分開式與混合式排氣噴管氣動特性對比研究

康冠群，王 強

（北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

分開式與混合式排氣噴管氣動特性對比研究

康冠群，王 強

（北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

通過內外流場的3維數值模擬，考察多種結構形式的V形齒和波瓣混合器分別對分開式和混合式排氣噴管氣動特性的影響，此外，比較了涵道比為7一級的分開式和混合式2種噴管在起飛和巡航狀態下的推力性能，以期為大涵道比渦扇發動機排氣系統的方案選擇和氣動設計提供參考和指導。計算結果表明：內外交錯型V形尾緣十分顯著地加強了分開排氣噴管尾噴流的摻混，并且造成的推力損失不大；內窄外寬型尾緣的波瓣混合器有利于混合排氣噴管氣動性能的提高；在7一級的涵道比下，混合排氣噴管的推力性能要優于分開排氣噴管的。

排氣噴管；氣動特性；數值模擬；分開流動；混合流動；航空發動機

0 引言

由于大涵道比渦扇發動機具有工作可靠、經濟性好、噪聲水平低等特點，成為大型飛機（民用客機、軍用運輸機等）所采用的主要動力裝置。現有和未來大型飛機使用的大涵道比渦扇發動機不僅能夠提供高推力以滿足飛機較大的起飛總質量，還需要確保發動機在巡航狀態下擁有盡可能低的單位燃油消耗率（SFC），同時還必須嚴格控制高速尾噴流產生的噪聲污染[1-3]。排氣噴管是航空發動機的重要組成部分，其設計的優劣直接關乎大涵道比發動機的上述性能或指標，例如：發動機的推力和耗油率受排氣噴管的影響較大，無論是在超聲速飛行狀態還是在亞聲速巡航狀態下，若排氣噴管的效率下降1%，發動機的凈推力損失將會大于1%[4]。對于大涵道比渦扇發動機而言，排氣噴管分為分開式和混合式2種，其中，經過V形尾緣修形的分開排氣噴管和帶有波瓣混合器的混合排氣噴管分別是分開式和混合式這2種排氣噴管的關鍵技術，國外眾多知名的科研機構和工業部門針對這2項技術已經開展了大量卓有成效的研究工作[5-9]。

本文對帶V形尾緣的分開排氣噴管和擁有波瓣混合器的混合排氣噴管進行了內外流場的3維數值模擬，考察多種形式的結構修形對噴管流場和氣動特性的影響，并在相同的涵道比下比較分開式和混合式2種排氣噴管的推力性能。

1 數值計算方法及算例驗證

本文采用商業軟件Fluent進行流場模擬。CFD算法為耦合隱式的有限體積法，求解時間推進的雷諾平均N-S方程。流體物理量和湍流量的離散均選用2階迎風格式，對流通量的計算使用通量差分分裂（FDS）法，擴散通量項利用中心差分方法處理。所有固壁均假設為無滑移絕熱壁。

為了保證所用計算網格、數值方法、湍流模型等數值計算要素選擇和設置的準確性和可靠性，首先需要進行相關的算例驗證。用于數值驗證的基準軸對稱分開排氣噴管（命名為3BB）的局部網格分布如圖1所示（實際計算采用的是周向范圍為30°的區域，為了明晰地呈現網格劃分結果，此處給出的是經過周向擴展后在180°范圍內的網格分布），模型的具體尺寸見文獻[3]。計算區域在軸向延伸至距離風扇噴管出口30D（D為風扇噴管出口的外徑）處，徑向延伸至距離噴管軸線10D處。計算網格數大約為159萬，均為6面體結構化網格。

圖1 3BB模型的局部計算網格

計算條件為：核心噴管和風扇噴管的落壓比分別為1.68和1.83，進口氣體總溫分別為833.33 K和333.33 K，自由流Ma=0.28。在距風扇噴管出口（χ=0）為8.04D的軸向位置處，使用多種湍流模型計算得到的沿徑向的軸向速度分布如圖2所示。從圖中可見，在噴流中心線附近的徑向區域，使用SST k-ω湍流模型的計算結果與試驗數據[10]的吻合程度明顯優于3種k-ε模型的。據此，本文選取SST k-ω模型作為后續流場模擬的湍流模型。

圖2 噴流沿徑向的軸向速度計算結果（χ=8.04D位置）

2 帶V形尾緣的分開排氣噴管內外流場數值模擬

2.1 計算模型與網格

本文中所有的V形尾緣分開排氣噴管均是在基準軸對稱噴管3BB基礎上對核心噴管進行尾緣修形得到的，并且V形齒的數量均為12。其中，3C12B表示直齒型修形，即V形齒與基準噴管的尾緣方向一致，V形齒的長度為25.4 mm；3IB是將3C12B的所有V形齒向內（噴管軸線方向）偏轉5°形成的；3AB代表內外交錯型，即將3C12B的V形齒依次向內、向外偏轉5°。3C12B模型的局部計算網格如圖3所示，網格總數大約為170萬。

圖3 3C12B模型的局部計算網格

2.2 計算結果和分析

通過數值模擬方法，對比第2.1節中各種V形尾緣修形方案對飛機起飛狀態下（ 計算邊界條件數值與驗證算例中的數值相同）噴流流場的影響。

在不同的V形尾緣修形方案下噴流中心線（y=0 mm）附近y=12.7 mm位置沿軸向的最大速度分布和中心線上的總溫分布分別如圖4、5所示。總體來看，這2幅圖反映的基本趨勢和規律是相似的，均能體現各種V形尾緣修形方案對于噴流核心區的影響。從圖中可見，相對基準噴管3BB，若對核心噴管尾緣進行直齒修形（3C12B），噴流中心線附近的速度并沒有顯著變化，僅出現細微的下降。若將核心噴管上的V形齒全部向內偏轉（3IB），則噴流速度出現明顯的下降，出現此結果的部分原因是由于V形尾緣向內偏轉有利于誘導外涵道氣流偏向內涵道氣流，增強了2股氣流的摻混，故而帶來噴流速度的衰減和溫度的降低。值得注意的是，3AB修形方案加強內外涵道2股噴流混合的效果最為顯著，噴流中心線附近的速度出現大幅下降，而高溫核心區的長度由3BB的7D劇烈縮減為大約3D。

圖4 噴流中心線附近(y=12.7 mm)沿軸向的速度計算結果

圖5 噴流中心線上的總溫計算結果

噴流橫截面上的流線分布如圖6所示。從圖中可見，相對于基準軸對稱噴管3BB的噴流橫截面上的常規徑向流動，3C12B和3IB生成的離散結構以及3AB產生的波瓣結構中的每個凸起處2側（內外涵2股噴流的剪切層處）均存在1對逆向旋轉的大尺度流向渦，該流向渦的出現顯然極大地促進了內外涵2股氣流之間的質量、動量和能量交換，是V形尾緣強化不同氣流摻混的關鍵原因；同時，3IB和3AB的漩渦在尺寸上大于3C12B的漩渦，有利于卷吸更多的氣流參與到摻混中，并且3AB的流向渦衰減速度比3C12B和3IB的漩渦衰減速度要緩慢，使其流向渦在軸向的作用距離更長，因此，3AB強化氣流摻混的效果最佳。

圖6 噴流橫截面上的流線分布（背景顏色代表總溫）

3 帶波瓣混合器的混合排氣噴管內外流場數值模擬

3.1 計算模型與網格

本文研究的所有波瓣混合排氣噴管模型的外罩壁面、風扇氣流通道的內外壁面、核心氣流通道的內外壁面、中心錐壁面均與文獻[11]中的“V1 confluent”模型相同，所不同的僅是匯流混合器被波瓣混合器取代。3種尾緣形式的波瓣模型如圖7所示，其中圖7 （a）、（b）中的波瓣尾緣均為內寬外窄型（周向波瓣數目分別為8和12），并且圖7（a）的內寬外窄特征尤為明顯，圖7（c）中的波瓣尾緣為內窄外寬型（周向波瓣數目為16），需要指出的是，這3種波瓣混合器雖然構造不同，但是在混合器出口處內、外涵道的面積比分別為3.91、3.87、3.93，十分接近。考慮到波瓣幾何結構的周期特性，選取1個波瓣范圍的周向區域進行網格劃分和數值模擬。周向波瓣數目為12（對應于圖7 （b）模型）的波瓣混合排氣噴管內外流場的計算區域和局部網格劃分如圖8所示，總的網格數約為265萬，均為6面體結構化網格，所有固壁附近進行網格加密。噴管內、外涵進口截面使用壓力入口邊界條件，外流場3個截面（前部、頂部、后部）采用壓力無窮遠邊條，計算域的周向2個截面采用周期性邊條，所有固體壁面設定為絕熱、無滑移固壁。

圖7 不同尾緣形式的波瓣結構

圖8 波瓣混合排氣噴管的計算區域及網格劃分

3.2 計算結果與分析

選取10000 m高空下飛機的巡航狀態（Ma∞=0. 8）進行計算研究，內外涵氣流的落壓比均為2.46，內外涵進口的氣流總溫分別為807.8 K和300 K。評價波瓣結構對于混合排氣噴管性能的影響通常首先關注其熱混合效率，熱混合效率反映了在不考慮波瓣內氣體流動偏轉帶來的損失和波瓣壁面摩擦損失的前提下，混合排氣方式相對分開排氣方式的實際推力增益與理想 （2股氣流100%完全混合）推力增益的比值，即用以衡量混合器能夠使內外涵2股氣流達到何種混合程度的能力。本文使用文獻[12]提出的熱混合效率（設為K）計算式（1），該式可以克服傳統熱效率計算方法由于諸多假設條件而可能出現較大的計算偏差甚至違背真實的物理機制。

式中：mc、mf分別為內外涵道氣流的質量流率，Ttc、Ttf分別為內外涵道進口氣流的總溫。

分別使用圖7中的3個波瓣模型的混合排氣噴管的熱混合效率自波瓣尾緣向下游發展變化的計算結果如圖9所示，同時無波瓣的匯流混合式排氣噴管（confluent）的熱混合效率也一并給出。顯而易見，流體從波瓣尾緣向下游發展到噴管出口的過程中，隨著內外涵2股氣流摻混的不斷深入，所有形式混合排氣噴管的熱混合效率呈現單調增加的趨勢，并且采用波瓣混合器的熱混合效率在大部分位置都遠高于匯流混合器的熱效率（在波瓣尾緣附近的位置，由于氣流摻混處于初始階段，故波瓣混合器強化混合的效果尚未充分顯現）。此外，波瓣尾緣為內窄外寬型（即16波瓣模型）的排氣噴管在噴管出口處的熱效率已經超過70%，體現了該型波瓣結構加強冷熱2股氣流摻混的優異性能。隨著波瓣數目的增加，也即波瓣尾緣由內寬外窄型變化到內窄外寬型的過程中，熱混合效率出現明顯的提高，說明擁有內窄外寬型尾緣的波瓣有利于產生較高的熱混合效率，而對尾緣形式為內寬外窄型的波瓣結構，其具有的氣流混合能力遜色不少。

式中，TtM為冷熱2股氣流完全混合后的均勻總溫，可通過下式求出

圖9 沿波瓣尾緣下游的熱混合效率計算結果

熱混合效率代表了混合排氣方式能夠獲得的正面收益的程度，與此同時，波瓣結構的引入勢必對混合排氣噴管的氣動性能帶來負面影響，具體講，主要包括氣流在流經波瓣時由于偏轉所造成的損失以及波瓣混合器壁面的氣動摩擦損失，并且前者在總損失中起主導作用。本文使用總壓恢復系數來衡量混合排氣噴管內的流動損失，其定義為

式中：pt,mix為混合器尾緣下游某個位置處橫截面上通過質量加權平均得到的總壓值；pt,c、pt,f分別為內外涵氣流在上游入口處的總壓；mc、mf分別為內外涵氣流的質量流率。

相對于匯流混合排氣噴管，波瓣混合器的使用導致排氣噴管在各軸向位置的總壓恢復系數均有所降低，如圖10所示，在χ/L=0位置的總壓恢復系數反映了氣流經過波瓣結構后產生的能量損失，可見在本文研究的幾何參數范圍內，單純由波瓣結構帶來的壁面摩擦損失和流動偏轉損失并不明顯。由于波瓣結構產生的流向渦向噴管出口發展的過程中持續存在，其不斷地強烈卷吸冷熱2股氣流以加強二者的混合，因此卷吸摻混過程中隨之產生的摻混壓力損失也一直比較大，而匯合器僅由剪切層混合造成的流動損失始終較小，因此二者之間的壓力損失差值順著下游方向呈現擴大的趨勢。此外，比較圖9、10可以發現，3種尾緣形式的波瓣構造對排氣噴管熱混合效率和總壓恢復系數的影響規律呈現相反的趨勢，即有利于冷、熱2股氣流熱混合效率提高的波瓣混合器產生的流動損失也相對較大，說明混合排氣噴管的熱混合效率和流動損失是1對相互抵觸的性能參數。

圖10 沿波瓣尾緣下游的總壓恢復系數計算結果

4 分開式和混合式2種排氣噴管的氣動性能計算及對比

針對基準軸對稱分開排氣噴管進行的各種V形尾緣修形，在不同程度上改變了原本設計合理的噴管型面和流動通道，不可避免地增加了氣流在噴管內部的流動損失。因此，在研究各種結構方案的V形尾緣對分開排氣噴管的噴流混合帶來裨益的同時，必須兼顧V形齒給噴管氣動性能造成的損失，對其進行綜合評判。

本文選取推力系數Cf,g來衡量分開排氣噴管的氣動性能，其定義為

式中：Fg,a為數值模擬得到的分開排氣噴管總的實際推力，包括氣體在噴管內部所產生的推力和氣體流出噴管后對固壁的作用力；Fg,i為總的理想完全膨脹推力（即最大推力）。

計算公式為

式中：mc、mf分別為核心流和風扇流的實際質量流率；vi,c、vi,f分別為核心流和風扇流的理想完全膨脹速度。

理想完全膨脹速度的計算式為

式中：pa為外流大氣壓，Tt、pt分別為噴管進口的總溫和總壓。

在起飛和巡航2種狀態下經過不同V形尾緣修形的分開排氣噴管相對基準噴管3BB的推力性能損失如圖11所示。起飛狀態的計算條件數值與驗證算例中的對應參數保持一致，巡航狀態的飛行高度選為10000 m，飛行馬赫數為0.8，核心噴管和風扇噴管的落壓比分別為2.4和2.58。從圖中可見，3AB的推力系數在2種狀態下的下降程度均大于3C12B和3IB，3IB的推力損失在起飛狀態下大于3C12B，而在巡航狀態下卻略微小于3C12B。此外，在巡航狀態下，各種V形尾緣修形方案造成的推力損失均小于0.3%，噴管氣動性能僅出現微小的下降，因此，綜合權衡其利弊可知，合理的V形尾緣修形方案是1種對分開排氣噴管的推力性能影響較小、十分有效的強化噴流摻混的方式。

圖11 各種V形齒給分開排氣噴管造成的推力性能損失

由前述的研究結果可知，對于混合排氣噴管而言，有利于噴管熱混合效率提高的混合器結構其產生的流動損失也相對較大，即混合排氣噴管的熱混合效率和流動損失是1對相互矛盾的性能指標，因此必須通過反映噴管綜合氣動性能的推力系數來衡量各種混合器構造形式的優劣。

在巡航狀態下使用前述3種波瓣混合器的混合排氣噴管相對于自然匯流方式的推力增益計算結果如圖12所示，以此評判這3種尾緣形式的波瓣對于混合排氣噴管綜合氣動性能的影響。推力的增益通過有、無波瓣混合器這2種混合方式之間的推力系數差值來確定，混合排氣噴管的推力系數定義為

圖12 帶有不同波瓣混合器的混合排氣噴管的推力性能增益

式中：分子為通過積分得到的噴管出口的實際推力；分母為基于主、次流實際流量mc和mf的2股氣流分別通過理想完全膨脹得到的推力之和；vi,c、vi,f分別為主流和次流的理想完全膨脹速度。

從圖12中可見，相對于匯流混合器，本文的3種波瓣混合器使混合排氣噴管的推力性能均有不同程度的提升，可見采用波瓣混合器后帶來的熱混合效率增加的正面收益超過了壓力損失造成的不利影響。由于12波瓣和16波瓣模型的排氣噴管產生的推力系數增益接近0.4%，而8波瓣的推力收益為0.29%，故采用內窄外寬形尾緣的波瓣構造更有利于整個混合排氣噴管氣動性能的提高，而內寬外窄型波瓣結構應該棄用。

上述內容分別考察了V形尾緣修形和波瓣混合器分別對分開式和混合式2種排氣噴管推力性能的影響，為同一種排氣方式下的各種氣動方案的評價和選擇提供了參考和依據。對于大涵道比渦扇發動機排氣系統的研發和設計而言，首先面臨的1個問題就是排氣方式的選擇，而排氣系統的氣動性能在排氣方式的選擇上起到至關重要的作用。在起飛狀態和巡航狀態下混合式和分開式排氣噴管的推力系數計算結果如圖13所示，其中混合式噴管選用前述的12波瓣模型，而分開排氣噴管選用3BB模型，為了使2種排氣方式的涵道比相同（BPR=6.9），將3BB的模型按比例進行調整以使其內外涵出口面積與混合排氣噴管中混合器出口處的內外涵面積分別保持相等（即喉道面積保持相等）。從圖中可見，無論是在起飛還是巡航狀態，混合排氣方式的推力性能均優于分開排氣方式，并且作巡航狀態飛行時更為顯著（推力系數相差1.0%），可見在涵道比為7一級的渦扇發動機上使用合適的波瓣混合式排氣噴管相對分開排氣噴管擁有更佳的推力性能，進而有利于降低整個發動機的單位燃油消耗率。之所以混合式噴管的推力性能優于分開式，是由于分開式的核心噴管和風扇噴管分別將核心流和風扇流直接排入到外界大氣中，2股氣流在排氣系統內部并未產生任何摻混，而在外部發生的氣流摻混對發動機推力沒有增益作用；而混合排氣方式由于較長的外部機匣，為內外涵2股氣流在進入外界環境前在排氣系統內部進行充分混合創造了條件，使混合排氣方式的熱效率相對分開式明顯提高，故而其推力系數大于分開式，可以獲得較低的SFC。需要強調的是，雖然混合排氣噴管的氣動性能優于分開排氣噴管，但混合式噴管較長的外罩以及波瓣結構的存在明顯增加了整個動力裝置的質量和排氣系統的外罩阻力，并且隨著發動機涵道比的提高上述質量和阻力增加的程度愈發明顯，若在作短距飛行的大型飛機上采用此類型混合排氣噴管，則由混合式排氣帶來的節油收益很有可能抵不過質量和阻力增加所造成的負面效應。因此，在遴選、設計大涵道比渦扇發動機的排氣方式時，必須綜合考慮和權衡排氣系統的氣動性能、質量和阻力大小、噪聲水平，以及發動機的用途（短距飛行/遠距飛行）、涵道比大小、發動機廠商的設計習慣和技術優勢等多種因素，通過科學的研究和論證，來最終確定合理的排氣方式。

圖13 涵道比為7一級的混合式和分開式排氣噴管的推力性能比較

5 結論

（1）對分開排氣噴管的核心噴管進行V形尾緣修形時，直齒型對于內外涵2股噴流混合的強化作用較小，而內外交錯型和向內偏轉型能夠明顯增強噴流的摻混，內外交錯型的效果最為顯著。

（2）內窄外寬型尾緣的波瓣結構有利于混合排氣噴管熱混合效率和推力性能的提高，相比之下，若采用內寬外窄尾緣特性明顯的波瓣，噴管的推力性能遜色不少。

（3）本文研究的各種V形齒給分開排氣噴管帶來的氣動損失均較小，在巡航狀態下推力系數的下降不超過0.3%。

（4）對于7一級的涵道比，混合排氣噴管的推力性能要優于分開排氣噴管的，但需要兼顧混合排氣方式由于質量和阻力的增加所造成的性能損失。

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Comparison Investigation on Aerodynamic Characteristics of Separate-Flow and Mixed-Flow Exhaust Nozzles

KANG Guan-qun,WANG Qiang
（School of Energy and Power Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China）

Three-dimensional numerical simulation of internal and external flow fields was conducted to identify the influence of a variety of chevrons and lobed mixers on the aerodynamic characteristics of separate-flow and mixed-flow exhaust nozzles respectively. Moreover,a thrust efficiency comparison between separate-flow and mixed-flow exhaust nozzles with the equal bypass ratio of 7 was presented under both take-off and cruise conditions.The objective of the research reported here is to provide reference and guideline for the scheme selection or aerodynamic design of high bypass ratio turbofan engine exhaust system.The calculation results show the chevrons which alternately deflect inward and outward significantly enhance the jets mixing of separate-flow exhaust nozzle.The lobed mixer with the trailing edge of narrow inner wall and broad outer wall contributes to improve aerodynamic performance of the mixed-flow exhaust nozzle. The thrust coefficient of mixed-flow exhaust nozzle is higher than that of separate-flow exhaust nozzle at a bypass ratio of 7.

exhaust nozzle;aerodynamic characteristics;numerical simulation;separate-flow;mixed-flow;aeroengine

康冠群（1984），男，在讀博士研究生，研究方向為航空發動機內流氣動熱力學。

2013-05-15