李新建，齊海帆，潘鵬飛

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

某型分排渦扇發(fā)動機尾噴管特性影響參數(shù)研究

李新建，齊海帆，潘鵬飛

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

摘要：采用數(shù)值計算方法，研究了主要氣動參數(shù)對某型分開排氣渦扇發(fā)動機尾噴管流動特性的影響情況，獲得了環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)、外/內(nèi)涵總壓比、落壓比等單個氣動參數(shù)改變對尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)的影響規(guī)律。其中，落壓比的影響最大，飛行馬赫數(shù)的影響次之，環(huán)境壓力的影響較小，外/內(nèi)涵總壓比對內(nèi)涵道流動特性的影響較小、對外涵道流動特性的影響可以忽略。

關(guān)鍵詞：分排渦扇發(fā)動機；流動特性；數(shù)值計算；影響參數(shù)

1前言

獲取發(fā)動機尾噴管特性曲線是利用燃氣發(fā)生器法確定發(fā)動機飛行推力的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一。發(fā)動機尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)特性曲線，可以通過比例模型吹風(fēng)試驗、實體臺架試驗以及CFD模擬試驗等方法獲得。隨著計算機技術(shù)和數(shù)值計算方法的快速發(fā)展，數(shù)值計算已經(jīng)成為現(xiàn)代發(fā)動機設(shè)計時所采用的一種非常重要的方法。此設(shè)計方法具有設(shè)計周期短、節(jié)省經(jīng)費、不受試驗條件和設(shè)備的限制等優(yōu)點。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)動機等在尾噴管特性研究時均采用了數(shù)值計算方法。

影響分開排氣渦扇發(fā)動機尾噴管流動特性的氣動參數(shù)包括環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)、外/內(nèi)涵進口總壓比、內(nèi)涵落壓比和外涵落壓比等，各個氣動參數(shù)對尾噴管流動特性系數(shù)(內(nèi)、外涵流量系數(shù)和內(nèi)、外涵推力系數(shù))的影響程度不同。

本文采用數(shù)值計算方法，研究了主要氣動參數(shù)對某型渦扇發(fā)動機尾噴管流動特性的影響情況，獲得了環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)、內(nèi)外涵進口總壓比等單個氣動參數(shù)改變對尾噴管內(nèi)、外涵流量系數(shù)和內(nèi)、外涵推力系數(shù)的影響規(guī)律，為進一步開展尾噴管特性研究工作提供了技術(shù)支撐。

2尾噴管物理模型及數(shù)值計算方法

2.1物理模型

計算物理模型為某型分開排氣渦扇發(fā)動機尾噴管結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。建模時，對原尾噴管模型進行了以下簡化：(1)三維模型向二維模型轉(zhuǎn)化過程中，忽略吊架結(jié)構(gòu)和尾噴管左右兩部分結(jié)構(gòu)合并時連接件等結(jié)構(gòu)的影響；(2)簡化了內(nèi)/外涵中間壁面附近結(jié)構(gòu)，去掉了位于內(nèi)/外涵中間壁面處的狹小冷卻氣流縫隙；(3)尾噴管二維模型具有軸對稱結(jié)構(gòu)，為減少計算網(wǎng)格量，只取其上半部分結(jié)構(gòu)；(4)忽略壁面粗糙度和局部結(jié)構(gòu)缺陷等因素的影響。

圖1　發(fā)動機尾噴管結(jié)構(gòu)示意圖

2.2計算方法

計算區(qū)域整體采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在尾噴管模型計算域內(nèi)采用帶有邊界層的局部加密結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。采用商用軟件Fluent的耦合隱式穩(wěn)態(tài)求解器求解二維N-S方程，選擇能量方程，湍流模型選用標準模型，近壁區(qū)域采用標準壁面函數(shù)法，離散格式采用二階迎風(fēng)格式。

2.3數(shù)值計算方法驗證

為了驗證上述計算區(qū)域選擇、網(wǎng)格劃分、邊界條件設(shè)定和數(shù)值計算方法設(shè)置的合理性，針對NASA典型雙涵道分開排氣尾噴管模型，采用上述數(shù)值計算方法獲得其試驗工況下的推力系數(shù)，圖2為計算數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)的對比結(jié)果。

圖2　NASA典型尾噴管模型推力系數(shù)對比結(jié)果

結(jié)果表明，當尾噴管外涵落壓比FNPR較小時，誤差略大，最大誤差為1.67%；FNPR>1.9 (臨界壓比)時，誤差趨于穩(wěn)定，約為0.23%。在所研究工況范圍內(nèi)，數(shù)值計算值與NASA試驗值均很好吻合，說明本文的計算區(qū)域選擇合理，網(wǎng)格劃分可行，邊界條件設(shè)置恰當，數(shù)值計算方法可靠。

3不同氣動參數(shù)對尾噴管流動特性影響的計算結(jié)果

3.1環(huán)境壓力改變對尾噴管流動特性的影響結(jié)果

針對尾噴管內(nèi)、外涵道氣流分別處于典型亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種情況下，飛行馬赫數(shù)、涵道落壓比和外/內(nèi)涵進口總壓比固定，環(huán)境壓力(即飛行高度)改變的16種工況進行數(shù)值計算，獲得了環(huán)境壓力(即飛行高度)改變對尾噴管流動特性的影響規(guī)律。

圖3(a)、圖3(b)、圖3(c)、圖3(d)分別為在其他條件固定、環(huán)境壓力(即飛行高度)改變時，尾噴管的外涵流量系數(shù)Cd,Fan、內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core、外涵推力系數(shù)Cf,Fan、內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的計算結(jié)果(其中各參數(shù)相對變化量均為該點環(huán)境壓力下的計算值與標準大氣壓下的計算值的相對百分比偏差)。

圖3　環(huán)境壓力改變對尾噴管流動特性影響的計算結(jié)果

計算結(jié)果表明：(1)在其他條件固定，飛行高度改變(即環(huán)境壓力改變)時，尾噴管的流量系數(shù)和推力系數(shù)均隨著環(huán)境壓力的降低(即飛行高度的升高)而減小。(2)尾噴管各流動特性系數(shù)在亞臨界狀態(tài)隨環(huán)境壓力降低而減小的變化速率較超臨界狀態(tài)下有所增加。飛行高度從Hp=0升高到Hp=10668m時，外涵流量系數(shù)的變化量最大值約為-0.2%，內(nèi)涵流量系數(shù)的變化量最大值約為-0.4%，外涵推力系數(shù)的變化量最大值約為-0.3%，內(nèi)涵推力系數(shù)的變化量最大值約為-0.5%。

3.2飛行馬赫數(shù)改變對尾噴管流動特性的影響結(jié)果

針對尾噴管內(nèi)、外涵道氣流分別處于典型亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種情況下，環(huán)境壓力、涵道落壓比和外/內(nèi)涵進口總壓比固定，飛行馬赫數(shù)改變的12種工況進行數(shù)值計算，獲得了飛行馬赫數(shù)改變對尾噴管流動特性的影響規(guī)律。

圖4(a)、圖4 (b)、圖4(c)、圖4(d)分別為在其他條件固定、飛行馬赫數(shù)改變時，尾噴管的外涵流量系數(shù)Cd,Fan、內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core、外涵推力系數(shù)Cf,Fan、內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的計算結(jié)果(其中各參數(shù)相對變化量均為該點馬赫數(shù)下計算值與Ma=0.3狀態(tài)下計算值的相對百分比偏差)。

計算結(jié)果表明：(1)典型超臨界狀態(tài)下，尾噴管內(nèi)涵、外涵流量系數(shù)和推力系數(shù)均基本保持不變。(2)典型亞臨界條件下，當Ma=0.3～0.74范圍內(nèi)變化時，Cd,Fan隨馬赫數(shù)的增加略有減小(Ecd,Fan<0.05%)，Cd,Core隨馬赫數(shù)的增加而減小(Ecd,Core最大值為-1.6%)，Cf,Fan隨馬赫數(shù)的增加而減小(ECf,Fan最大值為-1.4%)，Cf,Core隨馬赫數(shù)的增加而增大(ECf,Core的最大值約為0.6%)。分析認為，飛行馬赫數(shù)改變引起尾噴管后流場結(jié)構(gòu)發(fā)生了一定變化，在超臨界時，尾噴管后流場的變化不會引起尾噴管內(nèi)、外涵道內(nèi)部流場的變化，因而內(nèi)、外涵流量系數(shù)和推力系數(shù)基本不變；亞臨界時，尾噴管后流場的變化引起尾噴管內(nèi)、外涵道內(nèi)部流場的變化，因而內(nèi)、外涵流量系數(shù)隨著飛行馬赫數(shù)改變而變化。

3.3外/內(nèi)涵進口總壓比改變對尾噴管流動特性的影響結(jié)果

對于尾噴管外/內(nèi)涵進口總壓比Pt,Fan,in/Pt,Core,in對尾噴管流動特性的影響，分別從環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)等參數(shù)固定，內(nèi)/外涵進口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變(關(guān)注Pt,Fan,in/Pt,Core,in改變對尾噴管外涵道流動特性的影響情況)和內(nèi)/外涵進口總壓比隨外涵落壓比改變(關(guān)注Pt,Fan,in/Pt,Core,in改變對尾噴管內(nèi)涵道流動特性的影響情況)兩個角度進行研究。

3.3.1外/內(nèi)涵進口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變對尾噴管外涵道流動特性的影響結(jié)果

針對尾噴管內(nèi)、外涵道氣流分別處于典型亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種情況下，環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)和外涵落壓比固定,外/內(nèi)涵進口總壓比Pt,Fan,in/Pt,Core,in隨內(nèi)涵落壓比CNPR改變的14種工況進行數(shù)值計算，主要研究外/內(nèi)涵總壓比改變對尾噴管外涵道流動特性的影響，獲得了外/內(nèi)涵進口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變對尾噴管流動特性的影響規(guī)律。

圖4　飛行馬赫數(shù)改變對尾噴管流動特性影響的計算結(jié)果

圖5(a)、圖5(b)分別為在其他條件固定、外/內(nèi)涵進口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變時，尾噴管的外涵流量系數(shù)Cd,Fan和外涵推力系數(shù)Cf,Fan的計算結(jié)果(其中各參數(shù)相對變化量均為該點Pt,Fan,in/Pt,Core,in下計算值與Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0狀態(tài)下計算值的相對百分比偏差)。計算結(jié)果表明，典型亞臨界和超臨界狀態(tài)下，外/內(nèi)涵進口總壓比改變時，尾噴管外涵道流量系數(shù)Cd,Fan、推力系數(shù)Cf,Fan均保持不變。這說明其他條件固定時，外/內(nèi)涵進口總壓比改變對尾噴管外涵道流動特性幾乎沒有影響。

圖5　外/內(nèi)涵進口總壓比隨內(nèi)涵落壓比改變對尾噴管流動特性影響的計算結(jié)果

3.3.2外/內(nèi)涵進口總壓比隨外涵落壓比改變對尾噴管內(nèi)涵道流動特性的影響結(jié)果

針對尾噴管內(nèi)、外涵道氣流分別處于典型亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種情況下，環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)和內(nèi)涵落壓比固定,外/內(nèi)涵進口總壓比隨外涵落壓比FNPR改變的14種工況進行數(shù)值計算，主要研究外/內(nèi)涵總壓比改變對尾噴管內(nèi)涵道流動特性的影響，獲得了外/內(nèi)涵進口總壓比隨外涵落壓比改變對尾噴管流動特性的影響規(guī)律。

圖6(a)、圖6(b)分別為在其他條件固定、外/內(nèi)涵進口總壓比隨外涵落壓比改變時，尾噴管的內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core和內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的計算結(jié)果(其中各參數(shù)相對變化量均為該點Pt,Fan,in/Pt,Cors,in下計算值與Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0狀態(tài)下計算值的相對百分比偏差)。計算結(jié)果表明：(1)典型超臨界狀態(tài)下，外/內(nèi)涵進口總壓比改變時，Cd,Core基本保持不變，Cf,Core隨外/內(nèi)涵進口總壓比的增加略有減小。(2)典型亞臨界條件下，Cd,Core隨Pt,Fan,in/Pt,Core,in的增加而減小，Cf,Core隨Pt,Fan,in/Pt,Core,in的增加而增加，Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0～1.22范圍內(nèi)，Cd,Core和Cf,Core的相對變化量的最大值分別為-0.3%和0.15%。這說明其他條件固定時，外/內(nèi)涵進口總壓比對尾噴管內(nèi)涵道流動特性有一定影響，但影響較小。

圖6　外/內(nèi)涵進口總壓比隨外涵落壓比改變對尾噴管流動特性影響的計算結(jié)果

3.4落壓比改變對尾噴管流動特性的影響結(jié)果

針對環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)和外、內(nèi)涵落壓比固定,外涵落壓比FNPR和內(nèi)涵落壓比CNPR改變的17種工況進行數(shù)值計算，分別研究外涵落壓比改變對尾噴管外涵道流動特性的影響和內(nèi)涵落壓比改變對尾噴管內(nèi)涵道流動特性的影響，獲得了落壓比改變對尾噴管流動特性的影響規(guī)律。

圖7　落壓比改變對尾噴管流動特性影響的計算結(jié)果

圖7(a)、圖7(b)、圖7(c)、圖7(d)分別為在其他條件固定、落壓比改變時，尾噴管的外涵流量系數(shù)Cd,Fan、內(nèi)涵流量系數(shù)Cd,Core、外涵推力系數(shù)Cf,Fan、內(nèi)涵推力系數(shù)Cf,Core的計算結(jié)果。計算結(jié)果表明：

(1)當FNPR<臨界壓比時，Cd,Fan隨外涵落壓比的增加而快速減小；FNPR≥臨界壓比時，Cd,Fan保持為常數(shù)。(2)當CNPR<臨界壓比時，Cd,Core隨內(nèi)涵落壓比的增加先增大后減??；CNPR≥臨界壓比時，Cd,Core保持為常數(shù)。(3)當FNPR<1.7時，Cf,Fan隨外涵落壓比的增加先基本不變后減?。籉NPR≥1.8時，Cf,Fan隨外涵落壓比的增加而增大。(4)當CNPR<1.8時，Cf,Core隨內(nèi)涵落壓比的增大而減??；CNPR≥1.8時，Cf,Core隨內(nèi)涵落壓比的增加而增大?？梢钥闯?，落壓比改變對尾噴管流動特性的影響最大，落壓比改變時，尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)的變化量最大可達4%～7%。

4結(jié)論

(1)對環(huán)境壓力、飛行馬赫數(shù)、外/內(nèi)涵進口總壓比、落壓比(內(nèi)涵落壓比和外涵落壓比)等氣動參數(shù)對分排渦扇發(fā)動機尾噴管流動特性的影響情況進行了系統(tǒng)研究，其中，落壓比的影響最大，飛行馬赫數(shù)的影響次之，環(huán)境壓力的影響較小，外/內(nèi)涵總壓比對內(nèi)涵道流動特性的影響較小、對外涵道流動特性的影響可以忽略。

(2)飛行高度從Hp=0升高到Hp=10668m時，外涵流量系數(shù)、內(nèi)涵流量系數(shù)、外涵推力系數(shù)、內(nèi)涵推力系數(shù)均隨著高度的增加而減小，變化量分別為-0.2%、-0.4%、-0.3%和-0.5%。

(3)在超臨界狀態(tài)下，飛行馬赫數(shù)對尾噴管的流動特性幾乎沒有影響，亞臨界條件下，Cd,Fan隨馬赫數(shù)的增加略有減小(ECd,Fan<0.05%)，Cd,Core隨馬赫數(shù)的增加而減小(ECd,Core最大為-1.6%)，Cf,Fan隨馬赫數(shù)的增加而減小(ECf,Fan最大為-1.4%)，Cf,Core隨馬赫數(shù)的增加而增大(ECf,Core最大為0.6%)。

(4)外/內(nèi)涵進口總壓比對尾噴管外涵流動特性幾乎沒有影響，外/內(nèi)涵進口總壓比對尾噴管內(nèi)涵道流動特性有一定影響，但影響較小(ECd,Core<0.3%、ECf,Core<0.15%)。

(5)落壓比改變對尾噴管流動特性的影響最大，落壓比改變時，尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)的變化量最大可達4%～7%。

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Research on Influencing Parameters of Jet Nozzle Characteristic of a Certain Type of Turbofan Engine

Li Xinjian,Qi Haifan,Pan Pengfei

(Chinese Flight Test Establishment,Xi′an 710089,Shanxi,China)

Abstract：The numerical calculation method is used in the paper to study the influencing parameters of jet nozzle characteristic of an unmixed flow turbofan engine.The trend laws are obtained which revealed the influence of environmental pressure,flight Mach number,the total pressure ratio of fan and core,the pressure drop ratio and other parameters on nozzle-performance coefficients.The results show that the pressure drop ratio of nozzle is the most important factor in the influencing parameters for nozzle performance,and flight Mach number is the secondary influencing parameter.The environmental pressure and the total pressure ratio of fan and core have the least effects on nozzle performances,and the total pressure ratio of fan and core has little impact on the core-nozzle flow coefficient,which has no influence on the fan-nozzle flow coefficient and can be ignored.

Keywords:unmixed flow turbofan engine;flow characteristic;numerical calculation;influencing parameters

[收稿日期]2016-01-23

[作者簡介]李新建(1981—)，男，山東濰坊人，高級工程師，主要研究方向：航空產(chǎn)品試飛技術(shù)、科研試飛項目管理。

中圖分類號：V235.13

文獻標識碼：B

doi：10.3969/j.issn.1674-3407.2016.01.010