張宜琳,鐘易成

(南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院,江蘇 南京 210016)

0 引言

近些年,民用航空運輸需求的提高使得運輸機(jī)尤其是渦槳飛機(jī)得到快速發(fā)展。傳統(tǒng)的渦槳發(fā)動機(jī)配置迫使前置螺旋槳的軸穿過偏置較大的S型進(jìn)氣道,例如美國?？?60[1];目前我國新舟系列客機(jī)開始采用帶旁通支路的渦槳進(jìn)氣道。由于前置螺旋槳的軸穿過進(jìn)氣道,會對進(jìn)氣道內(nèi)的氣流品質(zhì)產(chǎn)生較大的影響。因此渦槳進(jìn)氣道的外型氣動設(shè)計是影響渦槳飛機(jī)性能的關(guān)鍵因素,有必要研究渦槳進(jìn)氣道的參數(shù)化設(shè)計方法。

國內(nèi)外對渦槳進(jìn)氣道均開展了大量研究,包括氣動設(shè)計、分離效率和防冰性能等方面[2]。國外,ROBICHAUD等[3]開發(fā)NS3D程序?qū)u槳進(jìn)氣道進(jìn)行設(shè)計及分析,預(yù)測的總壓損失及畸變與實驗對比滿足誤差要求。ATALAYER[4]開展了針對渦槳進(jìn)氣道主流道設(shè)計方法的研究,先后對普通軸穿透式渦槳進(jìn)氣道和環(huán)繞式渦槳進(jìn)氣道進(jìn)行對比,發(fā)現(xiàn)環(huán)繞式渦槳進(jìn)氣道具有更高的總壓恢復(fù)系數(shù)和較小的總壓畸變。國內(nèi),徐弘歷[5]開發(fā)程序?qū)瘟鞯罍u槳進(jìn)氣道進(jìn)行了參數(shù)化設(shè)計,并考慮了短艙及螺旋槳對進(jìn)氣道的影響。潘鑫智[6]對進(jìn)氣道、螺旋槳進(jìn)行了一體化設(shè)計,研究了螺旋槳滑流對進(jìn)氣道性能的影響。王利敏等[7]針對帶旁通支路的渦槳進(jìn)氣道,采用6自由度方法對進(jìn)氣道外來異物的排除特性進(jìn)行數(shù)值模擬。

本文采用一種參數(shù)化設(shè)計方法設(shè)計環(huán)繞式渦槳進(jìn)氣道主流道,研究主流道的流場品質(zhì)及進(jìn)氣道性能,通過流場評價指標(biāo)改進(jìn)進(jìn)氣道的參數(shù)型線,以望得到進(jìn)氣道的最優(yōu)氣動型線設(shè)計,可以對以后渦槳進(jìn)氣道的設(shè)計及優(yōu)化分析提供一定參考。

1 參數(shù)化設(shè)計方法

1.1 物理模型及固定參數(shù)

暫不考慮旁通支路,針對環(huán)繞式渦槳進(jìn)氣道主流道,利用UG軟件建立進(jìn)氣道三維模型,構(gòu)建計算域。進(jìn)氣道的固定參數(shù)包括進(jìn)氣道出口外徑、進(jìn)氣道出口內(nèi)徑、進(jìn)出口偏置量和進(jìn)氣道長度。進(jìn)氣道出口面被螺旋槳軸穿過,如圖1所示。

圖1 環(huán)繞式渦槳進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)圖

為方便描述,進(jìn)氣道固定設(shè)計參數(shù)采用無量綱尺寸,選擇進(jìn)氣道出口外徑(直徑)為基數(shù),其他進(jìn)氣道設(shè)計參數(shù)如表1所示。其中,進(jìn)氣道唇口采用標(biāo)準(zhǔn)NACA0010翼型改進(jìn)設(shè)計,唇口長度為進(jìn)氣道進(jìn)口截面沿軸向擴(kuò)展0.28D。

表1 進(jìn)氣道固定設(shè)計參數(shù)

1.2 環(huán)形截面設(shè)計方法

環(huán)繞式渦槳進(jìn)氣道不同于普通軸穿透式進(jìn)氣道,在沿軸向截面上表現(xiàn)相當(dāng)于用一個圓環(huán)將螺旋槳軸圍繞起來,如圖2所示。

圖2 進(jìn)氣道沿軸向截面

環(huán)形截面的設(shè)計需要規(guī)定5個參數(shù):內(nèi)環(huán)半徑r,外環(huán)半徑R,圓環(huán)擴(kuò)展角θ,收縮因子ε和側(cè)型線長度b,如圖3所示。其中內(nèi)環(huán)半徑r、外環(huán)半徑R和側(cè)型線長度由環(huán)形圓心和上下型線方程控制,圓環(huán)擴(kuò)展角θ使用樣條曲線進(jìn)行控制。收縮因子ε的定義如下:

圖3 環(huán)形截面設(shè)計參數(shù)

(1)

式中:Rd為擴(kuò)展角半圓控制的半徑;d為半圓收縮后由原半圓圓心至收縮線的距離。為方便控制參數(shù),環(huán)形圓心統(tǒng)一設(shè)定為螺旋槳軸心線。螺旋槳軸心距離中心高度可以作為參數(shù)也可以作為固定值給出,在本文中即為進(jìn)出口偏置量。

1.3 型線方程及B樣條曲線

區(qū)別于一般進(jìn)氣道造型方法中的中心線方程,本文采用上型線方程及下型線方程作為進(jìn)氣道上下型面的造型方程[8]。上、下型線方程均采用一元多次多項式。為簡化計算,便于控制參數(shù),一元多次多項式最高次不超過6次,多項式系數(shù)最多為3個。

y(x)=Axn+Bxn+1+Cxn+2

(2)

式中:A、B、C為多項式的系數(shù);x在0～1范圍內(nèi)取值;n在2～4之間取值。為保證進(jìn)氣道進(jìn)出口面符合設(shè)計要求,現(xiàn)對型線方程提出如下限制:

(3)

這樣即保證進(jìn)氣道進(jìn)出口型線斜率為0,選擇合適參數(shù)n、C得到滿足上述要求的型線方程,如表2所示。

表2 不同參數(shù)控制下的型線參數(shù)方程

B樣條曲線相比型線方程控制更加靈活,本文采用3次B樣條曲線控制圓心擴(kuò)展角的變化規(guī)律,k次B樣條曲線的表達(dá)式如式(4)所示。

(4)

式中:pi為控制點向量;Ni,k(u)為樣條基函數(shù)。

通過選擇不同控制點,共建立了4種不同的樣條曲線C1、C2、C3和C4,如圖4所示。

圖4 不同參數(shù)控制的樣條曲線

2 數(shù)值方法及評價指標(biāo)

2.1 數(shù)值計算方法

在原模型基礎(chǔ)上,在進(jìn)口和出口處添加遠(yuǎn)場和出口段。遠(yuǎn)場大小設(shè)置為(10×10×10)D,出口段為出口面沿軸向方向延伸1D,如圖5所示。

圖5 遠(yuǎn)場及出口延伸設(shè)置

采用ICEM進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分,利用密度盒加密方法對進(jìn)氣道模型網(wǎng)格局部加密,總網(wǎng)格量在350萬左右,如圖6所示。邊界條件設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場邊界條件,出口設(shè)置為壓力出口。設(shè)計狀態(tài)點為0.4Ma,飛行高度7 500m。

圖6 局部網(wǎng)格加密

2.2 性能評價指標(biāo)

對于進(jìn)氣道的性能評價,本文選擇最常用的總壓恢復(fù)系數(shù)和總壓畸變作為評價指標(biāo)[9]。總壓恢復(fù)系數(shù)評定空氣擴(kuò)壓過程中的能量損失,定義為σ:

(5)

(6)

式中:Pave是進(jìn)氣道出口平均總壓;qave是進(jìn)氣道出口平均動壓;P60是進(jìn)氣道出口60°扇形區(qū)域內(nèi)平均總壓的最小值。

3 計算結(jié)果與分析

3.1 圓心擴(kuò)展角影響結(jié)果

上型線參數(shù)選擇編號3方程控制,下型線參數(shù)選擇編號6方程控制,圓心擴(kuò)展角沿軸向變化規(guī)律采用圖4 的4條樣條曲線,得到C1、C2、C3和C4進(jìn)氣道模型,其他參數(shù)保持不變。計算結(jié)果如表3所示。

表3 不同圓心擴(kuò)展角變化規(guī)律結(jié)果對比

實際上圓心擴(kuò)展角對進(jìn)氣道模型來說,對進(jìn)氣道環(huán)繞軸的型線影響較大,也就是進(jìn)氣道后半段的上半部分。由表3可以看出,C2模型總壓恢復(fù)系數(shù)最高,為0.994 2,但從總壓畸變的角度來說,選擇C1模型更好。C4模型總壓恢復(fù)系數(shù)最低,但變化不明顯,總壓畸變比較其他3個模型明顯增大,這說明圓心擴(kuò)展角的先急后緩這種變化規(guī)律會造成較高的總壓畸變和較低的總壓恢復(fù)系數(shù),不符合實際的設(shè)計要求。

3.2 下型線參數(shù)影響結(jié)果

選擇C2作為初始模型,改變下型線參數(shù),分析下型線參數(shù)對進(jìn)氣道性能的影響。上型線參數(shù)選擇編號3方程控制,圓心擴(kuò)展角沿軸向變化規(guī)律選擇圖4 的C2樣條曲線。下型線參數(shù)分布選擇編號1、4、5、6和7,共計5個模型命名為B1—B5,其他參數(shù)保持不變。計算結(jié)果如表4所示。

表4 不同下型線參數(shù)結(jié)果對比

B1—B5共計5種模型,它們參數(shù)的變化過程實際上是下型線形狀的變化。在x-y平面中,隨型線方程參數(shù)C的減小或者n的增大,型線方程除起點和終點外整體向下偏移,也就是下型線整體向下移動。由表4可看出B5模型下型線位置最低,總壓畸變最小,但總壓恢復(fù)系數(shù)最低。相比于B5,B3模型雖然總壓畸變明顯提高,但總壓恢復(fù)系數(shù)最高,總壓畸變與其他模型相比也較低。

3.3 上型線參數(shù)影響結(jié)果

選擇B3作為初始模型,改變上型線參數(shù),分析上型線參數(shù)對進(jìn)氣道性能的影響。下型線參數(shù)選擇編號5方程控制,圓心擴(kuò)展角沿軸向變化規(guī)律選擇圖4 的C2樣條曲線。上型線參數(shù)分布選擇編號2、3、4、5和6,共計5個模型命名為A1—A5,其他參數(shù)保持不變。計算結(jié)果如表5所示。

表5 不同上型線參數(shù)結(jié)果對比

同理,A1—A5參數(shù)的變化過程實際上是上型線形狀的變化。由表5可看出A5模型上型線位置最低,總壓恢復(fù)系數(shù)最低。A1模型相比較其他模型比較理想,總壓恢復(fù)系數(shù)最高,總壓畸變雖然沒有A4模型低,但兩者相差不大。

3.4 優(yōu)化結(jié)果分析

選擇上節(jié)優(yōu)化型線參數(shù)和圓心擴(kuò)展角變化規(guī)律得到的A1模型與初始模型進(jìn)行對比,出口流場及總壓如圖7所示。

圖7 優(yōu)化前后出口流場對比

由圖7可看出,渦槳進(jìn)氣道由于螺旋槳軸的影響,不可避免地會在螺旋槳軸附近產(chǎn)生較大的低壓區(qū)。優(yōu)化后的A1模型雖然在靠近螺旋槳軸的低壓區(qū)面積有所增大,但下壁面和上壁面低壓區(qū)面積有所減小,低壓區(qū)分布更加均勻。根據(jù)表3和表4的結(jié)果,優(yōu)化后總壓恢復(fù)系數(shù)得到提高,總壓畸變有所降低。

4 結(jié)語

本文使用一種參數(shù)化設(shè)計方法,設(shè)計了一種環(huán)繞式渦槳進(jìn)氣道的主流道,通過流場分析和進(jìn)氣道性能指標(biāo)的評價得到如下結(jié)論。

1)環(huán)形截面設(shè)計方法約束較多,能夠滿足渦槳進(jìn)氣道的設(shè)計要求,通過修改相關(guān)參數(shù)可以得到不同構(gòu)型的進(jìn)氣道。

2)對進(jìn)氣道氣動型面優(yōu)化后,A1模型相對于初始模型,進(jìn)氣道出口流場更加均勻,總壓恢復(fù)系數(shù)提高0.13%,總壓畸變降低8.4%。