民用大涵道比发动机短舱阻力数值研究

黑少华，江声兰

(中航通飞研究院有限公司 a.第五研究室，b.第二研究室，广东 珠海 519040)

民用大涵道比发动机短舱阻力数值研究

黑少华a，江声兰b

(中航通飞研究院有限公司 a.第五研究室，b.第二研究室，广东 珠海 519040)

大涵道比航空发动机短舱是飞机的关键阻力部件之一，对其阻力的产生原因及阻力特性变化规律开展研究是必要的。以典型的航空发动机孤立短舱模型为研究对象，并引入了一个定流量的发动机进气道入流边界和定总温总压的发动机喷流边界。通过Fluent计算仿真探究了短舱阻力的产生原因，以及来流马赫数和进气道流量系数对短舱阻力的影响机理，得出了短舱的附加阻力、压差阻力、摩擦阻力和总阻力的变化规律。计算结果表明，短舱阻力的产生归因于捕获流管变细导致的附加阻力增加和溢流造成的短舱外表面压力变化和速度变化；随来流马赫数的增大，短舱总阻力增大；随进气道流量系数的增大，短舱总阻力减小。

短舱阻力；附加阻力；压差阻力；来流马赫数；进气道流量系数

随着现代大型客机发动机性能要求的逐年提高，发动机涵道比越来越大，进而导致短舱直径增大，随之产生的阻力增加问题更加突出，造成发动机推力的额外增加，影响了发动机效率的提高，进而造成飞机经济性的下滑[1-4]。因此，在民机发动机研发过程中开展针对短舱阻力的相关研究是必要的。

国内外对短舱阻力进行了一系列的研究。江永泉等人强调了在设计翼吊短舱时需要考虑到空气动力学的影响[5]。张兆，陶洋等人对发动机短舱溢流阻力进行了数值模拟，分析了溢流阻力产生的原因[6]。王修方以机翼-挂架-短舱之间相互干扰阻力最小为出发点对翼下吊挂短舱的布局进行了讨论研究[7]。沈克扬提出了对涡扇发动机短舱的气动设计方法[8]。刘凯礼对大涵道比涡扇发动机TPS短舱低速气动特性分析，评估了民机低速带动力试验时进排气效应对短舱气动性能的影响[9];Kamran采用有限体积方法对经过孤立短舱和平板翼模型的三维流场进行了数值模拟，定性分析了短舱表面的流动机理[10];Hwang等人对巡航状态下大攻角飞行时短舱表面的流动进行了数值研究，提出了延迟短舱表面流动分离的方法附面层控制方法[11];考虑到生成结构化网格以及在非结构化网格上采用CFD计算所需要耗费的大量时间，Wilhelm等人利用反设计方法[12]，在任意网格上采用有限体积法离散雷诺平均方程，将几何形状作为条件进行反复迭代计算，以满足短舱表面的压力分布；Tomita等人在混排涡扇发动机短舱设计过程中，采用CFD方法模拟了轴对称短舱模型的流场[13]，如激波、边界层、高速区和尾流区等；Joo采用CFD方法对短舱外部阻力进行预测，指出短舱阻力计算的两种方法[14]：控制体积法和直接积分法；Toubin等人在对短舱设计进行优化过程中，采用数值模拟方法计算了短舱所受阻力，并且通过控制参数的变化，以求优化后的短舱在巡航状态下能减小阻力和减弱气流分离[15]。本文针对典型的孤立短舱模型进行了数值模拟，探究了短舱阻力的产生原因及阻力特性规律，旨在为短舱阻力的研究提供数据支持以及实验提供参考。

1 计算理论

短舱总阻力Dtotal包括进气道附加阻力Dadd、外罩压差阻力Dp和摩擦阻力Df。压差阻力Dp又可分为唇口吸力Dlip和尾部阻力Db。某典型短舱的阻力示意图如图1所示。

图1 短舱阻力示意图

1.1 附加阻力

流量系数φi为进入进气道的实际空气质量流量与以自由流参数流过捕获面积的空气质量流量之比，表达式为

(1)

其中A0为通过进气道进口的流量所对应的自由流流管面积，c0为飞行速度，ρ0为大气密度，A1为进气道的捕获面积，即进气道前缘处的横截面面积。对于亚声速进气道而言，当进气道流量系数小于最大流量系数，即φi<1时，短舱阻力D便包括进气道附加阻力Dadd和外罩阻力Dcowl。

Dadd计算公式为

(2)

但是若按该式计算附加阻力相当困难，主要是由于难以确定来流流管形状及其上的压力分布。可采用三维计算公式

(3)

其中p0，A0分别表示0截面的静压和截面积；p1，Ma1分别表示1截面的静压和马赫数。

1.2 短舱压差阻力和摩擦阻力

短舱外罩阻力Dcowl包括外罩压差阻力Dp和外罩摩擦阻力Df。Dcowl可由公式(4)求出，

(4)

其中，第一项为短舱的压差阻力，为当地压力与外界大气压的差值沿短舱外罩的积分，第二项为摩擦阻力，表示外流与短舱外罩的粘性阻力在发动机轴线上的投影。

1.3 唇口吸力

唇口吸力Dlip是由分布在发动机整流罩唇口(从位置1到位置M)的静压引起的，可以由下面的积分式给出

(5)

其中，面积单元dA依旧是x法向面积的变化。沿着进气道整流罩的压力积分(从标号1到标号M)代表推力，由于作用在整流罩前向区域的壁面静压低于环境压力，即p-p0<0，并且dA是正的，因此上式的压力积分为负。一个沿x方向的负力代表推进项，这个力可以认为是作用在整流罩唇口上的吸力在x方向上的投影，所以前体阻力也称为唇口吸力。

1.4 尾部阻力

尾部阻力为短舱最大截面到短舱出口的压力积分，即

(6)

式(6)中，9，M分别为短舱出口截面及最大截面。沿着整流罩的压力积分(从标号M到标号9)代表阻力，由于作用在整流罩后体区域的壁面静压低于环境压力，即p-p0<0，并且dA是负的，因此式(6)的压力积分为正，代表阻力项，称为尾部阻力。同时可见，当短舱末端静压升高时，|p-p0|减小，有利于尾部阻力减小。

2 计算模型

2.1 计算方法

飞机巡航时，航空发动机短舱内外流场复杂，激波、漩涡、分离等流动状况均可能出现。而计算流体力学能够快速计算短舱内外三维流场，模拟这些复杂流动，并具有一定的精度和可靠性，因此，本文采用计算流体力学的工具软件—Fluent对航空发动机内外流场进行数值模拟。

对于本文中短舱内外流的数值计算，首先要在给定边界条件下(如图2所示)，对质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程等三大控制方程进行离散求解，把原来在空间和时间上连续的场，如速度场、压力场等，用有限个离散点上的物理量值的集合来替代，并且通过一定的方式建立关于这些离散点上物理量之间的关系的方程组，即进行方程组的离散，然后求解离散后的方程组，进而获得场变量的近似值。对短舱壁面划分计算网格，如图3所示。考虑到短舱内外流是一种复杂的流动，湍流模型采用目前接受检验最多，且最成熟的湍流模型，即标准k-ε模型。

通过对短舱表面的压力和切应力沿轴线进行积分，便可求得短舱附加阻力、压差阻力、唇口吸力、尾部阻力和摩擦阻力等。

图2 计算区域及边界条件示意图

图3 短舱壁面网格划分

2.2 网格无关性验证

采用结构化网格对计算模型进行网格划分，发动机唇口部分采用O型网格，给定远场静压22 700 Pa，来流马赫数0.8，进气道流量系数0.725。分别对计算区域划分网格单元数为87万、116万和147万，通过计算，得到短舱表面的压力分布对比如图4所示。从图4中可以看出，随着网格数的增大，壁面静压越来越接近，当网格数量为116万和147万时，壁面静压大小相差不超过2%。所以网格数量选择116万已达到网格无相关性要求。

图4 网格无关性验证

3 计算结果

图5给出了短舱表面压力分布，图6给出了巡航马赫数为0.8时对称面压力分布和马赫数分布。通过外罩唇口附近的气流由于绕唇口加速而成为超音速流，使得压力分布整体呈“屋脊状”分布。亚音速气流流经短舱唇口表面时，一部分沿着唇口外侧向短舱外壁面流去，一部分沿着唇口内侧向流入进气道。流向唇口外侧的气流随着流管变细，马赫数增加，静压下降。由于气流绕唇口迅速膨胀，在唇口上方形成小范围的超声速区，使

局部马赫数达到峰值。由于超声速区比较小，区内马赫数只是稍大于1，气流从低超声速到高亚声速基本上是光滑过渡的，没有产生激波，或者说即使产生激波，强度也很弱。之后，随着流管的变细，会出现一个大的等熵压缩区，使得局部超声速气流马赫数减小，静压增加。气流由超声速变为亚声速后，随着流管逐渐变粗，马赫数减小，静压增加。同时，流向进气道的气流在进气道内减速增压，静压增加，马赫数减小，但在进气道末端静压会出现小幅度的下降，主要是由于考虑到为压气机提供更加均匀的流场而将进气道末端设计为收缩段，气流在收缩段内加速，从而导致静压下降。气流在短舱唇口处速度迅速下降，局部速度滞止为零，因而会在唇口处压力剧增。所以，在短舱的外表面会形成如图6所示的静压分布和马赫数分布，以及图7所示的短舱边线压力分布和等熵马赫数分布变化规律。

图5 短舱表面压力分布

图6 对称面压力分布(左)和马赫数分布(右)

3.1 自由来流马赫数对短舱阻力特性的影响

由于飞机巡航马赫数一般在0.7～0.9范围内，因此选择在自由来流马赫数Ma分别为0.7、0.75、0.8、0.85、0.9时对孤立短舱模型进行了数值模拟。为分离出进气道流量对短舱阻力的影响，须在不同马赫数下计算时均保持短舱进气道流量系数不变，计算得到压力分布云图和马赫数分布云图如图8所示。

随着Ma的增大，超声速区域范围不可避免地要变大，短舱外壁附近的压缩波强度也越来越强。在Ma为0.7～0.8范围内，虽然在唇口附近出现了小范围的超声速区，但是尚且观察不到激波的出现，而当达到0.85～0.9时出现了明显的激波，而且激波随Ma的增大，不仅强度变大而且位置向后方移动。波后短舱壁面附近压力升高明显，会产生很大的激波阻力，从而对短舱的阻力特性产生较大影响。然而激波强度的增大并没有诱发附面层分离现象的出现，由图9中的流线图可以看出。

图7 短舱表面压力分布(左)和等熵马赫数分布(右)

图8 对称面压力分布

图9 Ma=0.9时流线分布

短舱附加阻力Dadd、压差阻力Dp、摩擦阻力Df、总阻力Dtotal、溢流阻力Dspill尾部阻力Db以及唇口吸力Dlip随Ma的变化如图10所示。在来流静压一定时，附加阻力主要受交界面0-1和来流马赫数的影响，该交界面即为0-0截面与1-1截面之间的内外流交界面。同时，由于进气道流量系数保持不变，使得0-1截面形状未发生改变，而随来流马赫数的增大，气流总压增大，0-1表面受到的“冲击”增大，静压增大，气流受到的阻滞作用增强，必然会导致附加阻力增大，也可观察以下公式：

(7)

不难发现，随着0-1表面静压增大，附加阻力增大。

由于气流具有粘性，随着来流马赫数的增加，沿短舱表面的外法线方向的速度梯度dV/dy增大，气流粘性力增大，从而引起短舱所受摩擦阻力的增大。短舱尾部阻力是由于气流在短舱后体表面上膨胀加速而形成负压引起的，且来流马赫数越大，负压越大，因此尾部阻力随来流马赫数的增大而增大，但是在较高马赫下由于激波逐渐增强使波后静压增大，导致尾部阻力在较高马赫数下比较低马赫数增加的缓慢。唇口吸力是由气流在短舱唇口外侧的负压造成的，在较低马赫数下，随着来流马赫数增大，气流因流管径向收缩约束作用增强，而使得绕唇口加速更加明显，导致负压增大，从而使唇口吸力(代数值)减小；在较高马赫数下，激波的强度逐渐增加，波后压力增大明显，使负压减小，唇口吸力增大。在较低马赫数下，溢流阻力小范围下降，这是由于唇口吸力下降幅度较附加阻力增加幅度大而导致的，但是在较高马赫数下，激波的存在使附加阻力和唇口吸力同时增大，从而导致溢流阻力随马赫数增大。短舱压差阻力为尾部阻力与唇口吸力的代数和。在较低马赫数下压差阻力接近为0，主要是由于短舱尾部阻力大部分被唇口吸力抵消，而当来流马赫数增大时，尾部阻力虽然增大，而唇口吸力(负值)变得更小，导致压差阻力减小。但是，当来流马赫数进一步增大时，由于激波的出现使短舱尾部阻力和唇口吸力同时增大，从而使压差阻力增大。短舱所受的总阻力是由附加阻力、压差阻力和摩擦阻力组成的。由于附加阻力和摩擦阻力均随来流马赫数的增大而增大，而压差阻力在总阻力中所占比例较小，所以总阻力必然增大。

图10 短舱阻力随来流马赫数变化

3.2 进气道流量系数对短舱阻力特性的影响

进气道流量系数A0/A1是短舱的一个非常重要的气动参数，A0/A1过小容易导致附加阻力过大，严重影响短舱阻力特性，在A0/A1分别为0.4、0.5、0.6、0.725、0.8时对孤立短舱模型进行了数值模拟。压力分布云图和马赫数分布云图如图11所示。随着A0/A1的增大，进入进气道的气流流量增大，从短舱唇口处溢出的流量减小，气流在唇口处的加速膨胀程度减小，低压区随着减小。

图11 不同流量系数下对称面压力分布和马赫数分布

短舱附加阻力Dadd、压差阻力Dp、摩擦阻力Df、总阻力Dtotal、溢流阻力Dspill尾部阻力Db以及唇口吸力Dlip随A0/A1的变化如图12所示。

在A0/A1较小时，从原前方进入进气道的流量较小，流管较细，溢流较大。当A0/A1增大时，进入进气道的流量增大，0-1截面形状发生改变，导致从唇口处溢出的气流迎风面减小，流管变粗，受到的阻滞作用减弱，从而引起附加阻力随A0/A1的增大而减小。当A0/A1增大时，从唇口处溢出的流量减小，低压区减小，负压减小，导致唇口吸力数值增大。短舱尾部受流量系数变化的影响较小，所以尾部阻力基本不变，又因唇口吸力的增大，从而导致压差阻力增大。溢流阻力为附加阻力与唇口吸力的代数和，由于附加阻力变化较大，其减小量抵消了唇口吸力的增量，导致附加阻力对溢流阻力的变化起决定作用，所以溢流阻力随A0/A1的增大而减小。短舱所受的总阻力是由附加阻力、压差阻力和摩擦阻力组成的。由于附加阻力随A0/A1增大而减小，而压差阻力和摩擦阻力在总阻力中所占比例较小，所以总阻力必然减小。

图12 短舱阻力随流量系数变化

4 结论

通过对孤立短舱的计算分析，主要得出以下结论：

(1)随着自由来流马赫数的增加，短舱总阻力和附加阻力呈现一直增大的趋势，且来流马赫数越大，阻力增加越快；溢流阻力、压差阻力和唇口吸力随来流马赫数先减小后增大，摩擦阻力基本不变。

(2)随着进气道流量系数的增加，短舱总阻力、附加阻力和溢流阻力呈现一直减小的趋势，流量系数越大，总阻力越小，且流量系数越大，短舱阻力变化越缓慢；压差阻力和唇口吸力随流量系数一直增大，摩擦阻力和尾部阻力基本不变。

(3)短舱阻力的产生归因于捕获流管变细导致的附加阻力增加，以及短舱外表面压力和速度变化导致的压差阻力和摩擦阻力变化，其中受附加阻力的影响最大。

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(责任编辑：吴萍 英文审校：赵欢)

Numericalsimulationonnacelledragofturbofanenginewithalargebypassratio

HEI Shao-huaa,JIANG Sheng-lanb

(a.The Fifth Research Department,b.The Second Research Department,CAIGA Research Institute Co Ltd,Zhuhai 519040,China)

The nacelle of turbofan engine with a large bypass ratio is one of the key units for producing drags,so it′s necessary to study nacelle drag and its characteristics.An inlet boundary with constant mass flow and a jet boundary with fixed total temperature and total pressure were added into a typical model of isolated nacelle as a research object.Based on Fluent simulation,the formation of nacelle drag was discussed and the effects of Mach number of incoming flow and flow coefficient of inlet were studied to obtain the change of additional drag,pressure drag,frictional drag and total drag.The results showed that the production of nacelle drag is attributed to increase of additional drag caused by the diminution of captured stream tubes and the changes in pressure and velocity of the nacelle surface caused by spill.The total drag of the nacelle increased with the increase of Mach number of incoming flow,but decreased with the increasing of flow coefficient of the inlet.

nacelle drag;additional drag;pressure drag;Mach number of incoming flow;flow coefficient of inlet

2017-05-08

黑少华(1990-)，男，河南驻马店人，助理工程师，主要研究方向：飞机动力燃油设计，E-mail:shaohuahei@163.com

2095-1248(2017)04-0048-07

V235.13

： A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.04.006