分开式排气系统气动性能与喷流特性数值研究

陈灿平，李漫露，田晓沛

分开式排气系统气动性能与喷流特性数值研究

陈灿平，李漫露，田晓沛

（中国航发中国航空发动机研究院，北京101304）

为分析大涵道比涡扇发动机分开式排气系统的气动性能、喷流特性以及挂架支板对排气系统性能的影响，采用数值模拟方法对2种结构形式的分开式排气系统流场进行了2维和3维计算研究。结果表明：挂架支板主要影响外涵流动，对外涵流量、总压损失等系数的影响随外涵落压比非线性变化，外涵进入临界状态后挂架支板造成的总压损失趋于不变，挂架支板对内涵流动的影响几乎不随外涵落压比而变化；外涵喷流主要通过内涵出口处剪切层影响内涵的流动，且其影响方式与喷管结构相关；喷管内涵气动性能不仅受外涵喷流特性影响，也与自身工况相关。

分开式排气系统；气动性能；喷流特性；大涵道比；数值模拟；涡扇发动机

0 引言

大涵道比涡扇发动机由于其具有耗油率低、噪声小的优点，被广泛用于大型民用、军用运输机以及其他如加油机、预警机、反潜机等其他大型亚声速飞机上。排气系统作为发动机主要部件之一，对于发动机的性能乃至飞机的性能至关重要。排气系统典型流场非常复杂，同时存在2～3种不同总压、总温的气流，并包含亚声、跨声和超声流动，以及激波与边界层相互作用、复杂剪切层等复杂流动现象。进行排气喷管设计时，应保证发动机循环所需流量的同时使排气喷管压力损失最小且不增大外部阻力等[1]。

国外对大涵道比涡扇发动机排气系统设计技术已有广泛且较成熟的基础与应用研究。但研究多包含在短舱的设计当中，单独研究排气系统设计的公开文献较少。由于分开式排气系统流动的复杂性，早期排气系统的设计主要采用参数化的缩比模型试验建立性能数据库，以此预测全尺寸喷管的性能；结合全尺寸模型进行验证，通过不断优化获得满意的设计。由于传统设计方法设计周期长、代价昂贵，且具有不确定性等缺陷，使得基于CFD技术的设计方法有了长足的发展。对CFD的早期研究主要集中于计算方法[2-5]。研究思路主要通过数值求解2维和3维的Euler/Navier-Stokes方程来进行流场计算与分析。如K.M.Peery等[6]给出包含多股流动喷管的流场计算方法，开发了针对包含涵道内支撑结构在内的大涵道比发动机排气系统气动性能的研究方法，并与试验结果吻合较好；Abdol-Hamid等[7]给出了网格密度对求解结果的影响；R.H.Thomas等[8-9]通过求解雷诺时均N-S方程对比研究了多种带或不带外挂架以及内涵喷管带有不同数量锯齿的分开式排气系统的湍流流场特性，结合数值与试验研究了外挂架与喷流相互作用对喷管噪声的影响。近年来,对排气系统的研究大都针对降低排气噪声方面开展。K.Viswanathan等[10]研究了偏转角和飞行条件对涡扇发动机真实排气系统条件下噪声的影响；M.J.Doty等[11]运用粒子图像测速法(PIV)研究了带有外挂架的分开式排气系统的湍流流场。目前国内对大涵道比涡扇发动机分开式排气系统的研究也取得了一定进展。邵万仁等[12]论述了大涵道比涡扇发动机排气喷管设计要求，分析了高性能低噪声排气喷管的主要关键技术及其技术途径；环夏等[1]利用不同湍流模型对某分开式排气系统进行数值验证，发现k┃ω SST模型的计算结果与试验结果吻合更好，并研究了排气系统设计参数的影响；康冠群等[13]对比了分开式与混合式排气喷管气动特性，数值验证结果表明k┃ω SST模型明显优于标准k┃ε模型、重整化群k┃ε模型和可实现性k┃ε模型；张建东等[14]开展了涡扇发动机排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的数值研究；熊剑等[15]基于并行多目标遗传算法对大涵道比分开式排气系统进行了气动优化设计。

本文基于2套几何结构不同的分开式排气喷管，采用数值方法对排气喷管流场进行模拟，分析了外涵道内挂架对内、外涵流动的影响以及外涵喷流特性对内涵流动的影响规律。

1 数值方法与计算说明

1.1 研究对象和数值方法

研究对象为2种构型的涡扇发动机分开式喷管模型，记为模型A、B，2、3维模型分别如图1、2所示。2个模型内外涵道都采用涵道面积逐渐减少的设计。在数值计算中，对挂架支撑进行了处理，并且外涵流道向上游延伸一定距离，3维计算下模型A如图3所示，模型B做类似处理。

图1 排气系统2维模型

图2 排气系统3维模型

图3 数值计算采用的模型A的3维模型

根据模型的对称性，3维模型只取一半计算区域。为保证不同工况下外场区域满足计算条件，经文献调研与数值研究，喷管出口外场径向延伸距离设置为外涵最大半径的15倍，下游轴向延伸距离设置为外涵最大半径的50倍。采用结构型网格进行计算，壁面边界层首层网格高度为m。因排气系统构型及内外涵流动的复杂性，对挂架支板、内外涵出口处、内外涵喷流相互作用区域进行网格局部加密。经网格无关性验证，2维模型网格数约为8万，3维模型网格数约为200万，2维和3维模型网格局部如图4所示。

图4 2维和3维模型网格局部

计算采用Fluent软件，2维模型选取2维轴对称计算模式。选取密度基求解器，工质为理想气体，选取k┃ω SST湍流模型。通量计算采用Roe-FDS格式，对流项差分格式为2阶迎风格式，湍流模型求解采用1阶迎风格式。内、外涵进口给定总温、总压条件，远场给定压力出口边界边界条件，对称面上设置对称边界条件，其余壁面为绝热无滑移壁面边界条件。所有工况进口总温为373.15 K，环境静压为102 kPa、环境温度为288.15 K，进口总压依据相应工况落压比计算得到。

1.2 性能参数说明

描述喷管性能的常用参数主要有流量系数CD、推力系数CF、总压恢复系数δ和速度系数φe。其中流量系数用来衡量喷管的流通能力，定义为喷管实际质量流量与1维等熵流量之比，等熵流量m˙i表达式为

式中：k 为常数；PT,in，TT,in为喷管进口总压、总温；A0为喷管出口面积；q（λ0）为喷管出口流量函数。对于带内、外涵道的排气系统，其流量系数为喷管总流量与内外涵道1维等熵流量和的比值(以下标1、2分别代表内、外涵)

推力系数为喷管实际推力与气体完全膨胀时等熵推力之比

式中：Fi为喷管完全膨胀时的等熵推力；Cout,i为等熵条件下喷管出口速度；π为涵道进口总压与环境静压的比值，即落压比。

喷管实际推力为

式中：m˙1、m˙2分别为内、外涵的实际流量；Cx,1,out、Cx,2,out为内、外涵出口截面的轴向速度；p1,out、p2,out为内、外涵出口截面的静压；A1,out、A2,out为出口截面面积；p0为环境静压。

实际推力主要由3部分组成，即内、外涵出口截面在轴向方向上动量、出口静压与环境压力差形成的力以及出口外壁面静压与环境压差产生的推力Fwall，排气系统推力计算说明如图5所示。

图5 推力计算说明

总压恢复系数用于衡量喷管通道总压损失，定义为通道出口总压PT,out与进口总压PT,in之比

速度系数为出口截面速度Vout与等熵膨胀出口速度Cout,i之比

2 计算结果与分析

固定内涵落压比为某一定值时，改变外涵落压比，对模型A、B进行了不同工况的计算。其中，内涵落压比 πin=1.1、1.5、1.9、2.1，外涵落压比 πfan=1.1、1.3、1.5、1.7、1.9、2.1。

2.1 支板对外涵流动的影响

由于外涵流动几乎不受内涵流动影响，且模型A、B外涵流道相似，因而以A内涵落压比πin=1.1工况为例，通过2维及3维计算分析不同外涵落压比条件下挂架支板对外涵流动的影响。模型A外涵流量、总压恢复系数及速度系数随外涵落压比的变化曲线如图6～8所示。

从图6中可见，随落压比增大，外涵流量与落压比之间逐渐成线性关系；对比2维和3维结果，发现挂架支板对外涵流量的影响也随外涵落压比非线性增大，并逐渐趋于恒定。

图6 模型A外涵流量随落压比变化曲线

图7 模型A外涵总压恢复系数随落压比变化曲线

图8 模型A外涵速度系数随落压比变化曲线

从图7中可见，2个模型的外涵总压损失均随外涵落压比增大而增加，且逐渐趋于定值；对比2维与3维结果，发现挂架支板造成了额外的总压损失。相比于2维结果，支板造成了额外的总压损失并随外涵落压比增大而快速增加，当外涵落压比πfan≥1.9后趋于定值。

对于外涵速度系数随外涵落压比变化曲线，在2维和3维条件下，速度系数约随落压比线性变化，支板对外涵出口速度的影响基本恒定。但当πfan=2.1时，出口速度均出现突降。为分析其原因，在πfan=1.9、2.1时，采用2维模型计算得到的马赫数等值线，如图9所示。由于外涵流道是面积收缩设计，气体在通道内持续加速，根据1维流动理论可知出口临界状态对应的落压比为1.894。考虑总压损失，当πfan=1.9时，涵道出口为超声速流动，通道流动进入临界状态。进一步提高进口总压使得πfan=2.1时，由于出口等熵速度采用式（5）计算得到，进一步增大落压比将增加出口等熵速度，而通道流动进入临界状态后出口速度保持不变，因而速度系数突然减小。如图9(b)所示，πfan=2.1时，气流未能在通道内完全膨胀，出口外流动将继续膨胀加速形成复杂的膨胀波系。上述质量流量和总压恢复系数变化趋势表明：进入临界状态后支板对外涵流量影响趋于不变，支板造成的额外总压损失也趋于定值。

图9 模型A马赫数分布

2.2 外涵喷流特性对内涵流动的影响

2.2.1 内涵流量

为探究外涵流场对内涵道流动的影响，对模型A、B分别开展了不同内、外涵落压比组合条件下的2维及3维数值计算。在不同内涵落压比条件下，模型A内涵流量随外涵落压比的变化曲线如图10所示。

图10 在不同πin下，模型A内涵流量随πfan变化曲线

从图中可见，对于模型A，当πin=1.1、1.5时内涵流量受到外涵喷流影响明显，且有不同的变化趋势。当πin增大至1.9和2.1时，内涵流动已进入临界状态，此时内涵流量由进口总温、总压决定，外涵喷流对内涵流量的影响可忽略不计。根据2维和3维模型计算结果，在计算误差范围内，可认为挂架支板对内涵流量的影响不随外涵落压比变化。

为分析πin=1.1、1.5时内涵流量随外涵落压比变化的原因，给出内涵出口位置外涵喷流尾迹与内涵出口静压分布曲线，如图11所示。从图中可见，当πin=1.1时，内涵出口静压大于外涵尾迹静压，并且静压差随外涵落压比的增大而增加。当πin=1.5时，内涵出口静压与外涵喷流静压相近或小于外涵喷流静压，且内涵出口静压均值随外涵落压比增大而略有降低。由于内、外涵流道都是面积收缩设计，气流在通道内持续加速，未到达临界状态前，内涵出口静压的大小决定了通道流量的变化趋势。出口静压增加，等效落压比减小，流量减少。内涵落压比πin=1.1、1.5时内涵出口静压分布曲线随外涵落压比变化表明：内涵通道的流动状态不仅受到外涵喷流影响，也与自身流动状态密切相关。

图11 在πin=1.1、1.5时，内涵出口静压分布曲线

图12 在不同πin下，模型B内涵流量随πfan变化曲线

在不同内涵落压比条件下，模型B内涵流量随外涵落压比变化曲线，如图12所示。从图中可见，对于模型B，内涵流量受外涵喷流影响更加显著，整体上内涵流量随外涵落压比增大而减小。与模型A相似，随内涵落压比的增大，外涵喷流对内涵流量的影响逐渐减弱。当πin=2.1时，在外涵落压比变化范围内，内涵流量的变化小于0.1 kg/s。2维与3维结果的差异再次说明当πin一定时，支板对内涵流量的影响基本恒定，不随外涵落压比变化。

图13 在不同内、外涵落压比时模型B马赫数计算值

为进一步分析模型B外涵喷流特性对内涵流量的影响，给出内外涵分别为最大和最小落压比条件下2维模型计算得到的马赫数，如图13所示。从图中可见，当πin=1.1时，外涵落压比从1.1增大到2.1过程中内、外涵喷流形成的剪切层形态发生了显著变化。当πfan=1.1时，内外涵喷流速度相当，剪切层呈水平；当πfan=2.1时，外涵喷流速度远远大于内涵喷流速度，剪切层向内涵扩张造成内涵流动背压升高、有效流动面积减小，因而内涵流量显著减小。当πin=2.1时，内涵流动已进入临界状态，外涵落压比从1.1增大到2.1过程中内外涵喷流相互作用只对内涵出口处速度分布有一定影响，对内涵等效流动面积几乎没有影响，因而内涵流量几乎不随外涵落压比而变化。

2.2.2 推力系数

为分析2维和3维模型排气装置总体推力系数之间的变化规律，给出在不同内涵落压比条件下2种模型的推力系数随外涵落压比的变化曲线，如图14、15所示。

图14 模型A推力系数随πfan变化曲线

图15 模型B推力系数随πfan变化曲线

从图14、15中可见，不同几何的排气装置推力系数随内、外涵落压比的变化规律不同。对于模型A，在不同πin下，2维模型计算的推力系数变化规律相同，即推力系数随外涵落压比增大而增大；对于3维模型，推力系数有随外涵落压比增大而先减小后增大的趋势。对于模型B，在不同内涵落压比下，3维模型计算的推力系数变化规律与2维模型的一致，其中当πin=1.1时，推力系数随外涵落压比增大而增大；当πin=1.5、1.9、2.1时，推力系数随外涵落压比先减小后增大后趋于不变，而这也反映了内涵流动受外涵喷流影响逐渐减弱。由于推力系数是1个综合考虑内、外涵流动的性能参数，并且内外涵实际推力与出口轴向动量相关。当πin=1.1时，模型B内涵流量受外涵喷流影响明显大于模型A的，所以推力系数整体偏小，且推力系数逐渐增大主要是由外涵引起的。但是对于其他工况，模型B内涵受外涵喷流影响较小，且内涵出口几乎只有轴向速度，推力系数整体上大于模型A的。

4 结论

本文以2种不同结构的大涵道比分开式排气喷管模型为研究对象，采用数值方法对2维与3维模型在不同内、外涵落压比工况下挂架支板对内、外涵道流场的影响，外涵喷流特性对内涵流动的影响以及排气系统气动性能进行了研究，结论如下：

（1）支板对外涵流动的影响随外涵落压比非线性变化；当外涵进入临界状态后，外涵流量随外涵落压比线性变化，挂架支板造成的总压损失趋于定值。支板对内涵流动的影响几乎不随外涵落压比变化。

（2）挂架支板对内涵流动的影响几乎恒定，内、外涵喷流剪切层对内涵流动的影响不仅与模型有关，且与内涵自身流动状态有关。当内涵落压比πin≥1.9，即内涵流动进入临界状态后，外涵喷流对内涵流动的影响几乎不变。

（3）在外涵流动相似条件下，排气系统推力系数的变化规律与内、外涵喷流剪切层以及内涵流道密切相关。当内涵落压比小于外涵落压比时，模型B有更大的推力系数。

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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

陈灿平（1988），男，硕士，工程师，主要从事叶轮机械内流气体动力学方面工作；E-mail:ccplxx@126.com。

陈灿平，李漫露，田晓沛.分开式排气系统气动性能与喷流特性数值研究[J].航空发动机，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.

（编辑：栗枢）