渦扇發動機試車臺進氣導流裝置優化初探

王　靜，孟進卓，盧　強，楊振軍，張　能（中國航空規劃建設發展有限公司，北京100120）

渦扇發動機試車臺進氣導流裝置優化初探

王靜，孟進卓，盧強，楊振軍，張能
（中國航空規劃建設發展有限公司，北京100120）

摘要：簡要介紹了航空發動機試車臺進氣導流裝置的結構形式，然后運用數值模擬手段對進氣導流裝置進行了分析，論證了進氣導流裝置方案的可行性和必要性。基于給定分析條件，對導流片安裝角、葉片數量、進氣角、圓弧半徑、排氣角5個變量進行組合分析，給出了5個變量與總壓損失的關系；綜合考慮規范要求、工程可實施性及經濟成本，選出進氣導流裝置的5個優化參數組合（進氣角0°、安裝角47°、圓弧半徑560 mm、葉片數量25、排氣角-2°），使得試車間流場均勻度最好。

關鍵詞：航空發動機試車臺；進氣導流裝置；數值模擬；優化；導流片；流場均勻度；總壓損失

1　引言

現代大型渦扇發動機特別是大涵道比渦扇發動機，其風扇直徑大、流量大，對迎面氣流的均勻度異常敏感，對進氣流場品質的要求高［1］。目前，國內航空發動機地面室內試車臺進氣塔基本為垂直進氣形式，其主要優點是進氣干凈且不受風向影響，但是因存在折流彎道，必然對進氣流場品質產生影響。發動機試車臺進氣導流裝置的作用，就是在發動機試車過程中，將進氣塔氣流轉向90°后，使氣流不產生擾動振蕩，保持良好的均勻性。另外，也可保證靠近墻面處的氣流量均勻，防止回流，避免發動機喘振甚至失速［1］。因此，為滿足現代大涵道比渦扇等大流量發動機試車對進氣流場品質的要求，需在試車間進氣拐角處設置導流裝置。

國外民用發動機地面室內試車臺都設置有進氣導流裝置。而國內早期的地面室內試車臺，因試驗發動機流量小，很少采用進氣導流裝置。但隨著試驗發動機流量的增大，對進氣流場品質要求的提高，進氣導流裝置的作用突顯關鍵。國內對試車間有無進氣導流裝置的流場均勻性進行了對比研究，表明進氣導流裝置對試車間流場均勻性的貢獻意義重大［1-3］，但對進氣導流裝置導流葉片數量、導流角度、導流片幾何尺寸等參數對流場的影響的研究，尚未見文獻公開報道。本文借助CFD軟件，針對該問題結合進氣導流裝置結構形式進行深入研究，旨在論證進氣導流裝置方案的可行性和必要性；同時，結合導流裝置方案，優化導流片結構形式，為未來大涵道比發動機進氣導流裝置設計和試車臺總體布局設計提供一定的理論數據。

2　進氣導流裝置

進氣導流裝置按照結構形式分為可旋轉式和固定式兩種。可旋轉導流裝置主要通過液壓裝置或機械傳動機構旋轉導流葉片，調整進氣角度，其結構復雜，目前工程中已甚少采用。固定式導流裝置主要有整體式結構和桁架式結構兩種，如圖1所示。

圖1　整體式和桁架式導流裝置部分示意Fig.1 Diagrams of the integral vane and truss vane

整體式結構采用單片鋼板拼焊成整體骨架，導流片和骨架通過螺栓聯接。其最大特點是導流片與拐角處的墻體和地面貼合性好，可有效改善靠近地面處的渦流畸變。導流葉片幾何尺寸通常較大，數量一般取12片左右，加工和安裝過程較為復雜。

桁架式結構是近年來設計的一種結構方案，其由普通型材拼接成桁架形式的鋼骨架，導流片與桁架式骨架用螺栓固接。導流裝置底部設計為鉸接支撐，頂部設計為限位滑動支撐，可補償因溫度變化等因素引起的結構位移。桁架骨架高度與長度由試車間和進氣塔截面確定，寬度受拐角空間影響不宜過寬（桁架越寬，最底部的導流片距地面距離越大，拐角處易形成渦流），所以其設計特點是導流葉片幾何尺寸較小，數量相對較多，約二十幾片，加工復雜程度較整體式結構低。從加工性、運輸性、安裝維修及經濟性綜合考慮，優選桁架式進氣導流裝置。

進氣導流裝置幾何尺寸由進氣塔形狀和試車間截面尺寸確定。通常，在試車間空氣流量確定的前提下，試車間截面尺寸越小，氣流流速越高。而高流速易在試車間內突出物尾部形成進氣畸變，影響發動機正常試車。反之，試車間截面尺寸越大，流速越低，流場均勻性越好，越利于發動機試車，但增加試車間截面會大大增加試車臺建設成本［3］。國內某現有試車間截面尺寸為12 m×12 m，為不增加試車臺建設成本，以下介紹和分析均在12 m×12 m試車間截面的基礎上進行。

進氣導流裝置中導流片數量、弧度、間距、安裝角、進氣角及葉片幾何尺寸，都會影響流場品質。所以在進氣導流裝置設計中，應優化以上參數組合，使試車間流場均勻度最好。由于實際工程中往往期待采用最簡單的方式得到最好的流場品質，加之早期工程中曾使用的導流片為圓弧薄板，進氣角和出氣角度都為0°，考慮到工程的延續性和可實施性，本次CFD計算以多個導流片均勻布置、導流片為圓弧薄板的進氣導流裝置為研究對象。筆者根據工程經驗及設計出的進氣導流裝置，選用表1所示的14種模型、5個變量，并以流速均勻度好為判斷依據進行優化分析。

發動機進口流場不均勻度用不均勻度系數β表示［2］，即

式中：Vmax、Vmin、Vmean分別為截面上同一時間測得的最大速度，最小速度和平均速度。

3　計算說明

CFD計算基于FLUENT軟件，采用密度的隱式耦合算法，選用k-ε湍流模型和標準壁面函數開展分析。取試車間單位厚度建立二維模型，模型邊界以某型發動機參數為設計條件，進口采用壓力進口條件，考慮進氣塔消聲裝置的總壓損失，折算總壓101 125 kPa；出口采用質量流量出口條件，流量取值為77 kg/s。導流片示意圖如圖2所示。

4　計算結果及分析

4.1各參數對總壓損失的影響

統計進口和出口之間的平均總壓差作為導流片的總壓損失，結果見表2。分析可得，導流片的5項幾何參數對總壓損失有不同影響。減小安裝角，總壓損失減小；減小進氣角，總壓損失減小；增大導葉圓弧半徑，總壓損失減小；增大排氣角，總壓損失增大。導流片數量對總壓損失影響顯著（圖3）：當葉片數量為2時，總壓損失最小；當葉片數量大于2小于20時，葉片數量增加損失增大；當葉片數量大于20時，葉片數量增加總壓損失減小。其原因為，無導流片時，拐彎內轉角（進氣塔與試車間屋頂交匯處）產生一大的分離區；當導流片增加至20時，內轉角分離區減小，由轉角分離引起的總壓損失減小，但由于葉片間距大，每個葉片幾何尺寸大，葉片自身的分離損失較大，葉片數量增加總的損失增大；當葉片數量大于20時，葉片間距減小，分離損失減小，總壓損失減小。可以預見，隨著葉片數量的進一步增加，由于葉片數量增加，流動截面的減小加劇了進氣塔內氣體的流動，總壓損失會再次增加。由表2看出，本次分析不同導流片下的進氣壓力損失小于10 Pa，滿足國家相關標準［4-5］規定的氣動設計要求。

表1　導流片計算模型參數表Table 1 Parameter on calculation model of vane

圖2　導流片示意圖Fig.2 Schematic diagram of vane

表2　導流片總壓損失值Table 2 Total pressure loss of vane

圖3　總壓損失隨葉片數量的變化規律Fig.3 The change of total pressure loss with the number of vane

4.2葉片數量對流場速度均勻性的影響

發動機試車臺氣動測試試驗時一般取發動機前方約5 m處截面布置流速測點，因為該區域已基本遠離發動機的進氣負壓區，測得的速度值不會受到發動機吸氣影響。因此CFD分析中取發動機前5 m處截面的速度流場作為分析數據。不同葉片數量導流裝置的流場分布如圖4所示，其沿X、Y方向的流速分析曲線見圖5（圖中V為合速度）。不同導流片數量下的流速統計數據見表3。

圖5　不同數量導流片的導葉后流速Fig.5 The flow rate of different number of vane

表3　導流片數量與試車間流速數據表Table 3 Data table of flow rate and the number of vane

由圖4（a）與圖4（b）～圖4（f）對比可知，無導流片的出口氣流速度存在較大的梯度，均勻度很低；在試車間上方拐角處產生較大的渦流，氣流不易于被引射，即降低引射系數。內轉角處沿Y向有較大的橫向速度（VY max=0.5 m/s），存在旋渦分離，會對發動機試車臺架產生向上推力，從而影響試車時的推力精度。所以，大型渦扇發動機試車臺中設計進氣拐角導流片非常有必要。

從表3及圖4中可看出，當導流片數量為12片、25片、30片時，后兩者流場速度均勻性相當，略好于前者，且試驗編號為A0L47R560B25A2n的搭配組合為本文分析中的最優解。當導流片采用12片時，考慮設備整體的強度、剛性需求，一般設計為整體式結構，取導流片半徑1 145 mm。當導流片選用25片或30片時，設計為桁架結構。桁架結構中導流片的半徑取560 mm，僅為12片導流片質量的一半。若僅考察拐角處地面附近的流場均勻性，12片的進氣導流裝置因導流片和地面更為貼近，拐角局部的流場均勻性較好；若考察加工難度、造價成本、安裝便利性，整體式進氣導流裝置現場拼焊量大，整體式鋼板骨架吊裝對位難度高，導流片與進氣塔和試車間墻體配合要求精度高，調整安裝較為困難。另外，整體式結構的整體質量約為桁架結構的1.5倍以上。所以，在不計成本的情況下，選用12片整體式進氣導流裝置或25片、30片桁架式進氣導流裝置，都可滿足試車間進氣流場需求。但綜合建設成本、加工制造、安裝運輸、維修等多環節因素，工程中建議優先采用A0L47R560B25A2n（進氣角0°，安裝角47°，圓弧半徑560 mm，葉片數量25，排氣角-2°）的桁架結構形式，其流線如圖6所示，排氣角由原工程中曾采用的0°向下偏移2°，流場的均勻性經優化有一定提高。

圖6　A0L47R560B25A2n流線圖Fig.6 The streamline map of A0L47R560B25A2n

5　結束語

試車臺設計中采用進氣導流裝置，可大大改善試車間內進氣流場的均勻性，減少試車間內的渦流與回流，對大涵道比渦扇發動機試車非常有必要。

在滿足國軍標規范設計要求的前提下，從加工性、運輸性、安裝維修及經濟性綜合考慮，建議工程中優先采用桁架式進氣導流裝置。

基于給定的分析條件，根據導流片安裝角、葉片數量、進氣角、圓弧半徑、排氣角五個變量與總壓損失的關系，并綜合考慮規范要求、工程可實施性及經濟成本，優選出了進氣導流裝置五個變量組合：進氣角0°，安裝角47°，圓弧半徑560 mm，葉片數量25，排氣角-2°。由于文中研究基于工程實際，計算量有限，而安裝角、葉片數量、進氣角、圓弧半徑、排氣角等參數對氣動效率的影響存在耦合關系。因此，想要獲得滿足各類試車臺進氣流場均勻度最好的最優結果，還需要進行大量的詳細計算，以充分探索5個變量構成設計空間。本次計算分析，為后續工作的開展提供了一定的數據依據和積累。

參考文獻：

［1］ 國紹榮.大涵道比渦扇發動機試車臺氣動力設計的特點［J］.航空學報，1987，8（6）：252—255.

［2］ 陳益林.航空發動機試車工藝［M］.北京：北京航空航天大學出版社，2010.

［3］ 張澄宇，周立江.航空發動機試車臺的氣動流場研究［J］.航空科學技術，2006，（1）：37—39.

［4］ GJB 5543-2006，航空發動機地面試車臺通用要求［S］.

［5］ GB 50454-2008，航空發動機試車臺設計規范［S］.

中圖分類號：V211.7

文獻標識碼：A

文章編號：1672-2620（2015）03-0054-05

收稿日期：2014-12-10；修回日期：2015-06-10

作者簡介：王靜（1980-），女，陜西西安人，高級工程師，碩士，主要從事航空發動機非標試驗設備設計與研究工作。

The optimization analysis on turning vane of turbofan engine test stand

WANG Jing，MENG Jin-zhuo，LU Qiang，YANG Zhen-jun，ZHANG Neng
（China Aviation Planning and Construction Development Co.，Ltd.，Beijing 100120，China）

Abstract：The work was based on a 3D computational fluid dynamic method with FLUENT software.The construct of turning vane of turbofan engine test stand was simply introduced.The feasibility and necessity of the design was demonstrated.Based on the given conditions，five variables including installation angle，the number of vane，intake angle，radius and exhaust angle were analyzed，and the relationship between variables and the total pressure loss was presented.Considering general specifications，different calculating results，engineering implementation and cost，the most favorable combination（inlet angle 0°，installation angle 47°，radius 560 mm，25 vanes，exhaust angle-2°）was offered.Under these conditions，the uniformity of flow field of test stand was the best.This analysis is helpful for test stand design in the future.

Key words：aero-engine test stand；turning vane；numerical simulation；optimization；aerodynamic vane；flow field uniformity；total pressure loss