王志強(qiáng)， 沈錫鋼， 胡駿

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016 2.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所， 沈陽(yáng) 110015

反推狀態(tài)下大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性預(yù)測(cè)與評(píng)估

王志強(qiáng)1,*， 沈錫鋼2， 胡駿1

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016 2.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所， 沈陽(yáng) 110015

為了預(yù)測(cè)與評(píng)估反推狀態(tài)下，反推氣流再吸入對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性的影響，采用反推氣流擾流流場(chǎng)三維CFD數(shù)值模擬、發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)穩(wěn)定性計(jì)算分析以及反推狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變臺(tái)架試驗(yàn)相結(jié)合的方法，開(kāi)展了反推氣流對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性影響的研究。通過(guò)三維CFD數(shù)值模擬手段，捕獲了反推狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)的畸變程度。在此基礎(chǔ)上，通過(guò)采用穩(wěn)定性計(jì)算程序預(yù)測(cè)了發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)穩(wěn)定性，并進(jìn)一步通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)，驗(yàn)證了預(yù)測(cè)結(jié)果。CFD計(jì)算結(jié)果表明，隨著相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)的減小，反推氣流被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入的可能性不斷增大，當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)減小到0.05時(shí)，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的流場(chǎng)畸變情況變得最為嚴(yán)重。進(jìn)氣畸變情況下的整機(jī)穩(wěn)定性計(jì)算分析以及發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)結(jié)果表明，在所考核的目標(biāo)狀態(tài)，若只存在因反推氣流再吸入引起的進(jìn)口流場(chǎng)畸變，是不會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失穩(wěn)的。

大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)； 反推力裝置； 反推氣流再吸入； 流場(chǎng)畸變； 氣動(dòng)穩(wěn)定性； 數(shù)值模擬； 試驗(yàn)驗(yàn)證

目前，我國(guó)無(wú)論是在軍用運(yùn)輸機(jī)還是在民用大飛機(jī)的項(xiàng)目中，都在全力推進(jìn)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研制。該類型發(fā)動(dòng)機(jī)的最大特點(diǎn)就是長(zhǎng)壽命和高可靠性，所以氣動(dòng)穩(wěn)定性問(wèn)題必然是大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)能否研制成功的關(guān)鍵問(wèn)題[1-2]。

反推力裝置被航空界公認(rèn)為是大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的常設(shè)部件，可顯著縮短大型飛機(jī)的著陸滑跑距離(在潮濕和結(jié)冰的跑道上的作用尤為突出)，并可用于緊急停止滑跑起飛和著陸不成功時(shí)的迅速?gòu)?fù)飛，其中在軍用飛機(jī)方面還可提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能，保證飛機(jī)在應(yīng)急狀態(tài)下安全、迅速、準(zhǔn)確地著陸。但是反推裝置打開(kāi)后，反推氣流很有可能會(huì)被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入，造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)的畸變，從而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入旋轉(zhuǎn)失速或喘振的不穩(wěn)定工況，嚴(yán)重威脅飛行安全[3-5]。

一方面，由于我國(guó)的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研制尚處于起步階段，缺少相應(yīng)的研制基礎(chǔ)和工程經(jīng)驗(yàn)，大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研制對(duì)于我國(guó)來(lái)說(shuō)是一個(gè)全新的挑戰(zhàn)，對(duì)于大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性問(wèn)題的認(rèn)識(shí)更是有待于全面提高[6]；另一方面，反推力裝置是大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中特有的一類機(jī)構(gòu)，在渦噴以及小涵道比的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中幾乎不會(huì)采用。經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期的工程實(shí)踐，我國(guó)在渦噴以及小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性分析與評(píng)定方面具備了一定的基礎(chǔ)。在反推裝置沒(méi)有打開(kāi)時(shí)，大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性分析和評(píng)定可以參考和借鑒小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的方法。但是，目前我國(guó)的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)及其反推力裝置的研制正處在起步階段[7]，雖然取得了一定的成果，但是設(shè)計(jì)人員關(guān)注的重點(diǎn)還局限于反推力裝置的性能，而對(duì)于反推氣流再吸入造成的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性的問(wèn)題，由于缺少相應(yīng)的分析和評(píng)定方法，還沒(méi)有開(kāi)展相關(guān)的研究。反推裝置打開(kāi)后，反推氣流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性的影響，則是研發(fā)人員面臨的全新難題，而且這一問(wèn)題又是大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中，無(wú)法回避的關(guān)鍵問(wèn)題。

為了解決大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中所面臨的這一技術(shù)難題，加深對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性特點(diǎn)的認(rèn)識(shí)，為發(fā)展大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)穩(wěn)定性分析和評(píng)定方法奠定一定的技術(shù)基礎(chǔ)，降低大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研制風(fēng)險(xiǎn)，本文以某型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研制為契機(jī)，采用三維CFD數(shù)值模擬、發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)穩(wěn)定性計(jì)算分析以及發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)相結(jié)合的方法開(kāi)展了反推狀態(tài)下的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性預(yù)測(cè)與評(píng)估方法研究。

1 研究方案

圖1 研究方案
Fig.1 Research plan

本文的研究對(duì)象為某大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其外涵道風(fēng)扇出口安裝有一套葉柵式反推力裝置。該大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的裝機(jī)對(duì)象為某大型運(yùn)輸機(jī)。該運(yùn)輸機(jī)裝配有4臺(tái)同型的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。為了研究大型飛機(jī)降落滑跑過(guò)程中，反推裝置打開(kāi)后，反推氣流是否會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)畸變，以及所造成的流場(chǎng)畸變的嚴(yán)重程度，本文首先開(kāi)展大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)安裝狀態(tài)下，反推裝置打開(kāi)后，在不同的飛機(jī)滑跑速度時(shí)，反推氣流擾流流場(chǎng)的數(shù)值模擬，獲得反推狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)的畸變指數(shù)和畸變圖譜。然后，在此基礎(chǔ)上開(kāi)展反推狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的計(jì)算分析以及發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變條件下的臺(tái)架試驗(yàn)驗(yàn)證。結(jié)合這幾方面的研究成果，發(fā)展反推氣流再吸入對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性影響的預(yù)測(cè)技術(shù)，建立反推狀態(tài)下大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性的評(píng)估方法。本文的研究方案如圖1所示。

2 研究結(jié)果及分析

2.1 反推氣流擾流流場(chǎng)數(shù)值模擬

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝狀態(tài)的反推氣流擾流流場(chǎng)的計(jì)算需要對(duì)飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)以及反推力裝置整體建模并劃分網(wǎng)格，其所需的計(jì)算資源非常大。為了合理利用現(xiàn)有計(jì)算資源，本文分2步開(kāi)展數(shù)值模擬。首先，針對(duì)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展反推狀態(tài)下的流場(chǎng)計(jì)算，捕獲氣流在反推裝置中的流動(dòng)細(xì)節(jié)，并獲得反推裝置出口截面上的氣流參數(shù)分布。在此基礎(chǔ)上，開(kāi)展飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化的數(shù)值模擬，以期反映機(jī)身、機(jī)翼以及相鄰發(fā)動(dòng)機(jī)等因素對(duì)反推氣流運(yùn)動(dòng)規(guī)律的影響，從而準(zhǔn)確掌握反推氣流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)的影響規(guī)律。在這個(gè)過(guò)程中，不模擬反推裝置內(nèi)部的流動(dòng)細(xì)節(jié)，而是將單發(fā)計(jì)算得到的反推裝置出口截面上的氣流參數(shù)作為邊界條件輸入。

單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)反推氣流擾流流場(chǎng)計(jì)算時(shí)，建模過(guò)程進(jìn)行了適當(dāng)簡(jiǎn)化，將發(fā)動(dòng)機(jī)視為一個(gè)黑匣子，不模擬其內(nèi)部的流動(dòng)情況，只考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)、出口邊界，計(jì)算反推力裝置、進(jìn)氣道、內(nèi)涵噴管內(nèi)部以及發(fā)動(dòng)機(jī)外的流場(chǎng)參數(shù)。計(jì)算域設(shè)置為一個(gè)半圓柱形區(qū)域，發(fā)動(dòng)機(jī)(包括短艙和吊掛)位于圓柱體內(nèi)部，圓柱的中心面為地面，發(fā)動(dòng)機(jī)與地面間的距離為發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際安裝狀態(tài)下的離地距離，計(jì)算域的軸向長(zhǎng)度約為10倍發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度，外邊界半徑約為14倍發(fā)動(dòng)機(jī)直徑。為了適應(yīng)計(jì)算對(duì)象的復(fù)雜外形，計(jì)算域的網(wǎng)格劃分采用了四面體非結(jié)構(gòu)化形式，網(wǎng)格由ICEM CFD軟件生成，總網(wǎng)格量約為1 900萬(wàn)，如圖2所示。

飛/發(fā)一體化反推氣流擾流流場(chǎng)數(shù)值模擬的計(jì)算域?yàn)橐粋€(gè)1/4圓柱型區(qū)域。由于發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)兩側(cè)機(jī)翼上是對(duì)稱安裝的，為了節(jié)約計(jì)算資源，同時(shí)也是在參考了大量文獻(xiàn)的基礎(chǔ)上，飛/發(fā)一體化計(jì)算時(shí)，以飛機(jī)的中間對(duì)稱面將模型一分為二，只針對(duì)模型的一半劃分網(wǎng)格[8-10]。計(jì)算域的軸向長(zhǎng)度約為13倍飛機(jī)長(zhǎng)度，半徑約為5倍飛機(jī)長(zhǎng)度。網(wǎng)格劃分也采用了四面體非結(jié)構(gòu)化形式，總網(wǎng)格量約為1 380 萬(wàn)，如圖3所示。

文獻(xiàn)[8]和文獻(xiàn)[10]在進(jìn)行類似的飛/發(fā)一體化的反推氣流擾流流場(chǎng)計(jì)算時(shí)，采用的網(wǎng)格量分別為628萬(wàn)和500萬(wàn)?？梢钥闯觯?jì)算時(shí)采用的網(wǎng)格量是足夠多的，是可以有效反映出主要流場(chǎng)細(xì)節(jié)的。

圖2 單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格
Fig.2 Mesh for single engine calculation

圖3 飛/發(fā)一體化流場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格
Fig.3 Mesh for integrated aircraft and engine calculation

由于反推裝置打開(kāi)時(shí)，飛機(jī)的滑跑速度也在不斷變化，本文將飛機(jī)滑跑的每個(gè)瞬時(shí)狀態(tài)，認(rèn)為是一個(gè)準(zhǔn)定常狀態(tài)，采用定常方法求解每個(gè)狀態(tài)時(shí)的流場(chǎng)，通過(guò)求解多個(gè)滑跑速度下的定常流場(chǎng)，反映出反推氣流擾流流場(chǎng)隨飛機(jī)滑跑速度的變化趨勢(shì)。計(jì)算了滑跑馬赫數(shù)Ma(即相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù))分別為0.25、0.20、0.15、0.10、0.05和0共6個(gè)狀態(tài)下的反推氣流擾流流場(chǎng)。流場(chǎng)求解采用了CFX軟件，控制方程為雷諾平均的Navier-Stokes方程，湍流模型為帶壁面函數(shù)的k-ε模型。

邊界條件給定如下：外邊界為遠(yuǎn)場(chǎng)邊界，給定開(kāi)放邊界條件；下邊界為固壁邊界，用于模擬地面跑道，給定與飛機(jī)滑跑速度大小相同、方向相反的移動(dòng)速度；發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面為出口邊界，給定相應(yīng)工作狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的氣流流量、總溫以及速度方向；發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵噴管進(jìn)口為計(jì)算域的一個(gè)進(jìn)口邊界，給定相應(yīng)工作狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵噴出的氣流流量、總溫和速度方向；單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)計(jì)算時(shí)，反推裝置進(jìn)口作為計(jì)算域的一個(gè)進(jìn)口邊界，給定相應(yīng)工作狀態(tài)下，流入反推裝置的氣流流量、總溫和速度方向；飛/發(fā)一體化計(jì)算時(shí)，反推裝置出口截面設(shè)定為進(jìn)口邊界，給定根據(jù)單發(fā)計(jì)算獲得的該截面上的氣流總溫以及速度矢量的分布。不同滑跑速度狀態(tài)下的，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口、內(nèi)涵噴管以及反推裝置進(jìn)口的氣動(dòng)參數(shù)是通過(guò)反推狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能計(jì)算獲得的。

圖4給出了飛/發(fā)一體化計(jì)算得到的，在不同滑跑速度時(shí)，2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)反推氣流流線分布情況。圖5分別給出了當(dāng)滑跑馬赫數(shù)分別為0.10、0.05和0時(shí)，內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面上的總壓恢復(fù)系數(shù)σ分布云圖。從圖4可以看出，隨著滑跑速度的減小，反推氣流的徑向影響區(qū)域逐漸增大。內(nèi)側(cè)(靠近機(jī)身)發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的反推氣流會(huì)打到相鄰的飛機(jī)機(jī)身、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)以及地面和機(jī)翼上，甚至繞過(guò)機(jī)身底部和上部打到中間對(duì)稱面上。外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的反推氣流會(huì)打到地面和機(jī)翼上，也會(huì)與內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的反推氣流相互干擾。

當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)較大時(shí)，反推氣流沒(méi)有被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣流參數(shù)分布均勻。隨著相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)的減小，反推氣流會(huì)向前和向外擴(kuò)大其影響區(qū)域，這與其他文獻(xiàn)的結(jié)論也是一致的[3,8,10-11]。當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)減小到0.10時(shí)，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的反推氣流被外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入，造成外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的流場(chǎng)畸變，如圖5(a)所示。這主要是由于受機(jī)翼后掠的影響，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝于內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的下游位置，當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)較小時(shí)，從內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的反推氣流向外運(yùn)動(dòng)得更遠(yuǎn)，就容易被外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入。

當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)進(jìn)一步減小時(shí)，會(huì)有更多的反推氣流被外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入，其進(jìn)口的流場(chǎng)畸變程度也進(jìn)一步增加。當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)減小到0.05時(shí)，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的反推氣流最多，使得其進(jìn)口流場(chǎng)畸變程度最為嚴(yán)重，如圖5(b)所示。此時(shí)，不只是外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)吸入反推氣流。由于相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)較小，受機(jī)身和機(jī)翼影響，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的反推氣流會(huì)向前方運(yùn)動(dòng)較長(zhǎng)的一段距離，繞到了飛機(jī)的前方，然后由于其自身動(dòng)量的減小，同時(shí)又受到相對(duì)來(lái)流的吹動(dòng)及其后方發(fā)動(dòng)機(jī)的抽吸作用，反推氣流在發(fā)動(dòng)機(jī)前方、飛機(jī)機(jī)頭附近卷起了一個(gè)很大的漩渦，其中有部分反推氣流被2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入，造成2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口明顯的總壓畸變。因此，在相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)為0.05時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性問(wèn)題將最為突出。當(dāng)飛機(jī)滑跑停止時(shí)，由于沒(méi)有了相對(duì)來(lái)流的后吹作用，2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的反推氣流基本上直接流向前方，而沒(méi)有被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入。但是由于反推氣流將發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口區(qū)域的流場(chǎng)包裹住了，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的自由來(lái)流必然會(huì)被反推氣流干擾，導(dǎo)致總壓損失，進(jìn)而引起發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)畸變，如圖5(c)所示。

圖4 反推氣流流線分布(飛/發(fā)一體化計(jì)算結(jié)果)
Fig.4 Distributions of reverser flow streamline (results of integrated aircraft and engine calculation)

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖
Fig.5 Contours of total pressure recovery coefficient on inlet section of engine

為了評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓畸變程度，計(jì)算了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面上的周向穩(wěn)態(tài)總壓畸變指數(shù)。為了便于與后期的試驗(yàn)結(jié)果相比較，針對(duì)計(jì)算結(jié)果的處理采用了與試驗(yàn)相同的方法，在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面上布置若干個(gè)數(shù)值測(cè)點(diǎn)，通過(guò)提取這些測(cè)點(diǎn)上的總壓數(shù)據(jù)，根據(jù)文獻(xiàn)[12]所述的方法，計(jì)算出周向穩(wěn)態(tài)畸變指數(shù)以及畸變角。在進(jìn)口截面上沿周向均勻分布的8個(gè)位置上沿徑向分別布置5個(gè)測(cè)點(diǎn)，這5個(gè)測(cè)點(diǎn)是該截面上5個(gè)等環(huán)面的面積中心點(diǎn)，再加上截面中心的1個(gè)測(cè)點(diǎn)，共布置有41個(gè)測(cè)點(diǎn)。

圖6 周向穩(wěn)態(tài)總壓畸變指數(shù)隨相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)的變化
Fig.6 Circumferential steady total pressure distortion coefficient vs relative flow Mach number

表1周向總溫不均勻度及高溫區(qū)范圍

Table1Circumferentialtotaltemperaturedistortioncoefficientandangle

MaInboardengineOutboardengineΔT2θ+ΔT2θ+0．100．001078．00．0182127．00．090．0035115．50．0188143．50．050．0008220．00．0089212．5

2.2 反推狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)穩(wěn)定性分析

為了進(jìn)一步采用數(shù)值手段定量評(píng)估由于反推氣流再吸入造成的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性的影響，本文應(yīng)用課題組自主開(kāi)發(fā)的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)穩(wěn)定性計(jì)算分析程序?qū)Ψ赐茽顟B(tài)下的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了氣動(dòng)穩(wěn)定性計(jì)算分析。由于周向畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度的影響遠(yuǎn)大于徑向畸變[13]，所以該程序主要考慮了周向畸變的影響。該程序?qū)⑿拚钠叫袎簹鈾C(jī)模型擴(kuò)展為“平行發(fā)動(dòng)機(jī)”模型，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行整機(jī)建模，控制方程采用二維、無(wú)黏的非定常積分歐拉方程，并采用時(shí)間推進(jìn)的方法進(jìn)行求解，定量的分析進(jìn)氣畸變對(duì)其氣動(dòng)穩(wěn)定性影響，采用在壓縮部件(風(fēng)扇、增壓壓氣機(jī)或高壓壓氣機(jī))中出現(xiàn)負(fù)的軸向速度，作為發(fā)動(dòng)機(jī)失穩(wěn)判別的準(zhǔn)則。有關(guān)該程序的具體說(shuō)明文獻(xiàn)[14]。

本文對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行建模時(shí)，周向劃分了8個(gè)單元，如圖7所示。為了評(píng)定進(jìn)氣畸變情況下的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性，需要給定相應(yīng)的進(jìn)口邊界條件。表2給出了本文計(jì)算時(shí)所給定的各狀態(tài)下的進(jìn)口條件。其中，穩(wěn)態(tài)總壓、總溫畸變指數(shù)及其畸變范圍是根據(jù)上一節(jié)所述的CFD數(shù)值模擬得到的，動(dòng)態(tài)總壓畸變指數(shù)是由下文所述的用于模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)畸變的模擬板試驗(yàn)測(cè)得的。由于當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)大于0.10時(shí)，反推氣流沒(méi)有被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入，內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的畸變指數(shù)均較小，所以本文只針對(duì)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)為0.10和0.05時(shí)開(kāi)展了穩(wěn)定性計(jì)算。并且，根據(jù)CFD數(shù)值模擬結(jié)果可知，在所有來(lái)流狀態(tài)下，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的畸變指數(shù)都大于內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)。為了更嚴(yán)苛地考核發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性，本文主要針對(duì)外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了穩(wěn)定性計(jì)算。

圖7 計(jì)算單元?jiǎng)澐?br/>Fig.7 Sketch of calculation units

表2 不同工況時(shí)給定的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口畸變指數(shù)Table 2 Inlet distortion coefficient for different states

表3給出了各待評(píng)定狀態(tài)下，穩(wěn)定性計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口臨界畸變指數(shù)和首發(fā)失穩(wěn)級(jí)組。從表中數(shù)據(jù)可以看出，在各待評(píng)定狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)的臨界畸變指數(shù)均比實(shí)際由于反推氣流再吸入造成的畸變指數(shù)大。這說(shuō)明在這些狀態(tài)下，如果只存在因反推氣流再吸入造成的進(jìn)口流場(chǎng)畸變，該大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)是可以穩(wěn)定工作的。同時(shí)，計(jì)算結(jié)果也表明，在反推狀態(tài)下，當(dāng)存在進(jìn)口流場(chǎng)畸變時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)涵增壓級(jí)是最容易進(jìn)入失穩(wěn)狀態(tài)的級(jí)組。

表3發(fā)動(dòng)機(jī)臨界畸變指數(shù)及首發(fā)失穩(wěn)級(jí)組

Table3Criticaldistortioncoefficientofengineandinitialinstabilitystagegroup

ParametersMa=0．10Ma=0．05Criticaltotalpressuredistortioncoefficient0．1020．088Actualdistortioncoefficientofeachstate(synthesizeddistortioncoefficient)0．03680．0418InitialinstabilitystagegroupBoosterBooster

2.3 進(jìn)口流場(chǎng)畸變發(fā)生器設(shè)計(jì)

為了更可靠地評(píng)定反推裝置打開(kāi)后，反推氣流再吸入對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響，本文進(jìn)一步采用發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)的方法，開(kāi)展了反推狀態(tài)下進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的試驗(yàn)研究。

實(shí)際過(guò)程中，若反推氣流被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口，會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的總溫和總壓組合畸變。但是，一方面由于目前還不具備開(kāi)展大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣總溫畸變的試驗(yàn)條件，另一方面本文所研究的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)采用的是外涵葉柵式反推力裝置，屬于冷氣流反推[15]，其所產(chǎn)生的溫度畸變較小，所以為了在現(xiàn)有條件下研究主要畸變因素對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響，本文開(kāi)展了反推狀態(tài)下進(jìn)口總壓畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的試驗(yàn)研究。

由于在現(xiàn)有的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)架上無(wú)法模擬相對(duì)來(lái)流的吹風(fēng)作用，同時(shí)反推氣流又是被氣流收集器收集后向下游排出的，所以無(wú)法模擬出反推氣流被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口，造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變的現(xiàn)象，也無(wú)法模擬出實(shí)際過(guò)程中相對(duì)來(lái)流對(duì)反推氣流的干擾作用。因此，為了在試驗(yàn)臺(tái)架上進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)反推狀態(tài)下的進(jìn)氣畸變?cè)囼?yàn)，首先必須根據(jù)CFD計(jì)算所獲得的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口畸變指數(shù)和畸變圖譜，設(shè)計(jì)相應(yīng)的畸變發(fā)生器，模擬出反推氣流再吸入對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)的破壞作用。然后，在此基礎(chǔ)上開(kāi)展反推狀態(tài)下，進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性影響的臺(tái)架試驗(yàn)驗(yàn)證。

目前工程上所采用的進(jìn)氣畸變發(fā)生裝置有多種形式[16]。為了盡量準(zhǔn)確地模擬出反推氣流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口產(chǎn)生的流場(chǎng)畸變情況，綜合考慮反推氣流再吸入造成的流場(chǎng)畸變特點(diǎn)，本文決定采用模擬板作為大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)反推狀態(tài)進(jìn)氣畸變?cè)囼?yàn)的畸變發(fā)生器。

由于模擬板的設(shè)計(jì)需要多輪的設(shè)計(jì)—試驗(yàn)迭代。本文參照文獻(xiàn)[17-18]所述的方法，首先進(jìn)行小尺寸模型模擬板的吹風(fēng)試驗(yàn)驗(yàn)證，若試驗(yàn)測(cè)得的模擬板下游相應(yīng)軸向位置處的畸變圖譜與目標(biāo)圖譜不一致，則繼續(xù)進(jìn)行修改設(shè)計(jì)，并重新進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，直至達(dá)到設(shè)計(jì)目標(biāo)；為了驗(yàn)證模擬板尺寸大小對(duì)畸變圖譜的影響，在大尺寸風(fēng)洞上進(jìn)一步進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證；最后在完成模型模擬板試驗(yàn)驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)用于臺(tái)架試驗(yàn)的模擬板。

模擬板的設(shè)計(jì)目標(biāo)選取外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)在相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)分別為0.10和0.05狀態(tài)下的進(jìn)口截面總壓圖譜作為模擬板設(shè)計(jì)的目標(biāo)圖譜，如圖5(a)及5(b)所示。模型模擬板吹風(fēng)試驗(yàn)是在南京航空航天大學(xué)的開(kāi)口直流式風(fēng)洞上完成的。首先在直徑為160 mm的風(fēng)洞上完成了小尺寸模型模擬板的設(shè)計(jì)，圖8所示為2塊模型模擬板的實(shí)物照片，1號(hào)和2號(hào)模擬板分別用于模擬相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)為0.10和0.05時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的畸變流場(chǎng)。隨后，將這2塊模型模擬板進(jìn)行了等比例放大，在直徑為200 mm的風(fēng)洞上驗(yàn)證了模擬板尺寸對(duì)板后畸變指數(shù)和圖譜的影響。結(jié)果表明，模擬板尺寸的影響是可以忽略的。圖9給出了試驗(yàn)測(cè)得的，在目標(biāo)狀態(tài)下(板前來(lái)流馬赫數(shù)Ma0分別為0.427 0和0.398 3)，小尺寸模型模擬板后總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜，圖中黑點(diǎn)代表了穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)位置。從圖中可以看出，模擬板后的流場(chǎng)圖譜與目標(biāo)圖譜基本一致，說(shuō)明本文設(shè)計(jì)的模擬板基本可以模擬出反推氣流再吸入造成的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)畸變情況。

圖8 小尺寸模型模擬板實(shí)物照片
Fig.8 Small-sized model simulation boards

圖9 模型模擬板總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜
Fig.9 Maps of total pressure recovery coefficientdownstream of model simulation boards

2.4 反推狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變臺(tái)架試驗(yàn)

反推狀態(tài)下，進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的試驗(yàn)驗(yàn)證是在中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)室內(nèi)試車臺(tái)上開(kāi)展的。發(fā)動(dòng)機(jī)被吊裝在試驗(yàn)臺(tái)架上，離周圍的墻體和地面都有足夠的距離。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口安裝有喇叭口和進(jìn)氣管道，在進(jìn)氣管道內(nèi)安裝有畸變發(fā)生器(模擬板)，通過(guò)畸變發(fā)生器模擬反推氣流再吸入對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)的破壞作用。模擬板距離發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面為0.5倍管道直徑。反推力裝置打開(kāi)后，反推氣流由一個(gè)安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)周邊、反推力裝置出口的氣流收集器收集后，向發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)后方排出，確保反推氣流排出后不會(huì)被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入。發(fā)動(dòng)機(jī)的尾流以及反推氣流都通過(guò)消音排氣塔排向室外。試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)后逐漸提高轉(zhuǎn)速，直到略微超過(guò)目標(biāo)狀態(tài)時(shí)的轉(zhuǎn)速。在這個(gè)過(guò)程中，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)試車規(guī)范要求，會(huì)在若干個(gè)特定轉(zhuǎn)速狀態(tài)，保持發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定運(yùn)轉(zhuǎn)一段時(shí)間。在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中，會(huì)實(shí)時(shí)地監(jiān)控并采集試驗(yàn)臺(tái)上各測(cè)點(diǎn)的數(shù)據(jù)。

圖10 模擬板后總壓畸變指數(shù)隨來(lái)流馬赫數(shù)變化
Fig.10 Total pressure distortion coefficient downstream of simulation board vs Mach number

圖11給出了在目標(biāo)狀態(tài)整機(jī)試驗(yàn)測(cè)得的模擬板后總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜，圖中黑點(diǎn)代表了穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)位置。根據(jù)低壓區(qū)的形式、大小以及位置判斷，整機(jī)試驗(yàn)測(cè)得的圖譜與模型試驗(yàn)結(jié)果吻合地較好，與目標(biāo)圖譜也基本一致。這說(shuō)明從總體上看，本文設(shè)計(jì)的模擬板，在整機(jī)試驗(yàn)時(shí)所獲得的圖譜和畸變指數(shù)基本達(dá)到了設(shè)計(jì)目標(biāo)，模擬板經(jīng)放大后能較好地再現(xiàn)模型模擬板后的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。因此也說(shuō)明整機(jī)試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)的畸變狀態(tài)達(dá)到了考核要求的目標(biāo)。

圖11 模擬板后總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜(整機(jī)試驗(yàn)結(jié)果)
Fig.11 Maps of total pressure recovery coefficient downstream of simulation boards (results of bench tests)

整機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)結(jié)果表明，在分別安裝這2塊模擬板的情況下，在反推裝置打開(kāi)的目標(biāo)工作狀態(tài)，甚至在轉(zhuǎn)速更大的狀態(tài)下(畸變指數(shù)更大，流場(chǎng)畸變情況更惡劣)，該大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)都能穩(wěn)定地工作。該發(fā)動(dòng)機(jī)反推狀態(tài)下進(jìn)氣畸變對(duì)其氣動(dòng)穩(wěn)定性影響的分析計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果是吻合的。這說(shuō)明本文發(fā)展的這套反推狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性預(yù)測(cè)與評(píng)估方法是可行的。

3 結(jié) 論

1) 采用全三維CFD數(shù)值模擬的方法，完成了反推氣流擾流流場(chǎng)的數(shù)值模擬研究，掌握了不同滑跑速度時(shí)，反推氣流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)造成的畸變情況。計(jì)算結(jié)果表明，隨著相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)的減小，反推氣流被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入的可能性不斷增大。當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)減小到0.10時(shí)，反推氣流會(huì)被外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入。當(dāng)相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)減小到0.05時(shí)，2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)都會(huì)吸入反推氣流，此時(shí)2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口總壓畸變指數(shù)都達(dá)到最大值。在所有情況下，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口流場(chǎng)畸變情況都要比內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)嚴(yán)重。

2) 開(kāi)展了進(jìn)氣畸變情況下的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性計(jì)算分析。計(jì)算結(jié)果表明，在所分析的各反推狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)的臨界畸變指數(shù)均比實(shí)際畸變指數(shù)大。說(shuō)明在這些狀態(tài)下，如果只存在因反推氣流再吸入造成的進(jìn)口流場(chǎng)畸變，發(fā)動(dòng)機(jī)是可以穩(wěn)定工作的。同時(shí)，計(jì)算結(jié)果也表明，發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)涵增壓級(jí)是最容易進(jìn)入失穩(wěn)狀態(tài)的級(jí)組，它是整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性的薄弱環(huán)節(jié)，需引起設(shè)計(jì)人員的重視。

3) 通過(guò)采用小尺寸風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)的方法，完成了2套能有效模擬反推氣流再吸入對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)造成破壞作用的進(jìn)氣畸變發(fā)生器(即模擬板)的設(shè)計(jì)，并通過(guò)試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證了模擬板尺寸對(duì)模擬結(jié)果的影響。結(jié)果表明將模擬板放大后，不會(huì)對(duì)模擬結(jié)果產(chǎn)生明顯的影響。

4) 采用在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口安裝模擬板式進(jìn)氣畸變發(fā)生器的方法，開(kāi)展了反推狀態(tài)下，進(jìn)氣總壓畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性影響的臺(tái)架試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果表明，在所評(píng)定的2個(gè)狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)都能穩(wěn)定可靠地工作。這與反推狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性分析計(jì)算結(jié)果是一致的，這說(shuō)明本文發(fā)展的這套反推狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性預(yù)測(cè)與評(píng)估方法是可行的。

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(責(zé)任編輯： 彭健)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160523.1431.004.html

Predictionandevaluationofaerodynamicstabilityofhighbypassratioturbofanenginedeployedwiththrustreverser

WANGZhiqiang1,*,SHENXigang2,HUJun1

1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.AeroEngine(Group)CorporationofChinaShenyangEngineResearchInstitute,Shenyang110015,China

Three-dimensionalCFDnumericalsimulation,enginestabilitycalculationandbenchtestofengineinletdistortionarecombinedtopredictandassesstheinfluenceofre-ingestionofthereverserflowontheaerodynamicstabilityofthehighbypassratioturbofanenginewhenthethrustreverserisdeployed.Bymeansofthree-dimensionalCFDnumericalsimulation,thedistortiondegreeoftheengineinletflowfieldisacquired.Onthisbasis,theaerodynamicstabilityoftheengineispredictedbythestabilitycalculationprogram,andthepredictionresultsareverifiedbytheenginebenchtest.TheCFDcalculationresultsshowthat,withthedecreaseoftherelativeflowMachnumber,thepossibilityofre-ingestionofthereverserflowisincreased,andtheinletflowfielddistortionoftheoutboardengineisthemostseriouswhentherelativeflowMahernumberdecreasesto0.05.Theresultsofstabilitycalculationanalysisandenginebenchtestintheinletdistortionsituationshowthat,intheassessmentofthetargetstate,iftheinletdistortionisonlycausedbythere-ingestionofthereverserflow,theenginewillnotbeunstable.

highbypassratioturbofanengine;thrustreverser;reverserflowre-ingestion;flowfielddistortion;aerodynamicstability;numericalsimulation;experimentalverification

2016-03-07；Revised2016-04-20；Accepted2016-05-06；Publishedonline2016-05-231431

ChinaPostdoctoralScienceFoundation(2014M551590)

.E-mailwangzq1981@126.com

2016-03-07；退修日期2016-04-20；錄用日期2016-05-06； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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中國(guó)博士后科學(xué)基金 (2014M551590)

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王志強(qiáng)， 沈錫鋼， 胡駿． 反推狀態(tài)下大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性預(yù)測(cè)與評(píng)估J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(2):120192.WANGZQ,SHENXG,HUJ.PredictionandevaluationofaerodynamicstabilityofhighbypassratioturbofanenginedeployedwiththrustreverserJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(2):120192.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0143

V235.15

A

1000-6893(2017)02-120192-11