3D、USM3D、NSU3D、TAU、FLUENT、CFX等，都是建立發(fā)動機(jī)動力特性模型來模擬，即在進(jìn)氣口設(shè)置質(zhì)量流量比，排氣口和外涵道設(shè)置總溫比/總壓比來等效模擬發(fā)動機(jī)動力特性。西北工業(yè)大學(xué)劉李濤等[11]提出了一種新的渦扇發(fā)動機(jī)動力特性計(jì)算模型，并基于特征變量法構(gòu)造進(jìn)排氣邊界條件，最終對外吹式動力吹氣襟翼進(jìn)行Navier-Stokes方程數(shù)值模擬，取得了較好的結(jié)果，但是該方法在整個(gè)邊界面網(wǎng)格上指定均勻的質(zhì)量流量，因此會影響計(jì)算的收斂性和精度。

本文作者在實(shí)際評估大型客機(jī)動力特性工作中，分析并實(shí)現(xiàn)了文獻(xiàn)中的這些模型，并對這些模型進(jìn)行了比較研究[12]，發(fā)現(xiàn)對大涵道比發(fā)動機(jī)，當(dāng)前的這些模型計(jì)算所得發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣口質(zhì)量流量(絕對值)存在較大偏差，有時(shí)相對誤差達(dá)到16%之多。因此，本文借鑒遠(yuǎn)場特征邊界思想(保證流入、流出流場流體質(zhì)量守恒)，將外涵道指定為特征邊界，建立了一種新的發(fā)動機(jī)動力特性模型，并采用標(biāo)模、某型客機(jī)等構(gòu)型對該模型進(jìn)行了系統(tǒng)的驗(yàn)證和確認(rèn)。

1 研究方法

本文研究工作基礎(chǔ)為自研非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格并行計(jì)算軟件WoF90，是一款Euler/Navier-Stokes流動計(jì)算軟件，基于格點(diǎn)格式有限體積法(所有離散均在對偶網(wǎng)格[13-16]上進(jìn)行)，可處理多種單元類型(三角形、四邊形、四面體、金字塔、三棱柱、六面體)的非結(jié)構(gòu)/混合網(wǎng)格，支持中心格式、Roe、AUSM(Advection Upstream Splitting Method)系列以及LDFSS(Low Diffusion Flux Splitting Scheme)等多種空間離散格式，時(shí)間推進(jìn)采用顯式、點(diǎn)/線隱式Runge-Kutta方法，同時(shí)采用多重網(wǎng)格、當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長和殘值光順等加速收斂技術(shù)。

1.1 基本求解器

在笛卡兒坐標(biāo)系下，可壓縮Navier-Stokes方程的表達(dá)式為

(1)

式中：U為流場守恒變量；FI與FV分別為無黏與黏性通量；Q為源項(xiàng)。將式(1)兩端積分，則可得到可壓縮Navier-Stokes方程的積分表達(dá)式為

(2)

其中:Ω為任意封閉參考區(qū)域；S為邊界面；n為邊界面單位外法向。

由式(2)可得有限體積法的數(shù)值離散方程為

(3)

式中：U0為網(wǎng)格頂點(diǎn)v0處的流場守恒變量；m0為與網(wǎng)格頂點(diǎn)v0相鄰網(wǎng)格點(diǎn)的總數(shù)；S0k為連接網(wǎng)格頂點(diǎn)v0與相鄰網(wǎng)格點(diǎn)vk(k=1,2,…,m0)的邊所對應(yīng)控制面的面積；n0k為該控制面的單位法向量；FI0k與FV0k為穿過該控制面的無黏通量和黏性通量；Q0和V0分別為網(wǎng)格頂點(diǎn)v0對應(yīng)控制體上的源項(xiàng)和控制體體積。

1.2 渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型

由于發(fā)動機(jī)內(nèi)部風(fēng)扇進(jìn)氣、燃燒、噴氣等過程十分復(fù)雜，工程上評估機(jī)體/發(fā)動機(jī)干擾問題時(shí)，通常需要采用簡化模型，即在發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣口設(shè)置等效的邊界條件，建立發(fā)動機(jī)動力特性模型，來模擬發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)，而不直接去模擬發(fā)動機(jī)內(nèi)部的復(fù)雜流場。圖1為典型民用渦扇發(fā)動機(jī)動力邊界示意圖。

在WoF90軟件中，編程實(shí)現(xiàn)了文獻(xiàn)[10]中的渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型A；同時(shí)分析、構(gòu)造了一種新的渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型B。

如表1所示,分析、構(gòu)造并實(shí)現(xiàn)的兩種渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型主要涉及3種邊界條件：發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口邊界條件(Nacelle_in)、發(fā)動機(jī)噴口邊界條件(Nacelle_out)以及外涵道(特征)邊界條件(Characteristic)。

圖1 渦扇發(fā)動機(jī)動力邊界示意圖Fig.1 Sketch of boundary of turbofan engine with power

表1 兩種渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型Table 1 Two models of turbofan engine with power

1.2.1 進(jìn)氣口邊界條件

圖2為亞聲速發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的幾何特性和進(jìn)氣道流動，圖2(a)為高速飛行時(shí)捕捉到的流管；圖2(b)為起飛和低速飛行時(shí)捕捉到的流管。進(jìn)入壓氣機(jī)的流管有3個(gè)主要橫截面面積(圖2(a))：前方無窮遠(yuǎn)處的面積A∞(近似為發(fā)動機(jī)入口上游處流管剖面面積)，喉道面積A*和風(fēng)扇入口面積Ainlet。

定義捕獲面積ε為流過進(jìn)氣道捕獲流管上游剖面質(zhì)量流量與風(fēng)扇入口質(zhì)量流量之比：

(4)

發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口邊界采用靜壓條件，程序根據(jù)事先設(shè)定的目標(biāo)流量(通過捕獲面積ε來表達(dá))，在計(jì)算過程中不斷調(diào)節(jié)邊界面靜壓，使實(shí)際流量盡快收斂到目標(biāo)流量。

圖2 亞聲速發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道特征和進(jìn)氣道流動[1]Fig.2 Characteristics of a subsonic engine intake and intake flow[1]

由等熵原理，風(fēng)扇入口總壓p0,inlet等于自由來流總壓p0,∞。進(jìn)而，風(fēng)扇入口處靜壓為

(5)

式中：Mainlet為風(fēng)扇入口馬赫數(shù)；p0,∞的表達(dá)式為

(6)

因此，計(jì)算風(fēng)扇入口馬赫數(shù)Mainlet后，即可確定風(fēng)扇入口靜壓。

由連續(xù)性方程ρAU=ρ*A*U*(A、U分別表示面積和速度大小，上標(biāo)“*”表示聲速喉道處的物理量)可知，發(fā)動機(jī)截面面積與聲速喉道處的面積之比為

(7)

式中:T為溫度;下標(biāo)“0”表示滯止參數(shù)。

根據(jù)等熵關(guān)系式：

(8)

則有：

(9)

將式(9)代入式(7)，可以直接推導(dǎo)出面積比與馬赫數(shù)之間的對應(yīng)關(guān)系：

(10)

進(jìn)一步引入拉瓦數(shù)，其定義為當(dāng)?shù)厮俣扰c臨界聲速之比，即La=U/c*,則自由來流拉瓦數(shù)和馬赫數(shù)之間的關(guān)系為

(11)

式中：R為理想氣體參數(shù)。

根據(jù)等熵關(guān)系式，可以確定自由來流拉瓦數(shù)和馬赫數(shù)之間的關(guān)系為

(12)

將式(12)代入式(10)，最終推導(dǎo)出面積比與拉瓦數(shù)的關(guān)系為

(13)

為了獲取風(fēng)扇入口處拉瓦數(shù)Lainlet，重新定義了估算拉瓦數(shù)：

(14)

(15)

則由式(14)～式(15)可推導(dǎo)出下一步迭代的拉瓦數(shù)為

(16)

式中：松弛因子k可取k=0.875。通過對式(16)進(jìn)行迭代求解收斂后(Δ≤1.0×10-10)，即可確定Lainlet，由拉瓦數(shù)-馬赫數(shù)關(guān)系式(12)，可計(jì)算風(fēng)扇入口處的馬赫數(shù)：

(17)

進(jìn)而可根據(jù)式(5)計(jì)算風(fēng)扇入口處靜壓。

值得注意的是：① 進(jìn)氣口邊界點(diǎn)上除了靜壓，其他流場變量(包括湍流變量)均通過流場內(nèi)點(diǎn)外插得到；② 進(jìn)氣口邊界條件實(shí)為流場出流條件，而下一節(jié)的噴口邊界條件實(shí)為流場入流條件。

1.2.2 噴口邊界條件

發(fā)動機(jī)噴口需給定出口處總溫與自由來流總溫之比TEx,ratio=T0,Ex/T0,∞和出口處總壓與自由來流靜壓之比pEx,ratio=p0,Ex/p∞，給定噴口的總溫比及總壓比，即可求出總溫和總壓：

(18)

利用等熵關(guān)系式，可計(jì)算噴口處馬赫數(shù)為

(19)

進(jìn)而可計(jì)算得到噴口處的靜溫、靜壓和密度為

(20)

1.2.3 特征邊界條件

文獻(xiàn)[10]中的發(fā)動機(jī)動力特性模型(模型A)，其外涵道一般采用噴口邊界條件。本文構(gòu)造的模型B，借鑒特征邊界思想，將外涵道指定為特征邊界，得到一新的發(fā)動機(jī)動力特性模型，該模型基于質(zhì)量守恒定律，保證了流入、流出流場的質(zhì)量守恒，因此物理上可行。

L=L(V∞,n)=

(21)

式中：V∞為自由來流原始變量；c為聲速;n=[nxnynz]T。

L-1=L-1(V∞,n)=

(22)

然后根據(jù)特征值的符號確定特征變量W1的各分量：

(23)

式中:λi為第i個(gè)特征向量對應(yīng)的特征值，具體表達(dá)式為

(24)

其中:u=[uvw]。

2 計(jì)算模型驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文所構(gòu)造和實(shí)現(xiàn)渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型的正確性和可靠性，分別對軸對稱超高涵道比渦扇發(fā)動機(jī)模型(Counter Rotating Ultra-high-bypass Fan Simulator, CRUFS)，軸對稱渦輪動力模型(Turbine Powered Simulator, TPS)的黏性流場進(jìn)行了動力特性模擬，并與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析。在數(shù)值模擬中，主控方程對流項(xiàng)采用二階中心格式，黏性項(xiàng)采用中心差分格式離散，時(shí)間推進(jìn)采用線隱Runge-Kutta迭代法，并利用多重網(wǎng)格、當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長及殘值光順等加速收斂方法，湍流模型均采用Spalart-Allmaras(S-A)一方程模型[17]。

若無特殊說明，本文所有算例中對稱平面指定為對稱邊界條件，物面指定為絕熱壁面邊界條件，遠(yuǎn)場指定為特征邊界條件。

2.1 CRUFS模型

CRUFS模型[18]為軸對稱超高涵道比渦扇發(fā)動機(jī)模型。由于其超高涵道比，因此在計(jì)算中通常忽略內(nèi)涵道，認(rèn)為由進(jìn)氣道進(jìn)入的氣體全部由外涵道排出[19]。

2.1.1 計(jì)算網(wǎng)格及狀態(tài)

CRUFS為對稱模型，可采用半模計(jì)算。網(wǎng)格采用ICEM CFD網(wǎng)格生成器制作，附面層第1層網(wǎng)格高度給定為5×10-6m，拉伸比為1.2，網(wǎng)格總點(diǎn)數(shù)約為273萬，遠(yuǎn)場長度約為50倍短艙外罩長度，支桿一直延伸到遠(yuǎn)場。發(fā)動機(jī)表面、進(jìn)排氣邊界網(wǎng)格以及網(wǎng)格中心截面如圖3所示。CRUFS模型仿真參數(shù)如表2所示,表中Re/L為單位長度雷諾數(shù)。

圖3 CRUFS模型計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational grid of CRUFS model

表2 CRUFS模型仿真參數(shù)Table 2 Simulation parameters of CRUFS model

2.1.2 兩種動力特性模型比較

驗(yàn)證渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型正確性的一個(gè)重要標(biāo)準(zhǔn)是：排除計(jì)算數(shù)值誤差影響后，發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣口質(zhì)量流量是否一致。

首先考察收斂性，圖4給出了風(fēng)扇入口處質(zhì)量流量收斂歷史比較，兩種動力特性模型雖然風(fēng)扇入口邊界條件一樣，但不同的外涵邊界條件導(dǎo)致模擬初期風(fēng)扇入口質(zhì)量流量有些許不同，迭代約1 800步后，兩者逐步穩(wěn)定并趨于一致，很快收斂到目標(biāo)值2.001 kg/s。圖中升力系數(shù)CL收斂歷史特征類似風(fēng)扇入口質(zhì)量流量。

圖4 CRUFS模型進(jìn)氣口流量收斂速度比較Fig.4 Comparison of convergence rates of mass flow through engine fan of CRUFS model

表3 外涵道邊界類型對質(zhì)量流量的影響(CRUFS)

圖5 CRUFS模型計(jì)算得到的壓力系數(shù)分布比較Fig.5 Comparison of pressure coefficient distributions calculated by CRUFS model

2.1.3 流場分析

兩種動力特性模型模擬所得流場比較接近，圖6是動力特性模型B計(jì)算得到的流場馬赫數(shù)等值線分布圖?？梢钥吹?，由于風(fēng)扇進(jìn)氣質(zhì)量流量較大，進(jìn)氣道內(nèi)喉道處加速區(qū)已經(jīng)超過聲速，最大馬赫數(shù)約為1.2，風(fēng)扇入口中心馬赫數(shù)也達(dá)到了0.65。在短艙外表面有一加速區(qū)，但由于受風(fēng)扇較大進(jìn)氣質(zhì)量流量的影響，加速區(qū)最大馬赫數(shù)未能超過聲速。

此外，風(fēng)扇出口處中心馬赫數(shù)也在0.6附近，由于外涵道內(nèi)氣流量較大且為收縮型噴管，使得馬赫數(shù)沿流向逐漸增大，且在外涵道出口附近達(dá)到最大值，約為0.85，隨著流動向下游擴(kuò)散，馬赫數(shù)又逐漸降低到接近來流馬赫數(shù)0.8附近。同時(shí)，在外涵道出口處，噴管排出的高速氣流與外部氣流混合，形成了較強(qiáng)的剪切流動。

圖6 CRUFS模型計(jì)算得到的馬赫數(shù)等值線Fig.6 Mach number contours calculated by CRUFS model

2.2 TPS模型

TPS模型[10,20]是一軸對稱渦扇發(fā)動機(jī)模型，是日本航空宇宙技術(shù)研究所設(shè)計(jì)的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀ＤＰ桶L(fēng)扇入口、內(nèi)涵(噴口)及外涵3個(gè)部分。

2.2.1 計(jì)算網(wǎng)格及狀態(tài)

TPS為對稱模型，可采用半模計(jì)算。網(wǎng)格采用ICEM CFD網(wǎng)格生成器制作，附面層第1層網(wǎng)格高度給定為5.8×10-6m，拉伸比為1.2，網(wǎng)格總點(diǎn)數(shù)約為273萬，遠(yuǎn)場長度約為50倍短艙外罩長度。發(fā)動機(jī)表面、進(jìn)排氣邊界網(wǎng)格以及網(wǎng)格中心截面如圖7所示，TPS模型仿真參數(shù)如表4所示。

圖7 TPS模型計(jì)算網(wǎng)格Fig.7 Computational grid of TPS model

表4 TPS模型仿真參數(shù)Table 4 Simulation parameters of TPS model

2.2.2 兩種動力特性模型比較

圖8給出了TPS模型風(fēng)扇入口處質(zhì)量流量收斂歷史比較，類似于CRUFS模型，兩種動力特性模型雖然風(fēng)扇入口邊界條件一樣，但不同的外涵邊界條件導(dǎo)致模擬初期風(fēng)扇入口質(zhì)量流量有些許不同，迭代約2 000步后，兩者逐步穩(wěn)定并趨于一致，很快收斂到目標(biāo)質(zhì)量流量8.789 kg/s。圖中升力系數(shù)收斂歷史特征類似風(fēng)扇入口質(zhì)量流量，但是升力系數(shù)在1 000步以后就趨于穩(wěn)定。

圖8 TPS模型進(jìn)氣口流量收斂速度比較Fig.8 Comparison of convergence rates of mass flow through engine fan of TPS model

正如2.1.2節(jié)中所述，驗(yàn)證渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型正確性的一個(gè)重要標(biāo)準(zhǔn)是：排除數(shù)值誤差影響后，發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣口質(zhì)量流量是否一致。表5給出了兩種動力特性模型計(jì)算得到的進(jìn)排氣口質(zhì)量流量(絕對值)比較。圖9給出了短艙中心截面壓力系數(shù)分布與試驗(yàn)值的比較，結(jié)合表5可知，兩種動力特性模型計(jì)算所得進(jìn)排氣口質(zhì)量流量、短艙表面壓力系數(shù)分布一致性較好，與風(fēng)洞試驗(yàn)也吻合較好，說明兩種動力特性模型精度相當(dāng)，可靠性好。

表5 外涵道邊界類型對質(zhì)量流量的影響(TPS)

圖9 TPS模型計(jì)算得到的壓力系數(shù)分布比較Fig.9 Comparison of pressure coefficient distributions calculated by TPS model

2.2.3 流場分析

圖10給出了TPS模型中心截面處馬赫數(shù)等值線分布(動力特性模型B模擬結(jié)果)，可以看出計(jì)算得到的中心截面馬赫數(shù)分布合理，在外涵道和內(nèi)涵道出口附近，短艙外氣流與外涵道氣流、外涵道氣流與內(nèi)涵道氣流之間形成較強(qiáng)的剪切流動并且隨著流動向下游擴(kuò)散，3股氣流逐漸混合，且馬赫數(shù)在下游逐步接近來流馬赫數(shù)。

圖10 TPS模型計(jì)算得到的馬赫數(shù)等值線Fig.10 Mach number contours calculated by TPS model

3 某型客機(jī)動力特性評估

為驗(yàn)證本文構(gòu)造的兩類動力特性模型的工程適用性，對某型客機(jī)帶翼吊渦扇發(fā)動機(jī)模型巡航狀態(tài)下有無動力、機(jī)體/發(fā)動機(jī)干擾問題進(jìn)行驗(yàn)證、評估，計(jì)算方法和參數(shù)與CRUFS、TPS模型一致。

3.1 計(jì)算網(wǎng)格及狀態(tài)

計(jì)算網(wǎng)格采用ICEM CFD網(wǎng)格生成器制作，先生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，然后轉(zhuǎn)換為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算。帶動力模型需要模擬發(fā)動機(jī)噴流，因此對發(fā)動機(jī)附近網(wǎng)格進(jìn)行了局部修改。除發(fā)動機(jī)外，其余部件網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)與無動力模型網(wǎng)格基本一致，只是對發(fā)動機(jī)部分拓?fù)溥M(jìn)行了重新構(gòu)造，其他位置的網(wǎng)格保持與無動力模型基本相同。

無動力模型為C4，網(wǎng)格總點(diǎn)數(shù)為2 589.6萬；動力模型為C4PN，網(wǎng)格總點(diǎn)數(shù)為2 577.5萬。遠(yuǎn)場取100倍平均氣動弦長，保證遠(yuǎn)場的氣流不干擾飛機(jī)表面的氣流，以減少對阻力的影響。機(jī)翼前緣網(wǎng)格間距約為0.1%平均氣動弦長。后緣分布20個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，機(jī)翼展向在翼根附近的網(wǎng)格間距約為0.8%半展長，在翼稍附近的網(wǎng)格間距約為0.5%半展長，機(jī)身前端和后端為1.5%平均氣動弦長。附面層第1層網(wǎng)格高度約為1×10-5m，拉伸比≤1.25。局部計(jì)算網(wǎng)格如圖11所示，某型客機(jī)仿真參數(shù)如表6所示。

3.2 兩種動力特性模型比較

與CRUFS、TPS模型一樣，首先驗(yàn)證發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣口質(zhì)量流量是否一致，表7給出了兩種動力特性模型計(jì)算得到的進(jìn)排氣口質(zhì)量流量(絕對值)的比較。從表7可知，兩種動力特性模型計(jì)算所得進(jìn)排氣口質(zhì)量流量一致性較好。

3.3 有無動力計(jì)算比較

工程上，評估飛行器機(jī)體/發(fā)動機(jī)干擾問題，一般先計(jì)算通氣模型無動力流場，進(jìn)而模擬發(fā)動機(jī)動力特性，評估發(fā)動機(jī)動力特性對機(jī)體氣動特性的影響。因此，本節(jié)對比了有無動力對客機(jī)氣動性能的影響，圖12是有無動力模型計(jì)算所得機(jī)翼2個(gè)展向剖面上的壓力系數(shù)分布曲線(圖中b為展長)。

圖13是有無動力計(jì)算得到的展向剖面(Y=6.18 m)、法線剖面(Z=-2.12 m)馬赫數(shù)等值線分布比較圖，結(jié)合圖12可知：① 有無動力模型風(fēng)扇入口處馬赫數(shù)均約為0.55；② 發(fā)動機(jī)噴流對機(jī)翼上下表面流場影響較大，使得上翼面激波位置前移、強(qiáng)度稍有減弱，發(fā)動機(jī)唇口激波強(qiáng)度亦減弱；③ 下翼面短艙外氣流與外涵道氣流、外涵道氣流與內(nèi)涵道氣流之間形成較強(qiáng)的剪切流動并且隨著流動向下游擴(kuò)散，3股氣流逐漸混合，形成了較強(qiáng)的剪切流動，并一直向下游延伸；④ 外涵道內(nèi)氣流逐步加速，馬赫數(shù)沿流向逐漸增大，在外涵道出口附近達(dá)到最大值，約為0.92，3股氣流混合后，馬赫數(shù)又逐漸降低到接近來流馬赫數(shù)0.785附近。

圖11 某型客機(jī)計(jì)算網(wǎng)格Fig.11 Computational grid of civil aircraft

表6 某型客機(jī)模型仿真參數(shù)Table 6 Simulation parameters of civil aircraft model

表7 外涵道邊界類型對質(zhì)量流量的影響(C4)

圖12 機(jī)翼展向剖面有無動力計(jì)算得到的壓力系數(shù)分布Fig.12 Surface pressure coefficient distribution on wing span profiles obtained by models with or without power

圖14為有無動力模型計(jì)算得到的空間渦黏性系數(shù)分布，圖中物面采用壓力系數(shù)分布渲染。翼稍小翼、后緣襟翼滑軌，機(jī)身尾部、發(fā)動機(jī)短艙均不同程度產(chǎn)生了尾渦，尤其是發(fā)動機(jī)噴流尾渦強(qiáng)度較大且一直向下游延伸，但是對平尾幾乎沒有干擾。

圖13 有無動力模型計(jì)算得到的馬赫數(shù)等值線比較Fig.13 Comparison of Mach number contours calculated by models with and without power

圖14 有無動力模型計(jì)算得到的空間渦黏性系數(shù)分布Fig.14 Eddy viscosity distribution calculated by models with or without power

4 結(jié) 論

本文以等熵流動原理為出發(fā)點(diǎn)，分析、構(gòu)造并實(shí)現(xiàn)了3類發(fā)動機(jī)動力邊界條件，據(jù)此實(shí)現(xiàn)了文獻(xiàn)中的發(fā)動機(jī)動力特性模型，同時(shí)，基于特征邊界思想，建立了一種新的渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型。采用軸對稱超高涵道比渦扇發(fā)動機(jī)模型CRUFS、軸對稱渦輪動力模型TPS對這兩種動力特性模型進(jìn)行了驗(yàn)證，并采用某型客機(jī)帶翼吊渦扇發(fā)動機(jī)模型整機(jī)進(jìn)行了工程評估，結(jié)果表明：

1) 兩種發(fā)動機(jī)動力特性模型風(fēng)扇入口質(zhì)量流量能很快收斂到目標(biāo)質(zhì)量流量，且均能很好地模擬渦扇發(fā)動機(jī)動力效應(yīng)，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，驗(yàn)證了本文構(gòu)造的渦扇發(fā)動機(jī)動力特性模型的正確性、可靠性以及工程適用性。

2) 兩種動力特性模型計(jì)算得到的發(fā)動機(jī)進(jìn)、排氣口質(zhì)量流量(絕對值)相當(dāng)，短艙附近機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布一致性較好。新構(gòu)造的模型B更適合于模擬大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)動力特性，且該模型無需事先給定外涵道總溫比、總壓比等參數(shù)，在實(shí)際工程中應(yīng)用更廣泛。

3) 翼吊發(fā)動機(jī)動力特性(噴流)使機(jī)翼上表面激波位置前移、強(qiáng)度稍有減弱，發(fā)動機(jī)唇口激波強(qiáng)度亦減弱，對下表面遠(yuǎn)離短艙位置(翼根、翼稍)的影響較小。