某型分排涡扇发动机尾喷管特性影响参数研究

李新建，齐海帆，潘鹏飞

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

某型分排涡扇发动机尾喷管特性影响参数研究

李新建，齐海帆，潘鹏飞

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

摘要：采用数值计算方法，研究了主要气动参数对某型分开排气涡扇发动机尾喷管流动特性的影响情况，获得了环境压力、飞行马赫数、外/内涵总压比、落压比等单个气动参数改变对尾喷管流量系数和推力系数的影响规律。其中，落压比的影响最大，飞行马赫数的影响次之，环境压力的影响较小，外/内涵总压比对内涵道流动特性的影响较小、对外涵道流动特性的影响可以忽略。

关键词：分排涡扇发动机；流动特性；数值计算；影响参数

1前言

获取发动机尾喷管特性曲线是利用燃气发生器法确定发动机飞行推力的关键环节之一。发动机尾喷管流量系数和推力系数特性曲线，可以通过比例模型吹风试验、实体台架试验以及CFD模拟试验等方法获得。随着计算机技术和数值计算方法的快速发展，数值计算已经成为现代发动机设计时所采用的一种非常重要的方法。此设计方法具有设计周期短、节省经费、不受试验条件和设备的限制等优点。美国GE公司的CF34-10A涡扇发动机和CFM公司的LEAP-X1C涡扇发动机等在尾喷管特性研究时均采用了数值计算方法。

影响分开排气涡扇发动机尾喷管流动特性的气动参数包括环境压力、飞行马赫数、外/内涵进口总压比、内涵落压比和外涵落压比等，各个气动参数对尾喷管流动特性系数(内、外涵流量系数和内、外涵推力系数)的影响程度不同。

本文采用数值计算方法，研究了主要气动参数对某型涡扇发动机尾喷管流动特性的影响情况，获得了环境压力、飞行马赫数、内外涵进口总压比等单个气动参数改变对尾喷管内、外涵流量系数和内、外涵推力系数的影响规律，为进一步开展尾喷管特性研究工作提供了技术支撑。

2尾喷管物理模型及数值计算方法

2.1物理模型

计算物理模型为某型分开排气涡扇发动机尾喷管结构，其结构示意图见图1。建模时，对原尾喷管模型进行了以下简化：(1)三维模型向二维模型转化过程中，忽略吊架结构和尾喷管左右两部分结构合并时连接件等结构的影响；(2)简化了内/外涵中间壁面附近结构，去掉了位于内/外涵中间壁面处的狭小冷却气流缝隙；(3)尾喷管二维模型具有轴对称结构，为减少计算网格量，只取其上半部分结构；(4)忽略壁面粗糙度和局部结构缺陷等因素的影响。

图1　发动机尾喷管结构示意图

2.2计算方法

计算区域整体采用结构化网格，在尾喷管模型计算域内采用带有边界层的局部加密结构化网格。采用商用软件Fluent的耦合隐式稳态求解器求解二维N-S方程，选择能量方程，湍流模型选用标准模型，近壁区域采用标准壁面函数法，离散格式采用二阶迎风格式。

2.3数值计算方法验证

为了验证上述计算区域选择、网格划分、边界条件设定和数值计算方法设置的合理性，针对NASA典型双涵道分开排气尾喷管模型，采用上述数值计算方法获得其试验工况下的推力系数，图2为计算数据与试验数据的对比结果。

图2　NASA典型尾喷管模型推力系数对比结果

结果表明，当尾喷管外涵落压比FNPR较小时，误差略大，最大误差为1.67%；FNPR>1.9 (临界压比)时，误差趋于稳定，约为0.23%。在所研究工况范围内，数值计算值与NASA试验值均很好吻合，说明本文的计算区域选择合理，网格划分可行，边界条件设置恰当，数值计算方法可靠。

3不同气动参数对尾喷管流动特性影响的计算结果

3.1环境压力改变对尾喷管流动特性的影响结果

针对尾喷管内、外涵道气流分别处于典型亚临界状态和超临界状态两种情况下，飞行马赫数、涵道落压比和外/内涵进口总压比固定，环境压力(即飞行高度)改变的16种工况进行数值计算，获得了环境压力(即飞行高度)改变对尾喷管流动特性的影响规律。

图3(a)、图3(b)、图3(c)、图3(d)分别为在其他条件固定、环境压力(即飞行高度)改变时，尾喷管的外涵流量系数Cd,Fan、内涵流量系数Cd,Core、外涵推力系数Cf,Fan、内涵推力系数Cf,Core的计算结果(其中各参数相对变化量均为该点环境压力下的计算值与标准大气压下的计算值的相对百分比偏差)。

图3　环境压力改变对尾喷管流动特性影响的计算结果

计算结果表明：(1)在其他条件固定，飞行高度改变(即环境压力改变)时，尾喷管的流量系数和推力系数均随着环境压力的降低(即飞行高度的升高)而减小。(2)尾喷管各流动特性系数在亚临界状态随环境压力降低而减小的变化速率较超临界状态下有所增加。飞行高度从Hp=0升高到Hp=10668m时，外涵流量系数的变化量最大值约为-0.2%，内涵流量系数的变化量最大值约为-0.4%，外涵推力系数的变化量最大值约为-0.3%，内涵推力系数的变化量最大值约为-0.5%。

3.2飞行马赫数改变对尾喷管流动特性的影响结果

针对尾喷管内、外涵道气流分别处于典型亚临界状态和超临界状态两种情况下，环境压力、涵道落压比和外/内涵进口总压比固定，飞行马赫数改变的12种工况进行数值计算，获得了飞行马赫数改变对尾喷管流动特性的影响规律。

图4(a)、图4 (b)、图4(c)、图4(d)分别为在其他条件固定、飞行马赫数改变时，尾喷管的外涵流量系数Cd,Fan、内涵流量系数Cd,Core、外涵推力系数Cf,Fan、内涵推力系数Cf,Core的计算结果(其中各参数相对变化量均为该点马赫数下计算值与Ma=0.3状态下计算值的相对百分比偏差)。

计算结果表明：(1)典型超临界状态下，尾喷管内涵、外涵流量系数和推力系数均基本保持不变。(2)典型亚临界条件下，当Ma=0.3～0.74范围内变化时，Cd,Fan随马赫数的增加略有减小(Ecd,Fan<0.05%)，Cd,Core随马赫数的增加而减小(Ecd,Core最大值为-1.6%)，Cf,Fan随马赫数的增加而减小(ECf,Fan最大值为-1.4%)，Cf,Core随马赫数的增加而增大(ECf,Core的最大值约为0.6%)。分析认为，飞行马赫数改变引起尾喷管后流场结构发生了一定变化，在超临界时，尾喷管后流场的变化不会引起尾喷管内、外涵道内部流场的变化，因而内、外涵流量系数和推力系数基本不变；亚临界时，尾喷管后流场的变化引起尾喷管内、外涵道内部流场的变化，因而内、外涵流量系数随着飞行马赫数改变而变化。

3.3外/内涵进口总压比改变对尾喷管流动特性的影响结果

对于尾喷管外/内涵进口总压比Pt,Fan,in/Pt,Core,in对尾喷管流动特性的影响，分别从环境压力、飞行马赫数等参数固定，内/外涵进口总压比随内涵落压比改变(关注Pt,Fan,in/Pt,Core,in改变对尾喷管外涵道流动特性的影响情况)和内/外涵进口总压比随外涵落压比改变(关注Pt,Fan,in/Pt,Core,in改变对尾喷管内涵道流动特性的影响情况)两个角度进行研究。

3.3.1外/内涵进口总压比随内涵落压比改变对尾喷管外涵道流动特性的影响结果

针对尾喷管内、外涵道气流分别处于典型亚临界状态和超临界状态两种情况下，环境压力、飞行马赫数和外涵落压比固定,外/内涵进口总压比Pt,Fan,in/Pt,Core,in随内涵落压比CNPR改变的14种工况进行数值计算，主要研究外/内涵总压比改变对尾喷管外涵道流动特性的影响，获得了外/内涵进口总压比随内涵落压比改变对尾喷管流动特性的影响规律。

图4　飞行马赫数改变对尾喷管流动特性影响的计算结果

图5(a)、图5(b)分别为在其他条件固定、外/内涵进口总压比随内涵落压比改变时，尾喷管的外涵流量系数Cd,Fan和外涵推力系数Cf,Fan的计算结果(其中各参数相对变化量均为该点Pt,Fan,in/Pt,Core,in下计算值与Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0状态下计算值的相对百分比偏差)。计算结果表明，典型亚临界和超临界状态下，外/内涵进口总压比改变时，尾喷管外涵道流量系数Cd,Fan、推力系数Cf,Fan均保持不变。这说明其他条件固定时，外/内涵进口总压比改变对尾喷管外涵道流动特性几乎没有影响。

图5　外/内涵进口总压比随内涵落压比改变对尾喷管流动特性影响的计算结果

3.3.2外/内涵进口总压比随外涵落压比改变对尾喷管内涵道流动特性的影响结果

针对尾喷管内、外涵道气流分别处于典型亚临界状态和超临界状态两种情况下，环境压力、飞行马赫数和内涵落压比固定,外/内涵进口总压比随外涵落压比FNPR改变的14种工况进行数值计算，主要研究外/内涵总压比改变对尾喷管内涵道流动特性的影响，获得了外/内涵进口总压比随外涵落压比改变对尾喷管流动特性的影响规律。

图6(a)、图6(b)分别为在其他条件固定、外/内涵进口总压比随外涵落压比改变时，尾喷管的内涵流量系数Cd,Core和内涵推力系数Cf,Core的计算结果(其中各参数相对变化量均为该点Pt,Fan,in/Pt,Cors,in下计算值与Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0状态下计算值的相对百分比偏差)。计算结果表明：(1)典型超临界状态下，外/内涵进口总压比改变时，Cd,Core基本保持不变，Cf,Core随外/内涵进口总压比的增加略有减小。(2)典型亚临界条件下，Cd,Core随Pt,Fan,in/Pt,Core,in的增加而减小，Cf,Core随Pt,Fan,in/Pt,Core,in的增加而增加，Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.0～1.22范围内，Cd,Core和Cf,Core的相对变化量的最大值分别为-0.3%和0.15%。这说明其他条件固定时，外/内涵进口总压比对尾喷管内涵道流动特性有一定影响，但影响较小。

图6　外/内涵进口总压比随外涵落压比改变对尾喷管流动特性影响的计算结果

3.4落压比改变对尾喷管流动特性的影响结果

针对环境压力、飞行马赫数和外、内涵落压比固定,外涵落压比FNPR和内涵落压比CNPR改变的17种工况进行数值计算，分别研究外涵落压比改变对尾喷管外涵道流动特性的影响和内涵落压比改变对尾喷管内涵道流动特性的影响，获得了落压比改变对尾喷管流动特性的影响规律。

图7　落压比改变对尾喷管流动特性影响的计算结果

图7(a)、图7(b)、图7(c)、图7(d)分别为在其他条件固定、落压比改变时，尾喷管的外涵流量系数Cd,Fan、内涵流量系数Cd,Core、外涵推力系数Cf,Fan、内涵推力系数Cf,Core的计算结果。计算结果表明：

(1)当FNPR<临界压比时，Cd,Fan随外涵落压比的增加而快速减小；FNPR≥临界压比时，Cd,Fan保持为常数。(2)当CNPR<临界压比时，Cd,Core随内涵落压比的增加先增大后减小；CNPR≥临界压比时，Cd,Core保持为常数。(3)当FNPR<1.7时，Cf,Fan随外涵落压比的增加先基本不变后减小；FNPR≥1.8时，Cf,Fan随外涵落压比的增加而增大。(4)当CNPR<1.8时，Cf,Core随内涵落压比的增大而减小；CNPR≥1.8时，Cf,Core随内涵落压比的增加而增大。可以看出，落压比改变对尾喷管流动特性的影响最大，落压比改变时，尾喷管流量系数和推力系数的变化量最大可达4%～7%。

4结论

(1)对环境压力、飞行马赫数、外/内涵进口总压比、落压比(内涵落压比和外涵落压比)等气动参数对分排涡扇发动机尾喷管流动特性的影响情况进行了系统研究，其中，落压比的影响最大，飞行马赫数的影响次之，环境压力的影响较小，外/内涵总压比对内涵道流动特性的影响较小、对外涵道流动特性的影响可以忽略。

(2)飞行高度从Hp=0升高到Hp=10668m时，外涵流量系数、内涵流量系数、外涵推力系数、内涵推力系数均随着高度的增加而减小，变化量分别为-0.2%、-0.4%、-0.3%和-0.5%。

(3)在超临界状态下，飞行马赫数对尾喷管的流动特性几乎没有影响，亚临界条件下，Cd,Fan随马赫数的增加略有减小(ECd,Fan<0.05%)，Cd,Core随马赫数的增加而减小(ECd,Core最大为-1.6%)，Cf,Fan随马赫数的增加而减小(ECf,Fan最大为-1.4%)，Cf,Core随马赫数的增加而增大(ECf,Core最大为0.6%)。

(4)外/内涵进口总压比对尾喷管外涵流动特性几乎没有影响，外/内涵进口总压比对尾喷管内涵道流动特性有一定影响，但影响较小(ECd,Core<0.3%、ECf,Core<0.15%)。

(5)落压比改变对尾喷管流动特性的影响最大，落压比改变时，尾喷管流量系数和推力系数的变化量最大可达4%～7%。

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Research on Influencing Parameters of Jet Nozzle Characteristic of a Certain Type of Turbofan Engine

Li Xinjian,Qi Haifan,Pan Pengfei

(Chinese Flight Test Establishment,Xi′an 710089,Shanxi,China)

Abstract：The numerical calculation method is used in the paper to study the influencing parameters of jet nozzle characteristic of an unmixed flow turbofan engine.The trend laws are obtained which revealed the influence of environmental pressure,flight Mach number,the total pressure ratio of fan and core,the pressure drop ratio and other parameters on nozzle-performance coefficients.The results show that the pressure drop ratio of nozzle is the most important factor in the influencing parameters for nozzle performance,and flight Mach number is the secondary influencing parameter.The environmental pressure and the total pressure ratio of fan and core have the least effects on nozzle performances,and the total pressure ratio of fan and core has little impact on the core-nozzle flow coefficient,which has no influence on the fan-nozzle flow coefficient and can be ignored.

Keywords:unmixed flow turbofan engine;flow characteristic;numerical calculation;influencing parameters

[收稿日期]2016-01-23

[作者简介]李新建(1981—)，男，山东潍坊人，高级工程师，主要研究方向：航空产品试飞技术、科研试飞项目管理。

中图分类号：V235.13

文献标识码：B

doi：10.3969/j.issn.1674-3407.2016.01.010