涡扇发动机外涵流道一体化精细设计

李 翔， 吴正洪， 林 磊， 马 健， 邓雪娇， 刘 超， 伏 宇

(中国航发四川燃气涡轮研究院, 成都 610500)

小涵道比涡扇发动机外涵道损失大、减阻方向不明确[1],会引起以下几个问题：第一,风扇稳定裕度降低；第二,整机性能匹配会偏离设计状态[2-3]；第三,提供给加力的冷气总压低,对稳定器、隔热屏、喷口等冷却不足[4-5]；第四,发动机耗油率增加；第五,不利于隐身措施的落实及外涵道内散热器的布置[6-7]。第六,较低的外涵出口总压,增大了内外涵压差,降低了混合气性能以及加力燃烧效果[8-9]。对于涡扇发动机而言,单独外涵流道前段(中介机匣外机匣和分流环形成)设计可以保证其总压恢复系数高达99%,同样单独外涵流道后段(外涵机匣与核心机外机匣形成)设计可以保证其损失系数高达98%,但是分别设计最优的外涵流道前段和外涵流道后段匹配到一起后,外涵流道总压恢复系数却低至94%的水平。上述问题主要由于中介机匣分流环与核心机外机匣连接处的突扩结构会引起外涵流道后段进口大量的突扩损失,恶化了外涵流道后段进口流场,并且由于外涵流道后段中的管路和压气机角度调节结构等凸出构件的存在,进一步加剧了外涵流道后段的流道损失。因此不能单独地对外涵机匣与核心机外机匣形成的外涵流道后段进行设计分析,必须要求集合中介机匣、外涵机匣以及核心机外机匣形成的外涵流道前后全段进行一体化设计研究。为了解决上述问题,基于外涵流道一体化评估系统,根据中介机匣与外涵连接结构的突扩结构的损失机理,提出了中介机匣分流环尾缘下偏的改进措施,精细设计了2°、4°、6° 3种下偏角,以及直线型、上凸型两种下偏型面,目的在于通过一体化的设计思路,提高外涵流道前、后段之间的匹配性能,进而提高外涵流道的全段的总压恢复系数。

1 数值评估方法

1.1 一体化数值评估体系

结合外涵流道结构和流动连续性,一方面为了保证外涵流道的性能以及中介机匣与外涵机匣匹配性,将中介机匣和外涵机匣集合成为一个气动系统；另一方面为了解决网格划分复杂度以及量级大的难度,采用了适应性模型简化方法和网格自适应性局部加密的方法。综合上述两方面搭建了一体化数值评估系统。一体化数值评估系统包括数值模拟模块和性能评估模块。数值模拟模块集合了模型简化以及建模、网格划分和流场求解,性能评估模块综合了网格无关性验证、准确性验证、马赫数特性分析以及损失分析。

1.2 计算网格

计算的网格采用Ansys ICEM CFX划分的非结构化网格,当网格总数达到1 000万水平,满足网格无关性要求。中介机匣与外涵内壁面网格如图1所示。后续计算都采用达到1 000万水平的网格。

图1 某中介机匣与外涵内壁面网格

1.3 边界条件以及计算设置

边界条件如表1所示。

1.4 数值分析与整机试验结果对比

分析计算外涵道性能,并与整机环境下的试验数据进行对比,图2给出了试验测点位置示意图,表2给出了计算、试验结果对比。由对比结果可知，仿真计算基本符合试验结果,进出口总压恢复系数计算结果比试验结果高出0.5%,分析认为主要由于计算模型相比于真实模型简化了安装边、调节机构以及管路结构,并且仿真模型未考虑卸荷腔排气等原因造成,因此数值方法具有足够的准确性和可靠性。

表1 边界条件

图2 试验测点位置示意图

表2 计算、试验结果对比

2 下偏结构性能评估

外涵道流道尺寸的损失对外涵性能的影响很大,因结构无法避免,特别是中介机匣分流环与外涵连接处的突扩结构,提出分流环尾缘下偏结构,降低了中介机匣与外涵连接结构的突兀程度,目的在于降低中介机匣出口的突扩损失,改善外涵进口的来流条件,进而降低外涵损失,提高外涵出口总压。此外,为了改善分流环上壁面的迎风特性,提出上凸型中介机匣尾缘下偏形式,进一步提升外涵性能。

采用某外涵道模型进行外涵性能评估,计算模型如图3所示,分流环分别为原设计方案(0°)、分流环下偏2°、4°、6°共4个方案进行评估,同时考虑分流环下偏结构形式对外涵性能的影响，设计了分流环直偏4°的结构(无向上凸起的方案),即4°新方案。不同下偏角度计算模型如图4所示。

2.1 设计点计算评估

表3给出了设计点的仿真评估结果,图5给出了不同截面位置示意图。从表3中可以看出,中介机匣分流环外涵内流道下偏,对外涵性能提升具有显著影响,其中下偏4°和6°最为明显,相对于原始结构(0°),在设计点外涵总压恢复系数分别提升了1.0%和1.15%；对下偏4°和6°计算结果进行分析,下偏4°和6°在中介机匣分流环前后的总压恢复系数分别为0.982 2和0.984 1,外涵机匣进出口总压恢复系数分别为0.974 5和0.974 1；由结果分析认为,下偏4°和6°分流环前后损失减小,对外涵机匣内气动损失减小。

图3 计算模型

图4 不同下偏角度计算模型

表3 设计点评估结果

图5 不同截面位置示意图

对下偏4°和4*°方案进行评估,主要分析分流环下偏结构形式对外涵性能影响,由计算结果可知,外涵总压恢复系数在设计点,下偏4°方案较下偏4*°方案提高1%,下偏4°方案优于下偏4*°方案,分析评估由于下偏4*°方案较下偏4°方案分流环处附面层较厚,且出现气流分离趋势,对外涵气动损失较大。

从总压云图6中可以看出,随着分流环尾缘下偏角度从0°增大到6°,分流环后的红色高总压区范围增大,并且红色高总压区存在从外机匣到内机匣扩展的趋势,并且外涵流道内深蓝色的低总压区范围逐渐减小并且消失。总的来说,随着分流环尾缘下偏角度从0°增大到6°,外涵总压增大。

图7给出了不同下偏角度分流环外涵流线图。从图7中可以看出,分流环下偏减小了分流环和外涵道连接处的突扩程度,一方面减少了外涵进口的突扩损失,增大了外涵进口的总压。另一方面,分流环下偏引导主流气流向内机匣方向流动,提高了外涵内机匣进口的总压。总而言之,分流环下偏减小了外涵进口的突扩损失,提高了外涵进口总压,进而改善了外涵内部流动,降低了外涵损失,提高了外涵出口总压。

图7 不同下偏角度分流环外涵流线图

图8给出了不同下偏形式分流环外涵总压分布图。从图8中可以看出,4°分流环相比于4*°分流环,分流环上壁面的低总压范围小。图9给出了不同下偏形式分流环马赫数分布,从图9中可以看出,4°分流环相比于4*°分流环,分流环上壁面的低速区域小。综上所述,4°分流环优于4*°分流环下偏形式。

2.2 典型亚音速巡航工况点评估结果

根据设计点的评估结果,采用中介机匣分流环原设计方案(0°)和下偏4°设计方案,对其在典型亚音速巡航工况下外涵机匣性能进行数值评估,评估结果如表4所示。

图8 不同下偏角度分流环外涵总压分布

图9 不同下偏角度分流环马赫数分布

表4 典型亚音速巡航工况点评估结果

由表4可知，中介机匣分流环原设计方案(0°)和下偏4°设计方案在亚巡状态下对外涵性能影响较小,外涵总压恢复系数计算结果均在0.96以上,下偏4°较原设计方案(0°)略有提升(+0.47%)。

2.3 典型高空高速工况点评估结果

采用中介机匣分流环原设计方案(0°)和下偏4°设计方案,对其典型高空高速设计工况下外涵机匣性能进行数值评估,评估结果如表5所示。

由表5可知，中介机匣分流环原设计方案(0°)和下偏4°设计方案在高空设计工况下对外涵性能影响较小,外涵总压恢复系数计算结果均在0.96以上,下偏4°较原设计方案(0°)略有提升(+0.5%)。

表5 典型高空高速工况点评估结果

3 结论

通过外涵性能分析研究,中介机匣上凸型分流环尾缘下偏优化方案使得外涵总压恢复系数在中间设计点至少提高1%左右,达到95%,并且使得典型亚音速巡航电和典型高空高速点总压恢复系数提升0.5%左右,超过了95.5%。外涵损失的减少,增大了风扇裕度并且提升了发动机加力性能。综上所述,上凸型的分流环尾缘下偏结构,具有良好的迎风特性以及极低的突扩损失,改善了外涵道进口段的流动,进而降低了外涵道总体损失,提高了外涵道出口总压。