分開式排氣系統氣動性能與噴流特性數值研究

陳燦平，李漫露，田曉沛

分開式排氣系統氣動性能與噴流特性數值研究

陳燦平，李漫露，田曉沛

（中國航發中國航空發動機研究院，北京101304）

為分析大涵道比渦扇發動機分開式排氣系統的氣動性能、噴流特性以及掛架支板對排氣系統性能的影響，采用數值模擬方法對2種結構形式的分開式排氣系統流場進行了2維和3維計算研究。結果表明：掛架支板主要影響外涵流動，對外涵流量、總壓損失等系數的影響隨外涵落壓比非線性變化，外涵進入臨界狀態后掛架支板造成的總壓損失趨于不變，掛架支板對內涵流動的影響幾乎不隨外涵落壓比而變化；外涵噴流主要通過內涵出口處剪切層影響內涵的流動，且其影響方式與噴管結構相關；噴管內涵氣動性能不僅受外涵噴流特性影響，也與自身工況相關。

分開式排氣系統；氣動性能；噴流特性；大涵道比；數值模擬；渦扇發動機

0 引言

大涵道比渦扇發動機由于其具有耗油率低、噪聲小的優點，被廣泛用于大型民用、軍用運輸機以及其他如加油機、預警機、反潛機等其他大型亞聲速飛機上。排氣系統作為發動機主要部件之一，對于發動機的性能乃至飛機的性能至關重要。排氣系統典型流場非常復雜，同時存在2～3種不同總壓、總溫的氣流，并包含亞聲、跨聲和超聲流動，以及激波與邊界層相互作用、復雜剪切層等復雜流動現象。進行排氣噴管設計時，應保證發動機循環所需流量的同時使排氣噴管壓力損失最小且不增大外部阻力等[1]。

國外對大涵道比渦扇發動機排氣系統設計技術已有廣泛且較成熟的基礎與應用研究。但研究多包含在短艙的設計當中，單獨研究排氣系統設計的公開文獻較少。由于分開式排氣系統流動的復雜性，早期排氣系統的設計主要采用參數化的縮比模型試驗建立性能數據庫，以此預測全尺寸噴管的性能；結合全尺寸模型進行驗證，通過不斷優化獲得滿意的設計。由于傳統設計方法設計周期長、代價昂貴，且具有不確定性等缺陷，使得基于CFD技術的設計方法有了長足的發展。對CFD的早期研究主要集中于計算方法[2-5]。研究思路主要通過數值求解2維和3維的Euler/Navier-Stokes方程來進行流場計算與分析。如K.M.Peery等[6]給出包含多股流動噴管的流場計算方法，開發了針對包含涵道內支撐結構在內的大涵道比發動機排氣系統氣動性能的研究方法，并與試驗結果吻合較好；Abdol-Hamid等[7]給出了網格密度對求解結果的影響；R.H.Thomas等[8-9]通過求解雷諾時均N-S方程對比研究了多種帶或不帶外掛架以及內涵噴管帶有不同數量鋸齒的分開式排氣系統的湍流流場特性，結合數值與試驗研究了外掛架與噴流相互作用對噴管噪聲的影響。近年來,對排氣系統的研究大都針對降低排氣噪聲方面開展。K.Viswanathan等[10]研究了偏轉角和飛行條件對渦扇發動機真實排氣系統條件下噪聲的影響；M.J.Doty等[11]運用粒子圖像測速法(PIV)研究了帶有外掛架的分開式排氣系統的湍流流場。目前國內對大涵道比渦扇發動機分開式排氣系統的研究也取得了一定進展。邵萬仁等[12]論述了大涵道比渦扇發動機排氣噴管設計要求，分析了高性能低噪聲排氣噴管的主要關鍵技術及其技術途徑；環夏等[1]利用不同湍流模型對某分開式排氣系統進行數值驗證，發現k┃ω SST模型的計算結果與試驗結果吻合更好，并研究了排氣系統設計參數的影響；康冠群等[13]對比了分開式與混合式排氣噴管氣動特性，數值驗證結果表明k┃ω SST模型明顯優于標準k┃ε模型、重整化群k┃ε模型和可實現性k┃ε模型；張建東等[14]開展了渦扇發動機排氣系統氣動型面參數化設計方法和氣動性能的數值研究；熊劍等[15]基于并行多目標遺傳算法對大涵道比分開式排氣系統進行了氣動優化設計。

本文基于2套幾何結構不同的分開式排氣噴管，采用數值方法對排氣噴管流場進行模擬，分析了外涵道內掛架對內、外涵流動的影響以及外涵噴流特性對內涵流動的影響規律。

1 數值方法與計算說明

1.1 研究對象和數值方法

研究對象為2種構型的渦扇發動機分開式噴管模型，記為模型A、B，2、3維模型分別如圖1、2所示。2個模型內外涵道都采用涵道面積逐漸減少的設計。在數值計算中，對掛架支撐進行了處理，并且外涵流道向上游延伸一定距離，3維計算下模型A如圖3所示，模型B做類似處理。

圖1 排氣系統2維模型

圖2 排氣系統3維模型

圖3 數值計算采用的模型A的3維模型

根據模型的對稱性，3維模型只取一半計算區域。為保證不同工況下外場區域滿足計算條件，經文獻調研與數值研究，噴管出口外場徑向延伸距離設置為外涵最大半徑的15倍，下游軸向延伸距離設置為外涵最大半徑的50倍。采用結構型網格進行計算，壁面邊界層首層網格高度為m。因排氣系統構型及內外涵流動的復雜性，對掛架支板、內外涵出口處、內外涵噴流相互作用區域進行網格局部加密。經網格無關性驗證，2維模型網格數約為8萬，3維模型網格數約為200萬，2維和3維模型網格局部如圖4所示。

圖4 2維和3維模型網格局部

計算采用Fluent軟件，2維模型選取2維軸對稱計算模式。選取密度基求解器，工質為理想氣體，選取k┃ω SST湍流模型。通量計算采用Roe-FDS格式，對流項差分格式為2階迎風格式，湍流模型求解采用1階迎風格式。內、外涵進口給定總溫、總壓條件，遠場給定壓力出口邊界邊界條件，對稱面上設置對稱邊界條件，其余壁面為絕熱無滑移壁面邊界條件。所有工況進口總溫為373.15 K，環境靜壓為102 kPa、環境溫度為288.15 K，進口總壓依據相應工況落壓比計算得到。

1.2 性能參數說明

描述噴管性能的常用參數主要有流量系數CD、推力系數CF、總壓恢復系數δ和速度系數φe。其中流量系數用來衡量噴管的流通能力，定義為噴管實際質量流量與1維等熵流量之比，等熵流量m˙i表達式為

式中：k 為常數；PT,in，TT,in為噴管進口總壓、總溫；A0為噴管出口面積；q（λ0）為噴管出口流量函數。對于帶內、外涵道的排氣系統，其流量系數為噴管總流量與內外涵道1維等熵流量和的比值(以下標1、2分別代表內、外涵)

推力系數為噴管實際推力與氣體完全膨脹時等熵推力之比

式中：Fi為噴管完全膨脹時的等熵推力；Cout,i為等熵條件下噴管出口速度；π為涵道進口總壓與環境靜壓的比值，即落壓比。

噴管實際推力為

式中：m˙1、m˙2分別為內、外涵的實際流量；Cx,1,out、Cx,2,out為內、外涵出口截面的軸向速度；p1,out、p2,out為內、外涵出口截面的靜壓；A1,out、A2,out為出口截面面積；p0為環境靜壓。

實際推力主要由3部分組成，即內、外涵出口截面在軸向方向上動量、出口靜壓與環境壓力差形成的力以及出口外壁面靜壓與環境壓差產生的推力Fwall，排氣系統推力計算說明如圖5所示。

圖5 推力計算說明

總壓恢復系數用于衡量噴管通道總壓損失，定義為通道出口總壓PT,out與進口總壓PT,in之比

速度系數為出口截面速度Vout與等熵膨脹出口速度Cout,i之比

2 計算結果與分析

固定內涵落壓比為某一定值時，改變外涵落壓比，對模型A、B進行了不同工況的計算。其中，內涵落壓比 πin=1.1、1.5、1.9、2.1，外涵落壓比 πfan=1.1、1.3、1.5、1.7、1.9、2.1。

2.1 支板對外涵流動的影響

由于外涵流動幾乎不受內涵流動影響，且模型A、B外涵流道相似，因而以A內涵落壓比πin=1.1工況為例，通過2維及3維計算分析不同外涵落壓比條件下掛架支板對外涵流動的影響。模型A外涵流量、總壓恢復系數及速度系數隨外涵落壓比的變化曲線如圖6～8所示。

從圖6中可見，隨落壓比增大，外涵流量與落壓比之間逐漸成線性關系；對比2維和3維結果，發現掛架支板對外涵流量的影響也隨外涵落壓比非線性增大，并逐漸趨于恒定。

圖6 模型A外涵流量隨落壓比變化曲線

圖7 模型A外涵總壓恢復系數隨落壓比變化曲線

圖8 模型A外涵速度系數隨落壓比變化曲線

從圖7中可見，2個模型的外涵總壓損失均隨外涵落壓比增大而增加，且逐漸趨于定值；對比2維與3維結果，發現掛架支板造成了額外的總壓損失。相比于2維結果，支板造成了額外的總壓損失并隨外涵落壓比增大而快速增加，當外涵落壓比πfan≥1.9后趨于定值。

對于外涵速度系數隨外涵落壓比變化曲線，在2維和3維條件下，速度系數約隨落壓比線性變化，支板對外涵出口速度的影響基本恒定。但當πfan=2.1時，出口速度均出現突降。為分析其原因，在πfan=1.9、2.1時，采用2維模型計算得到的馬赫數等值線，如圖9所示。由于外涵流道是面積收縮設計，氣體在通道內持續加速，根據1維流動理論可知出口臨界狀態對應的落壓比為1.894。考慮總壓損失，當πfan=1.9時，涵道出口為超聲速流動，通道流動進入臨界狀態。進一步提高進口總壓使得πfan=2.1時，由于出口等熵速度采用式（5）計算得到，進一步增大落壓比將增加出口等熵速度，而通道流動進入臨界狀態后出口速度保持不變，因而速度系數突然減小。如圖9(b)所示，πfan=2.1時，氣流未能在通道內完全膨脹，出口外流動將繼續膨脹加速形成復雜的膨脹波系。上述質量流量和總壓恢復系數變化趨勢表明：進入臨界狀態后支板對外涵流量影響趨于不變，支板造成的額外總壓損失也趨于定值。

圖9 模型A馬赫數分布

2.2 外涵噴流特性對內涵流動的影響

2.2.1 內涵流量

為探究外涵流場對內涵道流動的影響，對模型A、B分別開展了不同內、外涵落壓比組合條件下的2維及3維數值計算。在不同內涵落壓比條件下，模型A內涵流量隨外涵落壓比的變化曲線如圖10所示。

圖10 在不同πin下，模型A內涵流量隨πfan變化曲線

從圖中可見，對于模型A，當πin=1.1、1.5時內涵流量受到外涵噴流影響明顯，且有不同的變化趨勢。當πin增大至1.9和2.1時，內涵流動已進入臨界狀態，此時內涵流量由進口總溫、總壓決定，外涵噴流對內涵流量的影響可忽略不計。根據2維和3維模型計算結果，在計算誤差范圍內，可認為掛架支板對內涵流量的影響不隨外涵落壓比變化。

為分析πin=1.1、1.5時內涵流量隨外涵落壓比變化的原因，給出內涵出口位置外涵噴流尾跡與內涵出口靜壓分布曲線，如圖11所示。從圖中可見，當πin=1.1時，內涵出口靜壓大于外涵尾跡靜壓，并且靜壓差隨外涵落壓比的增大而增加。當πin=1.5時，內涵出口靜壓與外涵噴流靜壓相近或小于外涵噴流靜壓，且內涵出口靜壓均值隨外涵落壓比增大而略有降低。由于內、外涵流道都是面積收縮設計，氣流在通道內持續加速，未到達臨界狀態前，內涵出口靜壓的大小決定了通道流量的變化趨勢。出口靜壓增加，等效落壓比減小，流量減少。內涵落壓比πin=1.1、1.5時內涵出口靜壓分布曲線隨外涵落壓比變化表明：內涵通道的流動狀態不僅受到外涵噴流影響，也與自身流動狀態密切相關。

圖11 在πin=1.1、1.5時，內涵出口靜壓分布曲線

圖12 在不同πin下，模型B內涵流量隨πfan變化曲線

在不同內涵落壓比條件下，模型B內涵流量隨外涵落壓比變化曲線，如圖12所示。從圖中可見，對于模型B，內涵流量受外涵噴流影響更加顯著，整體上內涵流量隨外涵落壓比增大而減小。與模型A相似，隨內涵落壓比的增大，外涵噴流對內涵流量的影響逐漸減弱。當πin=2.1時，在外涵落壓比變化范圍內，內涵流量的變化小于0.1 kg/s。2維與3維結果的差異再次說明當πin一定時，支板對內涵流量的影響基本恒定，不隨外涵落壓比變化。

圖13 在不同內、外涵落壓比時模型B馬赫數計算值

為進一步分析模型B外涵噴流特性對內涵流量的影響，給出內外涵分別為最大和最小落壓比條件下2維模型計算得到的馬赫數，如圖13所示。從圖中可見，當πin=1.1時，外涵落壓比從1.1增大到2.1過程中內、外涵噴流形成的剪切層形態發生了顯著變化。當πfan=1.1時，內外涵噴流速度相當，剪切層呈水平；當πfan=2.1時，外涵噴流速度遠遠大于內涵噴流速度，剪切層向內涵擴張造成內涵流動背壓升高、有效流動面積減小，因而內涵流量顯著減小。當πin=2.1時，內涵流動已進入臨界狀態，外涵落壓比從1.1增大到2.1過程中內外涵噴流相互作用只對內涵出口處速度分布有一定影響，對內涵等效流動面積幾乎沒有影響，因而內涵流量幾乎不隨外涵落壓比而變化。

2.2.2 推力系數

為分析2維和3維模型排氣裝置總體推力系數之間的變化規律，給出在不同內涵落壓比條件下2種模型的推力系數隨外涵落壓比的變化曲線，如圖14、15所示。

圖14 模型A推力系數隨πfan變化曲線

圖15 模型B推力系數隨πfan變化曲線

從圖14、15中可見，不同幾何的排氣裝置推力系數隨內、外涵落壓比的變化規律不同。對于模型A，在不同πin下，2維模型計算的推力系數變化規律相同，即推力系數隨外涵落壓比增大而增大；對于3維模型，推力系數有隨外涵落壓比增大而先減小后增大的趨勢。對于模型B，在不同內涵落壓比下，3維模型計算的推力系數變化規律與2維模型的一致，其中當πin=1.1時，推力系數隨外涵落壓比增大而增大；當πin=1.5、1.9、2.1時，推力系數隨外涵落壓比先減小后增大后趨于不變，而這也反映了內涵流動受外涵噴流影響逐漸減弱。由于推力系數是1個綜合考慮內、外涵流動的性能參數，并且內外涵實際推力與出口軸向動量相關。當πin=1.1時，模型B內涵流量受外涵噴流影響明顯大于模型A的，所以推力系數整體偏小，且推力系數逐漸增大主要是由外涵引起的。但是對于其他工況，模型B內涵受外涵噴流影響較小，且內涵出口幾乎只有軸向速度，推力系數整體上大于模型A的。

4 結論

本文以2種不同結構的大涵道比分開式排氣噴管模型為研究對象，采用數值方法對2維與3維模型在不同內、外涵落壓比工況下掛架支板對內、外涵道流場的影響，外涵噴流特性對內涵流動的影響以及排氣系統氣動性能進行了研究，結論如下：

（1）支板對外涵流動的影響隨外涵落壓比非線性變化；當外涵進入臨界狀態后，外涵流量隨外涵落壓比線性變化，掛架支板造成的總壓損失趨于定值。支板對內涵流動的影響幾乎不隨外涵落壓比變化。

（2）掛架支板對內涵流動的影響幾乎恒定，內、外涵噴流剪切層對內涵流動的影響不僅與模型有關，且與內涵自身流動狀態有關。當內涵落壓比πin≥1.9，即內涵流動進入臨界狀態后，外涵噴流對內涵流動的影響幾乎不變。

（3）在外涵流動相似條件下，排氣系統推力系數的變化規律與內、外涵噴流剪切層以及內涵流道密切相關。當內涵落壓比小于外涵落壓比時，模型B有更大的推力系數。

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CFD-Based Research on Aerodynamic Performance of Separate-Flow Exhaust System of High Bypass Ratio Turbofan Engine

CHEN Can-ping,LI Man-lu,TIAN Xiao-pei
（AECC Aero Engine Academy of China,Beijing 101304,China）

In order to analyze aerodynamic performance,exhaust flow characteristics and the influence of jet-pylon on separate-flow exhaust system of high bypass ratio turbofan engine,2D and 3D numerical simulation methods were adopted to two different configurations of separate-flow exhaust nozzles.The results show that the pylon mainly influences the bypass flow field,the mass flow and total pressure loss coefficients of bypass vary non-linearly with the bypass nozzle pressure ratio(NPR),while the total pressure loss caused by the pylon is invariable when the bypass in the critical state.The influences of the pylon on the core flow field remain unchanged with bypass NPR.The core flow field is influenced by the bypass flow through the mixing shear layer,which varies with the core structure,and also is related to its own flow condition.

separate-flow nozzle;aerodynamic performance;exhaust flow characteristics;high bypass ratio;numerical simulation;turbofan engine

V 228.7

A

1 0.1 3477/j.cnki.aeroengine.201 7.02.005

2016-08-30

陳燦平（1988），男，碩士，工程師，主要從事葉輪機械內流氣體動力學方面工作；E-mail:ccplxx@126.com。

陳燦平，李漫露，田曉沛.分開式排氣系統氣動性能與噴流特性數值研究[J].航空發動機，2017,43（2）：23-30.CHEN Canping，LI Manlu，TIAN Xiaopei.CFD-based research on aerodynamic performance ofseparate-flow exhaustsystem ofhigh bypassratio turbofan engine[J].Aeroengine，2017,43（2）：23-30.

（編輯：栗樞）