民用航空发动机高空模拟试验排气扩压器特性分析

郑舒桐，陈廷千，文晓武

（中国燃气涡轮研究院，四川江油621703）

民用航空发动机高空模拟试验排气扩压器特性分析

郑舒桐，陈廷千，文晓武

（中国燃气涡轮研究院，四川江油621703）

基于射流理论分析了民用航空发动机高空模拟试验时的排气流场，应用喷射器模型建立了针对民用航空发动机排气扩压器气动性能的计算方法，并完成了民用航空发动机试验的排气扩压器性能计算。分析了排气扩压器出口的增压比、马赫数、总温、体积流量，与排气扩压器内径和二股流流量之间的关系。基于计算分析结果，建议民用航空发动机高空模拟试车台排气采用直接喷水冷却方式，高空模拟试验时尽可能控制二股流流量。

高空模拟试车台（高空台）；排气扩压器；增压比；大涵道比涡扇发动机；分开排气

符号表

A面积

C当地声速

Cp定压比热容

D直径

h环境高度；高空试验模拟环境高度

H流体的总焓

k比热比

Ma马赫数

p静压

Q体积流量

Rg气体常数

T静温

V速度

W质量流量

λ速度系数

π增压比

π（λ）压比函数

τ（λ）温比函数

下标：

e排气扩压器直段出口截面

sch模拟飞行环境的；高空舱内的

t总参数

1内涵流

2外涵流

3二股流

1　引言

排气扩压器（简称排扩）是航空发动机高空模拟试车台（简称高空台）的重要部件，其气动性能是排扩设计的重要依据［1］。目前，国内针对军用混合排气涡扇发动机的排扩计算方法已比较成熟，但从未进行过民用发动机的高空模拟试验，对其在高空舱内的排气流场研究也较为缺乏，没有现成的针对民用发动机排扩的气动性能计算方法。而大涵道比分开排气民用航空发动机的排气流场与军用发动机有很大差异，原有的排扩计算方法无法适用。因此，有必要寻求一种可以适用于大涵道比分开排气民用航空发动机的排扩计算方法。

本文基于射流理论对民用发动机的舱内排气流场结构进行分析，应用喷射器原理建立了针对民用发动机的排扩性能气动计算方法；并以某型民用发动机为算例，计算分析了民用发动机高空台排扩的特性及其对高空台排气设备设计的影响。

2　流场分析与计算条件

民用发动机的排气速度、温度、压力均较军用发动机低，且内外涵分开排气。外涵空气从喷口流出后经一段距离才与内涵燃气接触，构成工质、流速、温度均不同的内圆外环式嵌套流场结构。基于以上特点，一般的喷射器模型和原有的军用发动机排扩模型，均不能直接应用于民用发动机排扩流场的计算，必须对其单独进行分析。

2.1流场分析

民用发动机内、外涵喷口气流膨胀后速度为亚声速或跨声速，不会产生军用发动机拉伐尔喷口（超临界状态）后常见的多波节流场，且外涵排气温度与环境温度（二股流）差异不大。外涵排气进入二股流环境后，在到达内涵喷口截面之前基本符合亚声速等温自由淹没射流模型。从内涵喷口截面开始，速度、温度、浓度均不同的内、外涵同轴同向气流开始接触掺混，符合圆形喷口的伴随射流模型条件［2-3］。根据射流理论分析与计算，民用发动机排气在高空舱后舱-排扩内的流场简化模型如图1所示。图中，射流流场中核心区气流速度不变，掺混区存在从高速区向低速区的速度梯度。当流场向下游延伸至一定长度后，核心区消失，所有气流层沿流程掺混程度逐渐增加，最终成为基本均匀的一元管流。

2.2计算条件

（1）民用发动机排气通过喷口外沿向中心锥体发出的一系列膨胀波膨胀至与外界压力相等。这种喷管可避免较严重的过膨胀，一般是接近完全膨胀状态。计算时认为内、外涵流与二次流都满足理想气体状态方程，并采用绝能等熵、完全膨胀条件。

（2）结构上看，民用发动机喷管属于不可调的分开排气喷管，排气方向基本为轴向，计算时近似采用完全轴向排气条件。

（3）民用发动机外涵的低温气流占排气总量的绝大部分，与内涵高温燃气掺混后的总温较低，因此气流对排扩的传热比例很小，可近似认为排扩中是绝能流动。

图1　民用发动机在高空舱内排气流场的简化模型Fig.1 The simplified model of the exhaust flow field in altitude test facility for civil aviation engine

（4）排扩为圆筒形结构，发动机内、外涵的环形喷口在试验中一般与排扩同轴，而排扩混合室结构为均匀圆筒形，故可认为排扩中气流是稳定的一元管内流动，且排扩入口与排扩直段出口面积相同。

（5）排扩设计一般具有足够长度，排扩出口可认为是混合均匀气流。

3　特性计算分析

3.1计算方法

根据流场分析结果，可选取外涵喷口截面作为控制体入口截面，接近排扩直段出口的混合均匀截面为控制体出口截面，如图1所示。外涵流和二股流为流入控制体的工质，内涵流为控制体内部源，混合流为流出控制体的工质。为进行排扩性能计算，需下列已知量：Tt1、Tt2、Tt3、pt1、pt2、pt3、W1、W2、W3、Cp1、Cp2、Cp3、psch、Tsch、Ae、Asch、A2。

3.1.1计算流入控制体与控制体内部源的气流参数

由射流流场理论可知，完全膨胀条件下内、外涵流在流出喷口完全膨胀后的静压p1、p2应等于psch。根据文献［4］，绝能等熵条件下，由pt1、pt2利用式（1）～式（5）分别计算内、外涵流膨胀后的λ、Ma、T、C和V：

由于后舱的二股流静压p3即为psch，二股流静温T3即为Tsch，故可基于气体状态方程，根据式（6）计算二股流在控制体入口的V3。

3.1.2计算流出控制体的气流参数

从后舱至排扩出口，除了内、外涵流和二股流外，没有气体流入或流出控制体。基于流量守恒定律，根据式（7）可计算流出控制体的We。根据文献［5］，在绝能条件下，基于能量守恒定律，可根据式（8）计算控制体出口截面的He。

在稳定一元流条件下，基于动量守恒定律，用式（9）表示Ve［6］。在绝能条件下，用式（10）表示Te。基于气体状态方程，用式（11）表示pe。

联立求解式（9）～式（11），可得到Ve、Te、pe。进而根据式（12）～式（15）得到Mae、Tte、pte、πte。

3.2特性分析

以某型民用发动机为研究对象（其无量纲化包线见图2）。取a、b、c、d、e、f共6个工作点的发动机排气参数，利用上述方法进行排扩性能计算。

图2　某型民用发动机的无量纲化包线Fig.2 The dimensionless operating envelope of a civil aviation engine

3.2.1排扩内径对排扩性能的影响

高空舱内的试验流场分布要求发动机排气全部直接进入排扩入口，避免发动机喷气气流直接冲击排扩以外的舱尾结构。民用发动机的喷口外径（带短舱）通常在1.5～3.0 m范围，其初始排气速度方向基本接近轴向。就用于民用发动机试验的高空舱而言，为包容该类发动机喷气射流，避免对发动机性能测定产生不可接受的影响，排扩入口内径（等于De）不应小于3.0 m。综合考虑发动机试验需求和设备条件，选择在3.0～5.0 m范围内计算不同De下的排扩工作特性，其中排扩增压比πte特性见图3，排扩出口气流马赫数Mae特性见图4。

从图中可看出，πte和Mae均随De的扩大而降低。当De为3.0m时，πte为1.15～1.37；当De为5.0m时，πte为1.06～1.15。计算结果显示，在合理的De范围内，民用发动机高空模拟试验的πte远低于一般的军用发动机试验。因而在相同试验模拟高度下，民用发动机高空台pte远低于现在的军用发动机高空台。

图3　排气扩压器增压比与排气扩压器内径的关系Fig.3 The relationship between pressure ratio and inner diameter of exhaust diffuser

图4　出口马赫数与排气扩压器内径的关系Fig.4 The relationship between Mach number and inner diameter of exhaust diffuser

高空台试验性质不同，排扩后的气流流程也不同。直排大气试验中，气流经过冷却器、管道、阀门，通过直排大气塔直接排入大气。高空模拟试验中，气流经过冷却器、管道、阀门至抽气机进口，由抽气机送入大气。除抽气机外，流路中每一部分，气流总压均会降低，且降低程度随设备设计条件变化。

直排大气试验中，必须保证pte经过一系列总压损失后仍高于当地环境压力，否则无法排气。高空模拟试验中，虽然pte的降低可由降低抽气机组进口压力来弥补，不会造成排气功能设计困难，但由于民用发动机排气流量大，对抽气机组的能力需求相对军用发动机本来就大幅度上升，如果机组进口设计压力降低，会进一步提高抽气能力需求，增加设备设计成本。因此，在民用发动机高空台设备设计中，应尽可能降低排扩下游冷却器、气流管道、阀门、直排大气塔的总压损失，并且应根据试验目标的排气参数和当地大气压，共同限制排扩出口至直排大气塔整个流路的最高总压损失。

当De为3.0 m时，Mae为0.17～0.25；De为5.0 m时，Mae为0.07～0.10，远低于现役高空舱的设计Mae值（约0.5）。因此，3.0～5.0 m内径的排扩对该级别的民用发动机试验基本不需要考虑流通能力问题。

3.2.2排扩出口总温

民用发动机排气中，外涵低温空气占质量流量的绝大部分，而内涵燃气排气温度也低于军用发动机，因此混合气的温度很低。计算得到的排扩出口气流总温见表1。可见，排扩内径对出口气流总温的影响很小，设计计算中可忽略。

表1　排扩出口气流总温Table 1 Total temperature of the mixed gas at the exhaust diffuser outlet

该发动机全包线范围内的高空模拟试验中，排扩出口气流最高总温Tte为125℃，远低于军用发动机高空模拟试验的参数，甚至低于现有的高空台一级冷却器后气流的温度。直排大气试验中，这个温度的气流可以直接通过排气塔排入大气。而在高空模拟试验中，排扩出口最高气流温度高于抽气机组允许的进口气流温度，必须降温后进入机组。但由于气流温度比军用航空发动机试验时低很多，如果利用冷却水通过间接换热器进行降温，则换热器在相同结构下的换热效率会远低于常规水平。另一方面，由于民用发动机排气流量很大，为控制换热器总压损失，换热器的规模会显著增加。这两个因素叠加，会导致设计出的换热器非常庞大、昂贵且效率低下。这种条件下，直接喷水冷却是更好的选择。因此，民用发动机专用高空台的设计，最好采用直接喷水冷却。如果必须采用间接换热器进行冷却，应将直排大气塔布置在冷却段前。

在粗略的混合气体温度估算中，常采用质量平均法估算总温Tte，计算式为：

而本文采用能量守恒法计算Tte，在选定的民用发动机全包线范围内，两种方法的结果差异为1.78%～2.58%。

3.2.3二股流对排扩性能的影响

民用发动机在高空模拟试验中不需要外流冷却空气，高空舱二股流主要是漏流、电机吹风、传感器吹风等，流量比较小。同时，民用发动机本身的空气流量通常远大于军用发动机，因而高空舱排扩的引射比W3/（W1+W2）相当小。选择8.0 m舱体内径、4.0 m排扩内径，二股流流量W3在5～25 kg/s范围进行计算，得到的排扩性能见表2。

表2　不同二股流流量下的排扩性能计算结果Table 2 The aerodynamic performance of exhaust diffuser with different flow rate of secondary flow

从表2中可看出，全包线范围内，W3从5 kg/s增加到25 kg/s，πte最多减小0.44%，Mae最多增大15.51%。显然，W3的变化对民用发动机高空模拟试验πte的影响可以忽略，但对Mae的影响较明显。

分析计算过程数据可以看出，当W3为25 kg/s时，全包线范围内二股流动量占混合流总动量的最大比例仅为0.2%。如计算中忽略该动量分量，则得到的πte仅有0.03%的差异。显然，二股流动量对计算结果的影响很微弱。因此，在一般的计算中可省略式（6）的计算，将式（9）中的W3×V3项直接设为0。这样的简化对结果影响极小，同时可减少Asch、A2两个计算输入项，扩大计算方法的适用范围。

另一方面，从计算结果看，W3对从排扩进入抽气系统的Qe影响较大，具体数据见表3。可见，W3对Qe的影响百分比随高度的增大而增大，随Ma的增大而减小，在最大高度、最小Ma工作点即b点影响程度最大。此外，虽然在最大高度、最大Ma工作点即c点的影响百分比小于b点，但由于c点的Qe绝对值很大，因而W3增加使Qe增加的绝对量也很大，在试验高度较高时会明显增加抽气系统的工作负荷。因此，在高度较高的高空模拟试验中应尽可能降低W3。

表3　排气扩压器出口截面直径为4.0 m时不同二股流流量下排气扩压器的体积流量Table 3 The volume flow of exhaust diffuser with different flow rate of secondary flow（De=4.0 m）

3.2.4气体常数选择对计算结果的影响

对工质的k和Cp，采取定比热和变比热两种方法

表4定比热与变比热计算结果对比
Table 4 The comparison of calculation results between constant specific heat and varying specific heat

混合气体k值的最大差异/%混合气体Cp值最大差异/% Pte最大差异/% Tte最大差异/% Mae最大差异/% πte最大差异/% 0.07～0.26 0.17～0.66 0.01～0.03 0.09～0.65 0.18～0.46 0.01～0.03

计算。在本文选择的民用发动机全包线范围内，定比热和变比热计算结果的对比见表4。可见，定比热与变比热的计算结果差异很小，可忽略。因此，计算中可直接使用常温下的定比热气体参数。

4　结论

（1）民用发动机高空模拟试验时，出口总增压比和出口马赫数均随着出口面积的扩大而降低。在合理的出口面积范围内，其出口总增压比、马赫数和总温值均远低于军用发动机试验时的数值。因此，民用发动机高空舱排气设备的设计中，对减少总压损失的要求很高。

（2）民用发动机高空模拟试验时，排扩出口气流总温很低且基本不受排扩内径影响。因此建议民用发动机高空台排气设备的设计中采用直接喷水冷却。

（3）二股流质量流量对从排扩进入抽气系统的体积流量影响较大，在试验模拟高度较高时，可以对抽气系统的工作负荷产生很大的影响，在高空模拟试验中应尽可能降低二股流质量流量。

（4）民用发动机高空模拟试验时，二股流质量流量变化对出口总增压比影响很小，在排扩设计计算时可以不予考虑。此外，可以忽略二股流动量以简化计算，不会对计算结果产生有意义的影响。

（5）鉴于民用发动机的性能、结构与部分军用运输机发动机类似，民用发动机高空台排扩的特性研究对其也有参考价值。

［1］嵇琛.高空台排气扩压器的计算［J］.燃气涡轮试验与研究，1997，11（1）：15—19.

［2］赵承庆.气体射流动力学［M］.北京：北京理工大学出版社，1998.

［3］平浚.射流理论基础及应用［M］.北京：宇航出版社，1995.

［4］潘锦珊.气体动力学基础［M］.西安：西北工业大学出版社，1995.

［5］严家禄.工程热力学［M］.北京：高等教育出版社，2001.

［6］索科洛夫Е Я，科洛夫津格尔Н М.喷射器［M］.北京：科学出版社，1977.

Characteristic analysis on exhaust diffuser of civil aviation engine in altitude simulation test

ZHENG Shu-tong，CHEN Ting-qian，WEN Xiao-wu
（China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China）

Based on the jet flow theory，the exhaust flow field of civil aviation engine in altitude simulation test was analyzed.The method used for aerodynamic performance calculation of civil aviation engine exhaust diffuser was established with ejector model，and the performance calculation of a civil aviation engine exhaust diffuser was completed with the method.The changes of pressure ratio，Mach number，total temperature，volume flow of the exhaust diffuser with the secondary flow and inner diameter of the exhaust diffuser inner diameter were summarized.Based on the calculating analysis，the outflow of altitude test facility for high bypass ratio turbofan engine should be cooled by spraying water and the flux of secondary flow should be reduced at full steam.

altitude test facility（ATF）；exhaust diffuser；pressure ratio；high bypass ratio turbofan engine；separate flow

V263.4

A

1672-2620（2015）06-0009-05

2014-12-23；

2015-09-17

郑舒桐（1980-），男，河南南阳人，高级工程师，硕士，主要从事航空发动机高空模拟试验技术研究。