某型發動機非加力情況下收-擴尾噴管流動特性研究

楊　曉，望　佳，齊海帆

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

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某型發動機非加力情況下收-擴尾噴管流動特性研究

楊曉，望佳，齊海帆

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

摘要：針對某型渦扇發動機的收-擴尾噴管模型在加力不接通試驗工況下的流動特性，通過建立模型，進行相關的數值計算研究，獲得了不同喉道面積、面積比和尾噴管落壓比條件下的收-擴尾噴管模型的流量系數和推力系數數據及其變化規律，為發動機地面臺架標定試驗和飛行試驗中發動機進口空氣流量和標準凈推力的確定提供了基礎數據。

關鍵詞:收-擴尾噴管數值計算流量系數推力系數

0引言

發動機性能試飛的主要目的是確定發動機在不同飛行狀態和不同發動機工作條件下的飛行安裝凈推力[1-2]，獲取發動機尾噴管特性曲線是利用燃氣發生器法確定發動機飛行推力的關鍵環節之一。在國內外對尾噴管流動特性的大量研究中，尾噴管流量系數和推力系數特性曲線，一般通過比例模型吹風試驗、實體臺架試驗以及CFD模擬試驗等方法獲得[3]。隨著計算機技術和數值計算方法的快速發展，數值計算已經成為現代發動機設計時所采用的一種非常重要的方法。該設計方法是以基于計算流體力學、計算傳熱學和計算燃燒學的原理為核心，結合相關的經驗、半經驗關系式，以計算機為工具，用數值方法求解相關聯的偏微分方程組，從而模擬發動機內的流動、傳熱、傳質和燃燒過程的細節，預估發動機氣動熱力性能，而后采用相應的試驗進行驗證。此設計方法具有設計周期短，節省經費，不受試驗條件和設備的限制等優點。

本文針對某型混排式渦扇發動機的收-擴尾噴管模型在加力不接通試驗工況下的流動特性進行了數值研究，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-擴尾噴管模型的流量系數和推力系數數據及其變化規律，為發動機地面臺架標定試驗和飛行試驗中發動機進口空氣流量和標準凈推力的確定提供了基礎數據。

1計算模型和數值計算方法

1.1計算模型與邊界條件

計算物理模型為某型混排式渦扇發動機的收-擴尾噴管結構，其結構示意圖見圖1。

圖1　混排式渦扇發動機收-擴尾噴管結構示意圖

圖2　發動機尾噴管模型計算區域

參考發動機在加力不接通條件下，實際工作時尾噴管喉道面積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據和相應關系，針對四種不同喉道直徑(D8=A、B、C、D，其中A﹤B﹤C﹤D)-每個喉道直徑下選取6個不同面積比(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-擴尾噴管構型建立二維簡化模型(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稱結構，為減少計算網格量，只取其上半部分結構。考慮到尾噴管外流計算邊界條件采用壓力遠場邊界條件，為了保證發動機排氣不會對計算結果造成影響，使噴管外流場更接近實際情況，將計算域長設為21×L，寬設為21×R(其中L和R分別為尾噴管模型的特征長度和特征半徑)，計算區域選擇見圖2。尾噴管進口采用壓力進口邊界條件；計算區域的前、后、上等邊界設置為壓力遠場邊界條件；計算區域的下邊界設置為軸對稱邊界條件；尾噴管出口截面用來監控尾噴管出口截面的流速、壓力、質量流量等流動參數[4-5]。

1.2網格劃分與數值計算方法

考慮到計算資源限制、計算精度要求和計算流場結構特點等方面原因，在計算網格劃分過程中，計算區域整體采用結構化網格，在尾噴管模型計算域內采用帶有邊界層的局部加密結構化網格，在對計算結果精度影響較大的尾噴管附近區域亦采用局部加密網格，24種不同計算模型的計算網格量均控制在20萬左右。

采用商用軟件Fluent的耦合隱式穩態求解器求解2維N-S方程，選擇能量方程，湍流模型選用標準k-ε模型，近壁區域采用標準壁面函數法，離散格式采用二階迎風格式，來流為已燃混氣，壓力進口邊界條件的設置參考發動機實際工作條件下的尾噴管進口總溫和總壓的相關數據[6-8]。

1.3數據處理方法

本文數據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σ、流量系數Cd和推力系數CV值，其計算公式為 ：

σ=(Pt7-Pt9)/Pt9

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

2尾噴管流動特性計算結果

2.1總壓損失計算結果

本文尾噴管總壓損失系數σ的計算結果整理成：不同尾噴管喉道直徑條件下，尾噴管流量系數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σ的計算結果，圖中各工況下的σ具體值為該工況下數據與基準點(D8=D，Pt7/P0=1.2)數據的相對差值，結果表明：1)當尾噴管喉道處于臨界狀態以下時，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σ隨Pt7/P0增加而快速減小，這是因為流體的流動損失隨流體流動速度的平方成正比關系，隨著落壓比Pt7/P0的增加，尾噴管流道內各個截面氣體的流動速度增加，進而流動損失增加； 2)當尾噴管喉道處于臨界狀態及以上時，同一喉道直徑D8條件下，尾噴管總壓損失系數σ隨落壓比Pt7/P0增加略有上升，這是因為在臨界狀態及以上時，尾噴管流道內大部分截面氣體的流動速度略有增加，因而流動損失略有增加；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σ隨喉道直徑D8的增加而減小，這是因為進口面積和面積比A9/A8恒定時，尾噴管喉道直徑D8的增加使得尾噴管流道內的流通截面增加，進而流動速度減小，流動損失減小。

圖3　某型發動機尾噴管總壓損失系數相對值計算結果

2.2流量系數計算結果

尾噴管流量系數Cd的計算結果整理成：不同尾噴管喉道直徑條件下，尾噴管流量系數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Cd的數值計算結果，圖中各工況下的Cd具體值為該工況下數據與基準點(D8=D，Pt7/P0=1.2)數據的相對比值。可以看出：1)當尾噴管喉道處于臨界狀態以下時，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，對照2.1節的分析結果可知，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小；2)當尾噴管喉道處于臨界狀態及以上時，同一喉道直徑D8條件下，Cd先保持常數，隨后隨落壓比Pt7/P0的增加略有減小，這是因為臨界狀態以上流動損失隨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，該規律與落壓比Pt7/P0和面積比A9/A8恒定時，尾噴管的流動損失隨喉道直徑D8的增大而增加的理論分析結果一致。

圖4　某型發動機尾噴管流量系數相對值計算結果

2.3推力系數計算結果

尾噴管推力系數CV的計算結果整理成：不同尾噴管喉道直徑D8條件下，尾噴管推力系數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CV的數值計算結果，圖中各工況下的CV具體值為該工況下數據與基準點(D8=D，Pt7/P0=1.2)數據的相對比值，結果表明：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 CV基本相同；2)當尾噴管喉道處于臨界狀態以下時，CV隨落壓比Pt7/P0增加而減小，分析認為在臨界狀態以下時，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系數減小；3)當尾噴管喉道處于臨界狀態以上時，尾噴管推力系數CV隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加而減小，分析認為：隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加，一方面尾噴管流道的流動速度增加導致流動損失增加，另一方面，在尾噴管擴張段或尾噴管出口會出現不斷增強的激波，氣流經過激波段后做功能力損失增加，推力系數減小。

圖5　某型發動機尾噴管推力系數相對值計算結果

3結論

針對某型混排式渦扇發動機的收-擴尾噴管物理模型，建立了二維CFD數值計算簡化模型，確定該尾噴管模型流動特性研究的數值計算方法，為發動機臺架標定試驗和飛行試驗中發動機進口空氣流量和標準凈推力的確定提供了參考。

1)當尾噴管喉道處于臨界狀態以下時，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σ隨Pt7/P0增加而快速減小；當尾噴管喉道處于臨界狀態及以上時，同一喉道直徑D8條件下，尾噴管總壓損失系數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σ隨喉道直徑D8的增加而減小。

2)當尾噴管喉道處于臨界狀態以下時，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；當尾噴管喉道處于臨界狀態及以上時，同一喉道直徑D8條件下，Cd先保持常數，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CV基本相同；當尾噴管喉道處于臨界狀態以下時，CV隨落壓比Pt7/P0增加而減小；當尾噴管喉道處于臨界狀態以上時，尾噴管推力系數CV隨著尾噴管落壓比Pt7/P0的增加而減小。

參考文獻

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[8]齊海帆，高揚，郝曉樂. 某型渦扇發動機尾噴管流動特性研究[J].航空發動機，2015，41(1):48-52.

中圖分類號：V231.3

文獻標識碼：B

文章編號：1002-6886(2016)03-0083-04

作者簡介：楊曉(1963-)，男，漢族，本科，就職于中國飛行試驗研究院發動機所，工程師，主要從事航空發動機整機試驗的工作。

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