高负荷过渡段的气动优化研究

马骏骐，邓长春

(中国人民解放军空军航空大学，长春130022)

高负荷过渡段的气动优化研究

马骏骐，邓长春

(中国人民解放军空军航空大学，长春130022)

对于具有内外双涵道某型涡扇发动机，其过渡段通道的损失主要来源于沿程损失和附面层分离损失，而影响附面层分离的主要是过渡段通道的扩张规律，落差越大，过渡段的负荷则越高。针对该问题，采用均匀设计的方法设计试验方案，通过CFD数值计算模拟方法对涡扇发动机风扇与压气机之间的过渡段流道进行了气动性能计算。该方法与结果为此类过渡段流道的设计优化提供了参考，并为以后的进一步改进和优化打下了坚实的基础。

高负荷过渡段;扩张规律;落差比;总压恢复系数;优化设计

航空发动机代表着一个国家的工业顶尖水平，其被誉为“工业之花”、“皇冠上的明珠”。20世纪50年代出现的可装机使用的涡轮风扇发动机，由于其具有良好的经济性和安全性，在现代的军用和民用发动机中已占据主流地位［1－2］。其中，衡量经济性的重要指标之一就是燃油效率。过渡段介于风扇与压气机之间，提供气流的过渡流动，并保证压气机进口需要的流场分布，改善过渡流道气动性能，其可供挖掘的潜力较大。因而，本文研究重点锁定在了具有内外双涵道的过渡段通道。

1 研究内容及研究方法

本文研究重点锁定在了过渡段通道的扩张规律与落差比2个方面，研究影响总压损失的因素与总压恢复系数之间的关系。采用均匀设计的方法设计试验方案，通过CFD数值计算模拟方法对涡扇发动机风扇与压气机之间的过渡段流道进行了气动性能计算［3－6］。在保证流道内没有分离流动的前提下，静压沿径向分布等值均匀、沿流向分布梯次分明，总压损失最小，从而设计方案最优。该方法与结果为此类过渡段流道的设计优化提供了参考，并为以后的进一步改进和优化打下了坚实的基础。

2 扩张规律和落差比均无量纲化的试验

2.1 试验因素的确定

建立一个计算模型，即一个简单的过渡段通道。本次试验需要把造成总压损失的扩张规律和对过渡段负荷影响较大的落差比因素考虑进去，建立一个无量纲化的通用的试验模型。某过渡段通道的流道形状如图1所示，定义过渡段落差比为Δr/L，落差长度比Δr/L对过渡段的负荷影响较大，缩短过渡段的长度或在过渡段长度不变的情况下加大过渡段的落差，都将增大Δr/L，使过渡段的‘负荷’增大。因此，试验选取了3个因素:内涵道的无量纲参数Δr/L(用m表示)，外涵道的无量纲参数Δr/L(用n表示)以及扩张规律Z，试验区域为:［0.27，0.54］×［0.084，0.024］×［z1，z2，z3，z4］。

图1 某过渡段通道的流道形状

2.2 数值计算结果并建立数学模型进行拟合

应用Ansys软件绘制网格并导入Fluent进行计算，得出结果。由于本次试验的模型事先未知，先不考虑线性回归模型，同时为了保证多项式的共线性，根据经验，假定该模型为三次回归模型，同时给出如下三次回归模型:

接下来，为了对模型的拟合效果进行进一步的检验，必须通过拟合出来的参数矩阵来求解出总压恢复系数的拟合值，计算结果及拟合结果参见表1。检验全相关系数R，得出:

综合所有的检验结果，表明本算例采用的三次回归模型拟合效果很好。

表1 试验及拟合结果记录

3 优化设计和流动分析

3.1 优化设计

首先，必须确定无量纲参数过渡段落差比Δr/L的取值范围，由于拟合函数在取值边界上的拟合值往往存在一定的误差，而在边界以内的拟合效果往往比较接近真实值，考虑到以上因素，考察一下的变量取值区域:［0.30，0.52］×［0.090，0.022］×［z1，z2，z3，z4］，之后，在函数表达式中剔除定性变量之后，本次试验通过数学方法在一定的取值范围内找到了最优解，即:过渡段外涵道落差比的无量纲参数Δr/L=0.090，内涵道落差比的无量纲参数Δr/L=0.30，扩张规律为B4，以上是数学上的最优解。表2给出了优化设计后与原始设计的过渡段通道各项参数值。

表2 优化设计与原始设计数据

图2和图3分别表示了原始设计的过渡段简图和优化设计的过渡段简图。

图2 原始设计的过渡段简图

图3 优化设计的过渡段简图

3.2 流动分析

通过拟合出来的函数关系式计算得到最优情况下总压恢复系数^σ=0.989 9，但这仅仅是通过数学方法拟合估计得到的。然后，采用数学上求得的最优解建立物理模型，导入FLUENT中进行数值计算。得到由数值计算结果求得的理论总压恢复系数σ=0.989 4，与拟合结果相比较，相对误差为0.05%。这个结果是可以接受的。

图4、图5中，过渡段进出口处的速度矢量分布是合理的，速度方向没有出现任何的异常现象，说明了采用最优设计得到的结果所计算所得到的流场具有可信性。

图4 过渡段进口近壁面处的速度分布

图5 过渡段外涵道出口近壁面处的速度分布

图6 过渡段内涵道出口近壁面处的速度分布

接下来看总压分布情况。图7和图8分别表示优化设计与原始设计的过渡段通道内涵出口和外涵出口的总压分布图，曲线1代表原始设计的过渡段通道出口的径向总压分布，曲线2代表优化设计后的过渡段通道出口径向总压分布。在通道出口处总压的最大值基本相同的情况下，优化设计后近壁面处的总压损失比原始设计的损失小，总压恢复系数更高。

图7 优化设计与原始设计的过渡段通道内涵出口总压分布

图8 优化设计与原始设计的过渡段通道外涵出口的总压分布

4 结论

1)过渡段的落差比对过渡段的负荷影响较大，缩短过渡段的长度或在过渡段长度不变的情况下加大过渡段的落差，都将增大落差比，使过渡段的“负荷”增大。而影响过渡段通道总压损失的主要原因是附面层损失，附面层损失主要由过渡段通道的扩张规律来表征。

2)通过对过渡段通道壁面型线的优化，也就是选取合适的扩张规律，可以减小附面层的厚度，进而减小附面层损失;而通过对过渡段出口相对于进口的落差比的恰当选取，可以减小过渡段的负荷。从而，进一步减小总压损失。

3)本文在对过渡段通道的优化设计过程中运用了一种较为新颖的方法。即针对一个工程问题，首先抽象出正确的物理模型，然后采用均匀设计的方法设计试验方案，并结合数学统计学的思想，找到所有研究要素之间的函数关系，用回归分析的方法进行拟合，最后，再对得到的拟合结果做进一步地分析与研究，最终把对一个物理问题的研究转化为对一个数学问题的研究。并且通过本次实践，证明上面提出的方法在对航空发动机的部件研究中式可行的。从查阅以往的资料来看，发现以上方法很少被应用于航空领域的研究中，因此，本文仅仅提供了一种部件研究的思路，希望能够在航空发动机的部件研究中得到认可、应用和推广。

［1］林兆福.气体动力学［M］.北京:北京航空航天大学出版社，1987.

［2］梁春华.现代高涵道比涡扇发动机关键技术［J］.国际航空，2005(7):61－63.

［3］方开泰.均匀设计及其应用(一)［J］.数理统计与管理，1994，13(1):57－63.

［4］方开泰.均匀设计及其应用(二)［J］.数理统计与管理，1994，13(2):59－61.

［5］方开泰.均匀设计及其应用(三)［J］.数理统计与管理，1994，13(3):52－55.

［6］方开泰.均匀设计与均匀设计表［M］.北京:科学出版社，1994.

(责任编辑杨继森)

Pneumatic Optim ization Study of High Load Transition Section

MA Jun－qi，DENG Chuang－chun
(University of Airforce and Aeronautical of PLA，Changchun 130022，China)

For a turbofan enginewith double culvert，the transition section channel lossmainly comes from the path loss and the loss of boundary layer separation，the influence of the boundary layer separation is mainly the expansion regulation of the transition section channel regulation，the greater the fall，the load of the transition section is higher.Using uniform designmethod to design test plan，aerodynamic performance calculation is carried out for the transition section which is between the extractor fan and compressor machine of a turbofan engine by adopting themethod of CFD numerical simulation.Themethods and results provide a reference for the design and optimization of the transition section and lay a solid foundation for further improvement and optimization for the future.

high load transition section;expanding regulation;the ratio of the fall;total pressure recovery coefficient;optimal design

:A

1006－0707(2014)07－0060－04

format:MA Jun－qi，DENG Chuang－chun.Pneumatic Optimization Study of High Load Transition Section［J］.Journal of Sichuan Ordnance，2014(7):60－63.

本文引用格式:马骏骐，邓长春.高负荷过渡段的气动优化研究［J］.四川兵工学报，2014(7):60－63.

10.11809/scbgxb2014.07.018

2014－03－06

马骏骐(1990—)，男，硕士研究生，主要从事航空推进系统理论研究;邓长春(1961—)，男，教授，空军航空大学科研部部长。

TK48