楊　曉，望　佳，齊海帆

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

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某型發(fā)動(dòng)機(jī)非加力情況下收-擴(kuò)尾噴管流動(dòng)特性研究

楊曉，望佳，齊海帆

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

摘要：針對(duì)某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的收-擴(kuò)尾噴管模型在加力不接通試驗(yàn)工況下的流動(dòng)特性，通過建立模型，進(jìn)行相關(guān)的數(shù)值計(jì)算研究，獲得了不同喉道面積、面積比和尾噴管落壓比條件下的收-擴(kuò)尾噴管模型的流量系數(shù)和推力系數(shù)數(shù)據(jù)及其變化規(guī)律，為發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架標(biāo)定試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流量和標(biāo)準(zhǔn)凈推力的確定提供了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

關(guān)鍵詞:收-擴(kuò)尾噴管數(shù)值計(jì)算流量系數(shù)推力系數(shù)

0引言

發(fā)動(dòng)機(jī)性能試飛的主要目的是確定發(fā)動(dòng)機(jī)在不同飛行狀態(tài)和不同發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件下的飛行安裝凈推力[1-2]，獲取發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管特性曲線是利用燃?xì)獍l(fā)生器法確定發(fā)動(dòng)機(jī)飛行推力的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一。在國(guó)內(nèi)外對(duì)尾噴管流動(dòng)特性的大量研究中，尾噴管流量系數(shù)和推力系數(shù)特性曲線，一般通過比例模型吹風(fēng)試驗(yàn)、實(shí)體臺(tái)架試驗(yàn)以及CFD模擬試驗(yàn)等方法獲得[3]。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和數(shù)值計(jì)算方法的快速發(fā)展，數(shù)值計(jì)算已經(jīng)成為現(xiàn)代發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)所采用的一種非常重要的方法。該設(shè)計(jì)方法是以基于計(jì)算流體力學(xué)、計(jì)算傳熱學(xué)和計(jì)算燃燒學(xué)的原理為核心，結(jié)合相關(guān)的經(jīng)驗(yàn)、半經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式，以計(jì)算機(jī)為工具，用數(shù)值方法求解相關(guān)聯(lián)的偏微分方程組，從而模擬發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的流動(dòng)、傳熱、傳質(zhì)和燃燒過程的細(xì)節(jié)，預(yù)估發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力性能，而后采用相應(yīng)的試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。此設(shè)計(jì)方法具有設(shè)計(jì)周期短，節(jié)省經(jīng)費(fèi)，不受試驗(yàn)條件和設(shè)備的限制等優(yōu)點(diǎn)。

本文針對(duì)某型混排式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的收-擴(kuò)尾噴管模型在加力不接通試驗(yàn)工況下的流動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值研究，獲得了不同喉道直徑D8、不同面積比A9/A8和尾噴管落壓比條件下的收-擴(kuò)尾噴管模型的流量系數(shù)和推力系數(shù)數(shù)據(jù)及其變化規(guī)律，為發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架標(biāo)定試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流量和標(biāo)準(zhǔn)凈推力的確定提供了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

1計(jì)算模型和數(shù)值計(jì)算方法

1.1計(jì)算模型與邊界條件

計(jì)算物理模型為某型混排式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的收-擴(kuò)尾噴管結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。

圖1　混排式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)收-擴(kuò)尾噴管結(jié)構(gòu)示意圖

圖2　發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管模型計(jì)算區(qū)域

參考發(fā)動(dòng)機(jī)在加力不接通條件下，實(shí)際工作時(shí)尾噴管喉道面積A8、尾噴管出口面積與喉道面積比A9/A8和尾噴管落壓比的數(shù)據(jù)和相應(yīng)關(guān)系，針對(duì)四種不同喉道直徑(D8=A、B、C、D，其中A﹤B﹤C﹤D)-每個(gè)喉道直徑下選取6個(gè)不同面積比(A9/A8=a、b、c、d、e、f，注：從a至f面積比逐漸增加)等24種不同的收-擴(kuò)尾噴管構(gòu)型建立二維簡(jiǎn)化模型(尾噴管落壓比Pt7/P0=1.2～13.2)，由于尾噴管二維模型具有軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，為減少計(jì)算網(wǎng)格量，只取其上半部分結(jié)構(gòu)。考慮到尾噴管外流計(jì)算邊界條件采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，為了保證發(fā)動(dòng)機(jī)排氣不會(huì)對(duì)計(jì)算結(jié)果造成影響，使噴管外流場(chǎng)更接近實(shí)際情況，將計(jì)算域長(zhǎng)設(shè)為21×L，寬設(shè)為21×R(其中L和R分別為尾噴管模型的特征長(zhǎng)度和特征半徑)，計(jì)算區(qū)域選擇見圖2。尾噴管進(jìn)口采用壓力進(jìn)口邊界條件；計(jì)算區(qū)域的前、后、上等邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件；計(jì)算區(qū)域的下邊界設(shè)置為軸對(duì)稱邊界條件；尾噴管出口截面用來監(jiān)控尾噴管出口截面的流速、壓力、質(zhì)量流量等流動(dòng)參數(shù)[4-5]。

1.2網(wǎng)格劃分與數(shù)值計(jì)算方法

考慮到計(jì)算資源限制、計(jì)算精度要求和計(jì)算流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)等方面原因，在計(jì)算網(wǎng)格劃分過程中，計(jì)算區(qū)域整體采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在尾噴管模型計(jì)算域內(nèi)采用帶有邊界層的局部加密結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在對(duì)計(jì)算結(jié)果精度影響較大的尾噴管附近區(qū)域亦采用局部加密網(wǎng)格，24種不同計(jì)算模型的計(jì)算網(wǎng)格量均控制在20萬左右。

采用商用軟件Fluent的耦合隱式穩(wěn)態(tài)求解器求解2維N-S方程，選擇能量方程，湍流模型選用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型，近壁區(qū)域采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法，離散格式采用二階迎風(fēng)格式，來流為已燃混氣，壓力進(jìn)口邊界條件的設(shè)置參考發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作條件下的尾噴管進(jìn)口總溫和總壓的相關(guān)數(shù)據(jù)[6-8]。

1.3數(shù)據(jù)處理方法

本文數(shù)據(jù)處理的目的是為了確定上述工況下尾噴管的總壓損失系數(shù)σ、流量系數(shù)Cd和推力系數(shù)CV值，其計(jì)算公式為 ：

σ=(Pt7-Pt9)/Pt9

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

2尾噴管流動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果

2.1總壓損失計(jì)算結(jié)果

本文尾噴管總壓損失系數(shù)σ的計(jì)算結(jié)果整理成：不同尾噴管喉道直徑條件下，尾噴管流量系數(shù)Cd隨尾噴管落壓比Pt7和P0面積比A9/A8變化的分段曲線。圖3為尾噴管總壓損失系數(shù)σ的計(jì)算結(jié)果，圖中各工況下的σ具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準(zhǔn)點(diǎn)(D8=D，Pt7/P0=1.2)數(shù)據(jù)的相對(duì)差值，結(jié)果表明：1)當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時(shí)，同一喉道直徑D8和面積比A9/A8條件下，尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨Pt7/P0增加而快速減小，這是因?yàn)榱黧w的流動(dòng)損失隨流體流動(dòng)速度的平方成正比關(guān)系，隨著落壓比Pt7/P0的增加，尾噴管流道內(nèi)各個(gè)截面氣體的流動(dòng)速度增加，進(jìn)而流動(dòng)損失增加； 2)當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)及以上時(shí)，同一喉道直徑D8條件下，尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨落壓比Pt7/P0增加略有上升，這是因?yàn)樵谂R界狀態(tài)及以上時(shí)，尾噴管流道內(nèi)大部分截面氣體的流動(dòng)速度略有增加，因而流動(dòng)損失略有增加；3)同一尾噴管落壓比Pt7/P0和同一面積比A9/A8條件下，尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨喉道直徑D8的增加而減小，這是因?yàn)檫M(jìn)口面積和面積比A9/A8恒定時(shí)，尾噴管喉道直徑D8的增加使得尾噴管流道內(nèi)的流通截面增加，進(jìn)而流動(dòng)速度減小，流動(dòng)損失減小。

圖3　某型發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管總壓損失系數(shù)相對(duì)值計(jì)算結(jié)果

2.2流量系數(shù)計(jì)算結(jié)果

尾噴管流量系數(shù)Cd的計(jì)算結(jié)果整理成：不同尾噴管喉道直徑條件下，尾噴管流量系數(shù)Cd隨尾噴管落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8變化的分段曲線。圖4為尾噴管流量系數(shù)Cd的數(shù)值計(jì)算結(jié)果，圖中各工況下的Cd具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準(zhǔn)點(diǎn)(D8=D，Pt7/P0=1.2)數(shù)據(jù)的相對(duì)比值?？梢钥闯觯?)當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時(shí)，同一喉道直徑D8和面積比A9/A8條件下，Cd隨落壓比Pt7/P0增加而快速減小，對(duì)照2.1節(jié)的分析結(jié)果可知，隨著落壓比Pt7/P0的增加，尾噴管的總壓損失迅速增加，因而尾噴管的流通能力快速減??；2)當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)及以上時(shí)，同一喉道直徑D8條件下，Cd先保持常數(shù)，隨后隨落壓比Pt7/P0的增加略有減小，這是因?yàn)榕R界狀態(tài)以上流動(dòng)損失隨Pt7/P0的增大而略有增加； 3)同一尾噴管落壓比Pt7/P0條件下，Cd隨喉道直徑D8的增加而增大，該規(guī)律與落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8恒定時(shí)，尾噴管的流動(dòng)損失隨喉道直徑D8的增大而增加的理論分析結(jié)果一致。

圖4　某型發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管流量系數(shù)相對(duì)值計(jì)算結(jié)果

2.3推力系數(shù)計(jì)算結(jié)果

尾噴管推力系數(shù)CV的計(jì)算結(jié)果整理成：不同尾噴管喉道直徑D8條件下，尾噴管推力系數(shù)CV隨尾噴管落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8變化的分段曲線。圖5為尾噴管推力系數(shù)CV的數(shù)值計(jì)算結(jié)果，圖中各工況下的CV具體值為該工況下數(shù)據(jù)與基準(zhǔn)點(diǎn)(D8=D，Pt7/P0=1.2)數(shù)據(jù)的相對(duì)比值，結(jié)果表明：1)同一尾噴管落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8條件下，不同喉道直徑D8條件下的尾噴管推力系數(shù) CV基本相同；2)當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時(shí)，CV隨落壓比Pt7/P0增加而減小，分析認(rèn)為在臨界狀態(tài)以下時(shí)，隨著落壓比Pt7/P0的增加，尾噴管的總壓損失增加，流通能力減小，因而推力CV系數(shù)減??；3)當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以上時(shí)，尾噴管推力系數(shù)CV隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加而減小，分析認(rèn)為：隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加，一方面尾噴管流道的流動(dòng)速度增加導(dǎo)致流動(dòng)損失增加，另一方面，在尾噴管擴(kuò)張段或尾噴管出口會(huì)出現(xiàn)不斷增強(qiáng)的激波，氣流經(jīng)過激波段后做功能力損失增加，推力系數(shù)減小。

圖5　某型發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管推力系數(shù)相對(duì)值計(jì)算結(jié)果

3結(jié)論

針對(duì)某型混排式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的收-擴(kuò)尾噴管物理模型，建立了二維CFD數(shù)值計(jì)算簡(jiǎn)化模型，確定該尾噴管模型流動(dòng)特性研究的數(shù)值計(jì)算方法，為發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架標(biāo)定試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流量和標(biāo)準(zhǔn)凈推力的確定提供了參考。

1)當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時(shí)，同一喉道直徑D8和面積比A9/A8條件下，尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨Pt7/P0增加而快速減小；當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)及以上時(shí)，同一喉道直徑D8條件下，尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨落壓比Pt7/P0增加略有上升；同一尾噴管落壓比Pt7/P0和同一面積比A9/A8條件下，尾噴管總壓損失系數(shù)σ隨喉道直徑D8的增加而減小。

2)當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時(shí)，同一喉道直徑D8和面積比A9/A8條件下，Cd隨落壓比Pt7/P0增加而快速減??；當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)及以上時(shí)，同一喉道直徑D8條件下，Cd先保持常數(shù)，隨后隨落壓比Pt7/P0的增加略有減小。

3)同一尾噴管落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8條件下，不同喉道直徑D8條件下的尾噴管推力系數(shù)CV基本相同；當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以下時(shí)，CV隨落壓比Pt7/P0增加而減??；當(dāng)尾噴管喉道處于臨界狀態(tài)以上時(shí)，尾噴管推力系數(shù)CV隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加而減小。

參考文獻(xiàn)

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中圖分類號(hào)：V231.3

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：B

文章編號(hào)：1002-6886(2016)03-0083-04

作者簡(jiǎn)介：楊曉(1963-)，男，漢族，本科，就職于中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，工程師，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)試驗(yàn)的工作。

收稿日期：2015-10-20

The flow characteristics of the convergent-divergent nozzle of a turbofan engine under non-afterburning condition

YANG Xiao, WANG Jia, QI Haifan

Abstract:In this study, we analyzed the flow characteristics of the convergent-divergent nozzle of a turbofan engine under non-afterburning condition. We established a model, carried out numerical calculation, and obtained the flow coefficient and the thrust coefficient of the nozzle model and their changing rules under different throat area, area ratio and blowdown ratio. This study has provided basic data for the determination of the inlet air flow and the standard net thrust of the engine in bench tests and flight tests.

Keywords:convergent-divergent nozzle; numerical calculation; flow coefficient; thrust coefficient