某长外涵道形式的尾喷管特性数值计算分析

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(中国飞行试验研究院 发动机所，陕西 西安 710089)

0 引言

航空发动机的飞行推力确定是飞机与发动机性能试飞的重要内容。目前所常用的飞行推力确定方法都需事先已知被试发动机的尾喷管特性[1]。获取尾喷管特性的方法有：缩比模型吹风试验，全尺寸部件试验、CFD数值计算等。随着计算机技术和数值计算方法的快速发展，采用CFD计算手段获得发动机尾喷管在各种飞行条件下的特性已经成为非常重要的方法。美国GE公司的CF34-10A涡扇发动机和CFM公司的LEAP-X1C涡扇发动机以及某型国产发动机等在尾喷管特性研究时均采用了CFD数值计算的方法[2-6]。

我国某型机用小型分开排气的涡扇发动机的尾喷管为长外涵道形式(即内外涵道出口共面)，为了计算该发动机的标准净推力，需已知其尾喷管的特性。文献[7]中给出了涡扇发动机的不同形式的尾喷管的特性曲线，但没有介绍长外涵道形式的尾喷管特性。国内的文献[5-6]计算的均为分开排气的短外涵道形式的尾喷管特性，而由于从长外涵道形式的喷管的结构特点，需计算分析其内外涵出口气流的互相干涉作用，以确定内外涵道特性的影响参数及变化规律，为标准净推力计算提供数据支持。因此，本文以该型发动机的尾喷管为研究对象，计算了该尾喷管在不同飞行马赫数、不同工况下的三维粘性流场，分析了内外涵道的流量特性与推力特性与飞行马赫数、内外涵进口总压比、喷管落压比之间的关系。

1 计算方法

1.1 CFD计算方法

图1 喷管结构示意图

研究的喷管的结构示意图如图1，可以看出外涵道的出口位置与内涵出口几乎共面，明显不同于分开排气的民用大涵道比涡扇发动机。本文利用ICEM软件对计算模型进行结构化网格剖分，计算域为周向1/6区域。计算采用ANSYS CFX软件，计算时，喷管出口为压力远场，改变远场来流速度以模拟不同飞行马赫数，改变内外涵道进口总压，以模拟不同的工况和不同的内外涵进口总压比。湍流模型为k-epsilon模型，对于喷管壁面的流动模拟选择CFX提供的可扩展壁面函数方法(Scalable Wall Functions)。

1.2 尾喷管特性获取方法

以内涵道为例，其流量系数Cd1和推力系数Cfg1的定义如下：

(1)

式中，实际流量Wact1由CFD计算结果直接得到，实际总推力Fgact1：

Fgact1=Wact1Vaxial+(P81-P0)A81

(2)

其中：A81内涵出口面积，P81为内涵出口静压，其值由计算结果得到。

由于该尾喷管的内、外涵道均为收敛式的，因此式(1)中理想流量Wideal1与理想总推力Fgideal1的定义如下：

(3)

(5)

(6)

式中，Pt1、Tt1为内涵道进口总压总温，P0为外界大气压力，γ=1.4，R=287.06(kJ/kg·k)。

根据相似原理分析，固定收敛尾喷管的流量特性和推力特性表征为外流马赫数、尾喷管落压比的函数[8]，而对于双涵道喷管，其影响因素还应包括内涵与外涵进口压力之比，即：

流量系数：

(7)

推力系数：

(8)

因此，获得喷管内涵道的特性参数的计算过程如下：

1)根据内涵道A81、Pt1、Tt1、P0，计算其理想的流量和理想的总推力；

2)根据CFD计算结果，计算实际流量和实际总推力；

外涵道的计算方法与内涵道相同。

2 结果分析

本文计算了不同Ma，不同落压比、不同内外涵进口压力比工况下的内外涵特性参数。下面对结果加以说明。

2.1 内外涵压力比对内、外涵喷管特性的影响

当内外涵工况不同时，各自出口流场压力值不同，在喷管出口附近，内外涵气流会互相干涉，进而影响内、外涵的特性。图2为Ma=0、0.5，rpt=0.8、1.0、1.2时，外涵的流量系数和推力系数随其落压比的变化关系。

由图2(a)、(c)可以看出，地面静止条件下，外涵的流量系数与推力系数均随其落压比的增大而增大，达到阻塞状态后，流量系数不再变化，推力系数略有增加。同时，不同的内外涵压力比下，外涵道的流量系数与推力系数不变，及内涵工况变化不影响外涵的特性参数。由图2(b)、(d)，当有外流马赫数时，亚临界时的外涵道流量系数与推力系数随着落压比的减小而增大；当外涵道处于临界与超临界状态时，其流量系数与推力系数也不因内涵工况的变化而不同，当外涵道处于亚临界状态时，其流量系数与推力系数随内涵工况变化的变化量非常小，可以认为，外涵道的特性参数不随内涵工况的变化而变化。

图2 不同的飞行马赫数与内涵工况，外涵特性参数与外涵压力比的关系图

由图3(a)、(c)可以看出，地面静止条件下，内涵道流量系数与推力系数随内涵压力比的变化趋势与外涵道相同，但外涵工况对内涵的特性参数有影响。即当内涵喷管处于亚临界状态时，rpt越大，则内涵的流量系数与推力系数越大。当内涵处于临界与超临界状态时，内涵的特性参数不随rpt的变化而变化。由图3(b)、(d)，Ma=0.3时，内涵处于亚临界状态时，rpt越大，内涵的流量系数与推力系数越大，当内涵处于临界与超临界状态时，内涵的流量系数与推力系数不随rpt的变化而变化。

图3 不同的飞行马赫数与外涵工况，内涵特性参数与内涵压力比的关系

2.2 不同飞行马赫数对内、外涵喷管特性的影响

飞行马赫数不同，对喷管的特性会产生一定影响。这是因为来流速度会与外涵出口气流速度互相干涉， 同时，由于机体的存在，在机体到外涵出口附近会形成低压区，进而影响了外涵的落压比。有关马赫数对内外涵道特性参数的影响见图4和图5。图4分别是内涵处于亚临界和超临界状态、不同马赫数时外涵的流量系数与推力系数随外涵落压比的变化关系。可以看出，无论内涵阻塞与否，超临界工况下的外涵道的特性参数不随马赫数变化而变化，而亚临界工况下的外涵道的流量系数与推力系数则会随马赫数的增大而增大。

图5是外涵处于亚临界和超临界状态、不同马赫数时内涵的流量系数与推力系数随内涵落压比的变化关系。可以看出，亚临界工况下的内涵道的流量系数与推力系数则会随马赫数的增大而增大，超临界工况下的内涵道的流量系数与推力系数不随马赫数的变化而变化，其与外涵的变化趋势是一致的。

图4 飞行马赫数对外涵特性参数的影响

图5 飞行马赫数对内涵特性参数的影响

3 结论

1)本文介绍了获取尾喷管特性的CFD数值模拟方法，计算了某涡扇发动机的尾喷管特性。分析了长外涵道形式的尾喷管的内外涵的耦合影响规律。

2)研究结果表明，该形式的尾喷管的特性与外流马赫数、喷管落压比、内外涵压力比有关。地面静止条件下，内外涵的流量系数与推力系数均随各自落压比的增大而增大，达到阻塞状态后，流量系数不再变化，推力系数略有增加。

3)在静止与飞行条件下，内涵工况对外涵的流量系数与推力系数没有影响，外涵工况对亚临界状态的内涵的流量系数与推力系数有影响。

4)飞行马赫数越大，亚临界状态的内涵道与外涵道的流量系数与推力系数越大。临界与超临界状态的内涵道与外涵道的流量系数和推力系数不受马赫数影响。

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