發(fā)動機短艙內(nèi)型面參數(shù)設(shè)計對進氣效率的影響研究

肖 毅，馬經(jīng)忠，胡志東，陳雅麗

(中航工業(yè)洪都，江西南昌330024)

0 引言

發(fā)動機短艙是包容發(fā)動機的重要結(jié)構(gòu)部件，包含動力裝置的進氣系統(tǒng)即進氣道，與動力裝置的排氣系統(tǒng)即噴管系統(tǒng)和反推力裝置，以及連接進氣系統(tǒng)和發(fā)動機排氣系統(tǒng)的短艙艙門，是亞音速運輸機的重要部件之一[1]。近年來國內(nèi)外的研究人員主要針對短艙的吊裝形式和安裝位置進行了優(yōu)化設(shè)計，利用自主開發(fā)的優(yōu)化程序并結(jié)合CFD(Computational Fluid Dynamics)手段，總結(jié)形成了多種短艙優(yōu)化設(shè)計的方法，著重分析了短艙阻力大小和表面激波的分布規(guī)律[2,3]。由于短艙進氣效率普遍較高，有關(guān)短艙進氣道設(shè)計的文獻(xiàn)并不多見，但是針對收縮比、擴散段長度等進氣道設(shè)計中的重要幾何參數(shù)的研究仍然有必要進行。在某型飛機發(fā)動機短艙研制的過程中，為了研究收縮比和擴散段長度對進氣效率的影響，本文在商用CFD軟件Fluent中對不同的進氣道模型進行了數(shù)值模擬，分析了進氣道出口截面總壓恢復(fù)和流場畸變的變化規(guī)律。

進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)定義如下：

其中，p0,ex為進氣道出口氣流平均總壓，p0,∞為自由來流總壓，在進氣道設(shè)計中，總壓恢復(fù)系數(shù)越高越好。

進氣道流場總壓畸變 (IDC,Inlet Distorted Coefficient)定義如下：

其中，p0,min為進氣道出口氣流最小總壓，在進氣道設(shè)計中，流場畸變越小越好。

1 發(fā)動機短艙參數(shù)設(shè)計概述

圖1所示為短艙設(shè)計需要確定的主要幾何參數(shù)。根據(jù)某型飛機的設(shè)計條件和某型發(fā)動機的性能數(shù)據(jù)，可以計算得到進氣道的喉道面積ATH[4]；選擇適當(dāng)?shù)氖湛s比CR（CR=AHL/ATH），確定進氣道的進口面積AHL；參考國內(nèi)外短艙設(shè)計的相關(guān)經(jīng)驗，初步確定擴散段長度LD；根據(jù)發(fā)動機的三維數(shù)模并考慮阻力的影響，初步確定短艙外罩的最大截面面積AM、前段長度LM、后段長度LB及噴口直徑DB。本文在短艙外形初步確定的情況下，給定喉道和風(fēng)扇面積AF，著重研究進氣道內(nèi)型面參數(shù)CR和LD的改變對進氣效率的影響規(guī)律。

根據(jù)文獻(xiàn)[4]的介紹，本文短艙收縮段采用四分之一橢圓構(gòu)形；通常進氣道的擴散段會采用三次樣條曲線修形，但是由于本文短艙喉道面積與進氣道出口即發(fā)動機風(fēng)扇面積比較接近，三次樣條曲線形狀的擴散段對改善進氣道流場作用并不明顯，故擴散段暫定用直線構(gòu)形。

圖1 短艙的幾何特征參數(shù)

2 計算模型及網(wǎng)格

本文發(fā)動機短艙的三維數(shù)模如圖2所示，為了真實地對短艙流場進行模擬分析，本文加入了進氣錐進行三維建模，發(fā)動機短艙安裝角度為2°。

圖2 某型飛機發(fā)動機短艙三維數(shù)模

由于某型發(fā)動機的附件安裝相對集中，導(dǎo)致短艙下側(cè)會比較突出，在某型飛機研制的后續(xù)工作中，某型發(fā)動機附件的安裝有優(yōu)化的余地，繼而可以對短艙外形做進一步的優(yōu)化設(shè)計，但這并不會對本文研究短艙進氣道內(nèi)的流動造成影響。不同短艙的幾何參數(shù)如表1所示，其中對擴散段長度進行了無量綱化處理。

表1 不同短艙的幾何參數(shù)

本文的計算模型首先在Gambit中劃分非結(jié)構(gòu)化的三角形網(wǎng)格，然后在Tgrid中劃分四面體網(wǎng)格，對短艙壁面進行局部加密處理，總網(wǎng)格數(shù)在600萬左右。短艙進氣道的表面網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 短艙進氣道的表面網(wǎng)格

3 計算方法概述

本文的數(shù)值模擬在商用CFD軟件Fluent中進行。將流場邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場條件，將進氣道出口設(shè)置為壓力出口條件。采用有限體積法求解Navier-Stokes方程；使用二階迎風(fēng)格式對時間和空間項進行離散；采用可實現(xiàn)的k-ε(realizable k-ε)湍流模型對流動進行計算，該模型將湍動粘度與應(yīng)變率聯(lián)系起來，使得流動更加符合湍流的物理定律，適合于對射流、邊界層流動、有分離流動等進行計算[5]。本文在發(fā)動機最大狀態(tài)下對短艙內(nèi)外流場進行計算，計算條件為11km高度，0.8馬赫數(shù)，1°攻角的高空巡航狀態(tài)及0km高度，0馬赫數(shù)的地面狀態(tài)。流場的控制方程如下式所示：

4 計算結(jié)果分析

圖4所示為Case.3短艙XOY中心截面的馬赫數(shù)分布云圖。 在11km高度，以馬赫數(shù)0.8巡航時，流動在接近短艙時逐漸減速，駐點在唇口附近形成，在短艙上側(cè)的外唇區(qū)域出現(xiàn)了超音速流動，并伴隨形成了激波，在某型飛機發(fā)動機短艙的后續(xù)研制過程中，外唇有必要做進一步的優(yōu)化設(shè)計；除下側(cè)有一部分速度較高的區(qū)域外，進氣道內(nèi)流場比較均勻。在地面狀態(tài)下，流動在接近短艙時逐漸加速，空氣被不斷吸入發(fā)動機內(nèi)，氣流最大速度分布在唇口內(nèi)側(cè)，靠近壁面的流動速度相對較低，在接近進氣道出口附近，流動變得越來越均勻。

圖4 Case.3短艙XOY中心截面馬赫數(shù)云圖

圖5所示為Case.3短艙進氣道出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)分布?？傮w而言，短艙的進氣效率是比較高的，從圖中可以看出，靠近壁面的地方總壓損失較大；在地面狀態(tài)時，從進氣道壁面到進氣錐方向，總壓恢復(fù)系數(shù)的變化梯度更大，相對于高速巡航狀態(tài)，進氣道出口的總壓恢復(fù)會出現(xiàn)一定的下降，且流場畸變也會更加嚴(yán)重。

圖6所示為收縮比對短艙進氣效率的影響。從圖中可以看出，地面狀態(tài)下短艙的總壓恢復(fù)系數(shù)較高空巡航時更低，進氣畸變也更加嚴(yán)重。總體而言，增加收縮比，從而增大短艙的進口面積，可以提高進氣道出口的總壓恢復(fù)，降低流場畸變，獲得更高的進氣效率；當(dāng)然，隨著進口面積的增加，短艙的外罩阻力也會增加，一般情況下短艙的收縮比均在1.3以內(nèi)，但對于本文設(shè)計所采用的發(fā)動機而言，其附件分布較為集中，設(shè)計小的喉道面積，選擇小的收縮比，在建立短艙外形數(shù)模時，會產(chǎn)生曲率較大的部位，適當(dāng)選擇較高的收縮比，可以使短艙外形更加光順。

圖7所示為擴散段長度對短艙進氣效率的影響。在擴散角變化很小的情況下，隨著擴散段長度的增加，無論是高速巡航狀態(tài)還是地面狀態(tài)，進氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)隨之會有細(xì)微的下降，擴散段長度的增加，增加了流動的摩擦損失；總體而言，擴散段長度的增加有利于降低進氣道內(nèi)的流場畸變，可以使得流動分布更加均勻，但擴散段長度的增加無疑會增加短艙的重量，給飛機帶來不必要的負(fù)擔(dān)，需要做權(quán)衡選擇。不同工況的計算結(jié)果見表2。

圖5 Case.3進氣道出口截面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖

圖6 收縮比對短艙進氣效率的影響

圖7 擴散段長度對短艙進氣效率的影響

表2 不同工況的計算結(jié)果

5 結(jié)語

本文在計算流體動力學(xué)軟件Fluent時，對不同短艙進氣道內(nèi)的流動進行了數(shù)值模擬，研究了收縮比與擴散段長度對進氣效率的影響。在一定范圍內(nèi)，增加收縮比有利于提高短艙的進氣效率，但進口面積的增大會增加短艙的外罩阻力；總體而言，增加擴散段長度，會降低進氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)，但流場畸變也同樣會降低。從獲得高進氣效率的角度出發(fā)，應(yīng)當(dāng)在一定范圍內(nèi)選擇高的收縮比和適當(dāng)?shù)臄U散段長度。

[1]《飛機設(shè)計手冊》總編委.飛機設(shè)計手冊第5冊民用飛機總體設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2005.

[2]Ryota Yoneta et al.Aerodynamic Optimization of an Over-the-Wing-Nacelle-Mount Configuration[J]. AIAA 2010-1016:1-20.

[3]黎軍，王霄.一種低壓音速發(fā)動機短艙進氣道的優(yōu)化設(shè)計[C].第一屆近代實驗空氣動力學(xué)會議，銀川，2007:441-443.

[4]《飛機設(shè)計手冊》總編委.飛機設(shè)計手冊第6冊氣動設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[5]王福軍.計算流體動力學(xué)分析[M].北京：清華大學(xué)出版社，2004.