渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計(jì)

岳 洋 周 臣

（中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南 株洲 412002）

進(jìn)氣道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的整體性能有著十分重要的影響，其與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配關(guān)系的好壞、供氣能力以及出口氣流流場(chǎng)均勻性均會(huì)影響到發(fā)動(dòng)機(jī)的工作能力，因此發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)至關(guān)重要[1-4]。然而發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)研究，一直以來主要依靠試驗(yàn)，成本高、難度大、周期長(zhǎng)，且受試驗(yàn)條件的限制，使進(jìn)氣道研究工作受到了較大影響。但隨著計(jì)算流體力學(xué)（CFD）[5]的發(fā)展，采用數(shù)值模擬手段對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行分析研究，能夠大大縮短的研制周期，更加有利于進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)。

本文對(duì)某型渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的地面臺(tái)架進(jìn)氣道進(jìn)行設(shè)計(jì)分析研究。由于該型渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)自身的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)：采用的是下方進(jìn)氣，并且該型發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上的進(jìn)氣道與地面臺(tái)架進(jìn)氣道存在差異，因此為滿足該型發(fā)動(dòng)機(jī)在地面臺(tái)架上的試驗(yàn)需求，對(duì)其地面臺(tái)架進(jìn)氣道進(jìn)行了兩種不同的方案設(shè)計(jì)，并且通過數(shù)值模擬手段對(duì)這兩種方案進(jìn)行對(duì)比分析。

1 問題分析及方案設(shè)計(jì)

本文所研究的該型渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上安裝的進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣機(jī)匣示意簡(jiǎn)圖見圖1，可以發(fā)現(xiàn)該發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上的進(jìn)氣道除了包含進(jìn)氣口，還有一個(gè)次流出口。該次流出口的主要作用是連接發(fā)動(dòng)機(jī)上其它的氣體管道用于對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)中的滑油系統(tǒng)進(jìn)行氣冷散熱。而該發(fā)動(dòng)機(jī)在地面臺(tái)架上試驗(yàn)時(shí)則是采用試車臺(tái)的供水系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)滑油進(jìn)行外部水冷散熱，因此其在地面臺(tái)架上的進(jìn)氣道不需要其在飛機(jī)上的進(jìn)氣道次流出口。為了滿足該型發(fā)動(dòng)機(jī)在地面臺(tái)架上的試驗(yàn)需求，需對(duì)其進(jìn)氣道進(jìn)行重新設(shè)計(jì)。

圖1 飛機(jī)上的進(jìn)氣道與機(jī)匣連接示意簡(jiǎn)圖

針對(duì)該型發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上的進(jìn)氣道與地面臺(tái)架上的進(jìn)氣道差異，在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣需求的情況下，新設(shè)計(jì)的地面臺(tái)架進(jìn)氣道采用了其在飛機(jī)上進(jìn)氣道相似的布局形式，其進(jìn)口流道基本相似，但取消了飛機(jī)進(jìn)氣道后面的次流出口。同時(shí)考慮到新設(shè)計(jì)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣機(jī)匣在連接處的內(nèi)部流道差異，對(duì)進(jìn)氣道下型面進(jìn)行了兩種不同的方案設(shè)計(jì)，如圖2 所示。方案1 的設(shè)計(jì)思路是根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)在地面臺(tái)架上進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，保持進(jìn)氣道出口與進(jìn)氣機(jī)匣進(jìn)口的幾何尺寸完全吻合；方案2設(shè)計(jì)思路則是保持進(jìn)氣道下型面氣流的流動(dòng)方向能夠沿下型面平滑過渡到進(jìn)氣機(jī)匣型面，將其下型面設(shè)計(jì)成順著氣流方向與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣機(jī)匣型面相切。這兩種進(jìn)氣道的改型設(shè)計(jì)方式均能夠滿足該發(fā)動(dòng)機(jī)在地面臺(tái)架上的使用需求，但為了比較這兩種設(shè)計(jì)方案的優(yōu)劣，下文針對(duì)這兩種設(shè)計(jì)方案進(jìn)行建模、數(shù)值模擬，并對(duì)其結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。

圖2 兩種進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案對(duì)比

2 數(shù)值模擬及結(jié)果分析

2.1 數(shù)值模擬

針對(duì)以上兩種設(shè)計(jì)方案，對(duì)該型發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架進(jìn)氣道進(jìn)行了三維幾何建模，模型外形如圖3 所示。由于考慮到需要分析發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣機(jī)匣內(nèi)部型面連接對(duì)于內(nèi)部氣流流動(dòng)影響。因此，將這兩種模型進(jìn)氣道連接到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣機(jī)匣上進(jìn)行進(jìn)氣道與機(jī)匣的整體數(shù)值模擬分析。

圖3 進(jìn)氣道及進(jìn)氣機(jī)匣三維幾何模型

利用ANSYS CFX 軟件分別對(duì)這兩種進(jìn)氣道方案幾何模型在發(fā)動(dòng)機(jī)的不同流量工況下進(jìn)行數(shù)值模擬。首先，使用ANSYS ICEM 軟件對(duì)兩種模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并對(duì)模型進(jìn)氣道喇叭口處及進(jìn)氣機(jī)匣網(wǎng)格進(jìn)行了局部加密，使數(shù)值模擬結(jié)果更加準(zhǔn)確，兩種模型網(wǎng)格數(shù)均約為310 萬，網(wǎng)格如圖4 所示。

圖4 兩種方案模型計(jì)算網(wǎng)格

根據(jù)以前通用的數(shù)值模擬計(jì)算經(jīng)驗(yàn)，本文采用Kepsilon 兩方程湍流模型，離散格式采用二階精度的“High Resolution”格式。在計(jì)算中未考慮進(jìn)氣道來流壓力損失，進(jìn)氣道進(jìn)口邊界條件為P*=101325Pa，T*=288.15K，出口邊界條件給定發(fā)動(dòng)機(jī)不同工況下的空氣流量，取進(jìn)氣道前方氣流計(jì)算區(qū)域?yàn)殚L(zhǎng)方體結(jié)構(gòu)。模型計(jì)算邊界條件示意圖如圖5 所示。

圖5 計(jì)算邊界條件

2.2 計(jì)算結(jié)果分析

對(duì)于這兩種進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案的數(shù)值模擬結(jié)果，主要對(duì)其在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)工況下的流場(chǎng)特點(diǎn)及不同工況下性能參數(shù)變化進(jìn)行對(duì)比分析。

圖6 為設(shè)計(jì)工況下兩種方案模型內(nèi)部三維流線圖，可以看出流場(chǎng)分布均勻，氣流流動(dòng)通暢，數(shù)值模擬能夠較好的模擬該進(jìn)氣系統(tǒng)模型內(nèi)部氣流的流動(dòng)情況。

圖6 設(shè)計(jì)工況三維流線圖

為了比較兩種方案在流道內(nèi)部的流動(dòng)細(xì)節(jié)，圖7 和圖8 分別給出了在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)工況下，兩種模型在中截面處的馬赫數(shù)云圖和流線圖。從圖7 和圖8 中可以看出，方案1 在進(jìn)氣道下型面處存在一個(gè)較大的低速區(qū)，特別是在靠近交接面處低速區(qū)尤為明顯，分析其主要原因是由于在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣機(jī)匣唇口處有一個(gè)曲率較大的弧面，使得發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道與進(jìn)氣機(jī)匣在連接時(shí)交接面處存在一個(gè)臺(tái)階，進(jìn)氣道下部氣流流過此處時(shí)會(huì)折轉(zhuǎn)約90°的角度，從而產(chǎn)生了較大的速度損失。由圖7 和圖8 可以看出，方案2 相對(duì)于方案1 而言在進(jìn)氣道下型面處的低速區(qū)明顯減少，并且氣體流線能夠沿進(jìn)氣道下型面光滑過渡到進(jìn)氣機(jī)匣型面，該結(jié)果表明此方案能夠達(dá)到使氣流能夠沿其流動(dòng)方向沿下型面平滑過渡到進(jìn)氣機(jī)匣型面的設(shè)計(jì)目的。只是該方案在進(jìn)氣機(jī)匣下唇口處有一個(gè)很小的低速三角區(qū)，形成該區(qū)域的主要原因在于此方案在進(jìn)氣道與機(jī)匣連接處有一個(gè)死區(qū)，有一小部分氣流會(huì)在此處形成漩渦，并阻滯在此區(qū)域內(nèi)。圖9 為兩種方案模型在進(jìn)氣道與進(jìn)氣機(jī)匣交接面處的馬赫數(shù)云圖，從中可以看出方案1 在進(jìn)氣道型面下方存在明顯的低速區(qū)，而方案2 在交接面處速度分布均勻，沒有很明顯的低速區(qū)。方案1 低速區(qū)原因與上述中截面處分析的原因相同，是由于氣流折轉(zhuǎn)造成的速度損失，而方案2 則氣流過渡平滑，因此沒有此低速區(qū)。從流道內(nèi)的流場(chǎng)情況來看，方案2 要優(yōu)于方案1。

圖7 設(shè)計(jì)工況下流道中截面馬赫數(shù)云圖

圖8 設(shè)計(jì)工況下流道中截面流線圖

圖9 設(shè)計(jì)工況下交接面處馬赫數(shù)云圖

圖10 為發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)工況下，兩種方案在進(jìn)氣機(jī)匣出口處的總壓分布云圖。從云圖中可以看出，方案2 模型在進(jìn)氣機(jī)匣出口處的總壓分布較方案1 更加均勻。

圖10 設(shè)計(jì)工況下進(jìn)氣機(jī)匣出口總壓云圖

式中：

P60min——任意60°扇形區(qū)內(nèi)平均壓力最小值，Pa；

Pav——出口截面上的平均總壓力，Pa；

Qav——出口截面上的平均動(dòng)壓，Pa。

得到設(shè)計(jì)工況下，兩方案在進(jìn)氣機(jī)匣出口處的氣流畸變指數(shù)，見表1。結(jié)果表明方案2 模型在進(jìn)氣機(jī)匣出口處的畸變指數(shù)小于相對(duì)于方案1 模型，因此方案2 機(jī)匣出口具有更高的均勻度。

為了進(jìn)一步比較兩種方案模型在性能參數(shù)上的變化情況。圖11 給出了兩種方案模型的總壓恢復(fù)系數(shù)（機(jī)匣出口總壓/進(jìn)氣道進(jìn)口總壓）及進(jìn)氣機(jī)匣出口馬赫數(shù)隨流量的變化趨勢(shì)。從總壓恢復(fù)系數(shù)上看，隨流量增大，兩種方案模型總壓恢復(fù)系數(shù)均逐漸減小，在小流量工況下基本相同，但在大流量工況時(shí)方案2 的總壓恢復(fù)系數(shù)略大于方案1。從進(jìn)氣機(jī)匣出口馬赫數(shù)來看，方案2 模型在進(jìn)氣機(jī)匣出口處的馬赫數(shù)大于方案1。

圖11 總壓恢復(fù)系數(shù)及進(jìn)氣機(jī)匣出口馬赫數(shù)變化趨勢(shì)

3 結(jié)論

本文對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架進(jìn)氣道提出了兩種設(shè)計(jì)方案，通過對(duì)這兩種設(shè)計(jì)方案模型數(shù)值模擬結(jié)果的對(duì)比分析，得到如下結(jié)論：

3.1 相比于方案1，方案2 模型能夠使氣流在進(jìn)氣道與進(jìn)氣機(jī)匣內(nèi)平滑過渡，進(jìn)氣道下型面具有更小的低速區(qū)范圍，流道內(nèi)部流場(chǎng)分布更加均勻。

3.2 方案2 模型在進(jìn)氣機(jī)匣出口截面處具有更小的畸變指數(shù)。

3.3 隨流量增大，兩種方案模型總壓恢復(fù)系數(shù)均逐漸減小，在小流量工況下基本相同，但在大流量工況時(shí)方案2 的總壓恢復(fù)系數(shù)略大于方案1。

3.4 方案2 模型在進(jìn)氣機(jī)匣出口處的馬赫數(shù)大于方案1。

本文的設(shè)計(jì)思路及分析研究結(jié)果為今后該型發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架進(jìn)氣道設(shè)計(jì)提供了參考和依據(jù)，具有重要的指導(dǎo)意義。