馬駿騏，鄧長春

(中國人民解放軍空軍航空大學(xué)，長春130022)

高負(fù)荷過渡段的氣動優(yōu)化研究

馬駿騏，鄧長春

(中國人民解放軍空軍航空大學(xué)，長春130022)

對于具有內(nèi)外雙涵道某型渦扇發(fā)動機(jī)，其過渡段通道的損失主要來源于沿程損失和附面層分離損失，而影響附面層分離的主要是過渡段通道的擴(kuò)張規(guī)律，落差越大，過渡段的負(fù)荷則越高。針對該問題，采用均勻設(shè)計的方法設(shè)計試驗(yàn)方案，通過CFD數(shù)值計算模擬方法對渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇與壓氣機(jī)之間的過渡段流道進(jìn)行了氣動性能計算。該方法與結(jié)果為此類過渡段流道的設(shè)計優(yōu)化提供了參考，并為以后的進(jìn)一步改進(jìn)和優(yōu)化打下了堅實(shí)的基礎(chǔ)。

高負(fù)荷過渡段;擴(kuò)張規(guī)律;落差比;總壓恢復(fù)系數(shù);優(yōu)化設(shè)計

航空發(fā)動機(jī)代表著一個國家的工業(yè)頂尖水平，其被譽(yù)為“工業(yè)之花”、“皇冠上的明珠”。20世紀(jì)50年代出現(xiàn)的可裝機(jī)使用的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，由于其具有良好的經(jīng)濟(jì)性和安全性，在現(xiàn)代的軍用和民用發(fā)動機(jī)中已占據(jù)主流地位［1－2］。其中，衡量經(jīng)濟(jì)性的重要指標(biāo)之一就是燃油效率。過渡段介于風(fēng)扇與壓氣機(jī)之間，提供氣流的過渡流動，并保證壓氣機(jī)進(jìn)口需要的流場分布，改善過渡流道氣動性能，其可供挖掘的潛力較大。因而，本文研究重點(diǎn)鎖定在了具有內(nèi)外雙涵道的過渡段通道。

1 研究內(nèi)容及研究方法

本文研究重點(diǎn)鎖定在了過渡段通道的擴(kuò)張規(guī)律與落差比2個方面，研究影響總壓損失的因素與總壓恢復(fù)系數(shù)之間的關(guān)系。采用均勻設(shè)計的方法設(shè)計試驗(yàn)方案，通過CFD數(shù)值計算模擬方法對渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇與壓氣機(jī)之間的過渡段流道進(jìn)行了氣動性能計算［3－6］。在保證流道內(nèi)沒有分離流動的前提下，靜壓沿徑向分布等值均勻、沿流向分布梯次分明，總壓損失最小，從而設(shè)計方案最優(yōu)。該方法與結(jié)果為此類過渡段流道的設(shè)計優(yōu)化提供了參考，并為以后的進(jìn)一步改進(jìn)和優(yōu)化打下了堅實(shí)的基礎(chǔ)。

2 擴(kuò)張規(guī)律和落差比均無量綱化的試驗(yàn)

2.1 試驗(yàn)因素的確定

建立一個計算模型，即一個簡單的過渡段通道。本次試驗(yàn)需要把造成總壓損失的擴(kuò)張規(guī)律和對過渡段負(fù)荷影響較大的落差比因素考慮進(jìn)去，建立一個無量綱化的通用的試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀Ｄ尺^渡段通道的流道形狀如圖1所示，定義過渡段落差比為Δr/L，落差長度比Δr/L對過渡段的負(fù)荷影響較大，縮短過渡段的長度或在過渡段長度不變的情況下加大過渡段的落差，都將增大Δr/L，使過渡段的‘負(fù)荷’增大。因此，試驗(yàn)選取了3個因素:內(nèi)涵道的無量綱參數(shù)Δr/L(用m表示)，外涵道的無量綱參數(shù)Δr/L(用n表示)以及擴(kuò)張規(guī)律Z，試驗(yàn)區(qū)域?yàn)?［0.27，0.54］×［0.084，0.024］×［z1，z2，z3，z4］。

圖1 某過渡段通道的流道形狀

2.2 數(shù)值計算結(jié)果并建立數(shù)學(xué)模型進(jìn)行擬合

應(yīng)用Ansys軟件繪制網(wǎng)格并導(dǎo)入Fluent進(jìn)行計算，得出結(jié)果。由于本次試驗(yàn)的模型事先未知，先不考慮線性回歸模型，同時為了保證多項(xiàng)式的共線性，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，假定該模型為三次回歸模型，同時給出如下三次回歸模型:

接下來，為了對模型的擬合效果進(jìn)行進(jìn)一步的檢驗(yàn)，必須通過擬合出來的參數(shù)矩陣來求解出總壓恢復(fù)系數(shù)的擬合值，計算結(jié)果及擬合結(jié)果參見表1。檢驗(yàn)全相關(guān)系數(shù)R，得出:

綜合所有的檢驗(yàn)結(jié)果，表明本算例采用的三次回歸模型擬合效果很好。

表1 試驗(yàn)及擬合結(jié)果記錄

3 優(yōu)化設(shè)計和流動分析

3.1 優(yōu)化設(shè)計

首先，必須確定無量綱參數(shù)過渡段落差比Δr/L的取值范圍，由于擬合函數(shù)在取值邊界上的擬合值往往存在一定的誤差，而在邊界以內(nèi)的擬合效果往往比較接近真實(shí)值，考慮到以上因素，考察一下的變量取值區(qū)域:［0.30，0.52］×［0.090，0.022］×［z1，z2，z3，z4］，之后，在函數(shù)表達(dá)式中剔除定性變量之后，本次試驗(yàn)通過數(shù)學(xué)方法在一定的取值范圍內(nèi)找到了最優(yōu)解，即:過渡段外涵道落差比的無量綱參數(shù)Δr/L=0.090，內(nèi)涵道落差比的無量綱參數(shù)Δr/L=0.30，擴(kuò)張規(guī)律為B4，以上是數(shù)學(xué)上的最優(yōu)解。表2給出了優(yōu)化設(shè)計后與原始設(shè)計的過渡段通道各項(xiàng)參數(shù)值。

表2 優(yōu)化設(shè)計與原始設(shè)計數(shù)據(jù)

圖2和圖3分別表示了原始設(shè)計的過渡段簡圖和優(yōu)化設(shè)計的過渡段簡圖。

圖2 原始設(shè)計的過渡段簡圖

圖3 優(yōu)化設(shè)計的過渡段簡圖

3.2 流動分析

通過擬合出來的函數(shù)關(guān)系式計算得到最優(yōu)情況下總壓恢復(fù)系數(shù)^σ=0.989 9，但這僅僅是通過數(shù)學(xué)方法擬合估計得到的。然后，采用數(shù)學(xué)上求得的最優(yōu)解建立物理模型，導(dǎo)入FLUENT中進(jìn)行數(shù)值計算。得到由數(shù)值計算結(jié)果求得的理論總壓恢復(fù)系數(shù)σ=0.989 4，與擬合結(jié)果相比較，相對誤差為0.05%。這個結(jié)果是可以接受的。

圖4、圖5中，過渡段進(jìn)出口處的速度矢量分布是合理的，速度方向沒有出現(xiàn)任何的異常現(xiàn)象，說明了采用最優(yōu)設(shè)計得到的結(jié)果所計算所得到的流場具有可信性。

圖4 過渡段進(jìn)口近壁面處的速度分布

圖5 過渡段外涵道出口近壁面處的速度分布

圖6 過渡段內(nèi)涵道出口近壁面處的速度分布

接下來看總壓分布情況。圖7和圖8分別表示優(yōu)化設(shè)計與原始設(shè)計的過渡段通道內(nèi)涵出口和外涵出口的總壓分布圖，曲線1代表原始設(shè)計的過渡段通道出口的徑向總壓分布，曲線2代表優(yōu)化設(shè)計后的過渡段通道出口徑向總壓分布。在通道出口處總壓的最大值基本相同的情況下，優(yōu)化設(shè)計后近壁面處的總壓損失比原始設(shè)計的損失小，總壓恢復(fù)系數(shù)更高。

圖7 優(yōu)化設(shè)計與原始設(shè)計的過渡段通道內(nèi)涵出口總壓分布

圖8 優(yōu)化設(shè)計與原始設(shè)計的過渡段通道外涵出口的總壓分布

4 結(jié)論

1)過渡段的落差比對過渡段的負(fù)荷影響較大，縮短過渡段的長度或在過渡段長度不變的情況下加大過渡段的落差，都將增大落差比，使過渡段的“負(fù)荷”增大。而影響過渡段通道總壓損失的主要原因是附面層損失，附面層損失主要由過渡段通道的擴(kuò)張規(guī)律來表征。

2)通過對過渡段通道壁面型線的優(yōu)化，也就是選取合適的擴(kuò)張規(guī)律，可以減小附面層的厚度，進(jìn)而減小附面層損失;而通過對過渡段出口相對于進(jìn)口的落差比的恰當(dāng)選取，可以減小過渡段的負(fù)荷。從而，進(jìn)一步減小總壓損失。

3)本文在對過渡段通道的優(yōu)化設(shè)計過程中運(yùn)用了一種較為新穎的方法。即針對一個工程問題，首先抽象出正確的物理模型，然后采用均勻設(shè)計的方法設(shè)計試驗(yàn)方案，并結(jié)合數(shù)學(xué)統(tǒng)計學(xué)的思想，找到所有研究要素之間的函數(shù)關(guān)系，用回歸分析的方法進(jìn)行擬合，最后，再對得到的擬合結(jié)果做進(jìn)一步地分析與研究，最終把對一個物理問題的研究轉(zhuǎn)化為對一個數(shù)學(xué)問題的研究。并且通過本次實(shí)踐，證明上面提出的方法在對航空發(fā)動機(jī)的部件研究中式可行的。從查閱以往的資料來看，發(fā)現(xiàn)以上方法很少被應(yīng)用于航空領(lǐng)域的研究中，因此，本文僅僅提供了一種部件研究的思路，希望能夠在航空發(fā)動機(jī)的部件研究中得到認(rèn)可、應(yīng)用和推廣。

［1］林兆福.氣體動力學(xué)［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，1987.

［2］梁春華.現(xiàn)代高涵道比渦扇發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)［J］.國際航空，2005(7):61－63.

［3］方開泰.均勻設(shè)計及其應(yīng)用(一)［J］.數(shù)理統(tǒng)計與管理，1994，13(1):57－63.

［4］方開泰.均勻設(shè)計及其應(yīng)用(二)［J］.數(shù)理統(tǒng)計與管理，1994，13(2):59－61.

［5］方開泰.均勻設(shè)計及其應(yīng)用(三)［J］.數(shù)理統(tǒng)計與管理，1994，13(3):52－55.

［6］方開泰.均勻設(shè)計與均勻設(shè)計表［M］.北京:科學(xué)出版社，1994.

(責(zé)任編輯楊繼森)

Pneumatic Optim ization Study of High Load Transition Section

MA Jun－qi，DENG Chuang－chun
(University of Airforce and Aeronautical of PLA，Changchun 130022，China)

For a turbofan enginewith double culvert，the transition section channel lossmainly comes from the path loss and the loss of boundary layer separation，the influence of the boundary layer separation is mainly the expansion regulation of the transition section channel regulation，the greater the fall，the load of the transition section is higher.Using uniform designmethod to design test plan，aerodynamic performance calculation is carried out for the transition section which is between the extractor fan and compressor machine of a turbofan engine by adopting themethod of CFD numerical simulation.Themethods and results provide a reference for the design and optimization of the transition section and lay a solid foundation for further improvement and optimization for the future.

high load transition section;expanding regulation;the ratio of the fall;total pressure recovery coefficient;optimal design

:A

1006－0707(2014)07－0060－04

format:MA Jun－qi，DENG Chuang－chun.Pneumatic Optimization Study of High Load Transition Section［J］.Journal of Sichuan Ordnance，2014(7):60－63.

本文引用格式:馬駿騏，鄧長春.高負(fù)荷過渡段的氣動優(yōu)化研究［J］.四川兵工學(xué)報，2014(7):60－63.

10.11809/scbgxb2014.07.018

2014－03－06

馬駿騏(1990—)，男，碩士研究生，主要從事航空推進(jìn)系統(tǒng)理論研究;鄧長春(1961—)，男，教授，空軍航空大學(xué)科研部部長。

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