渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣數(shù)值模擬研究

溫 慶（中航通飛研究院有限公司,廣東 珠海 519040）

渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣數(shù)值模擬研究

溫 慶
（中航通飛研究院有限公司,廣東 珠海 519040）

摘 要：通過完全拋棄發(fā)動機(jī)內(nèi)部的流動，給定發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口和排氣口設(shè)置適當(dāng)?shù)倪吔鐥l件的方法，模擬發(fā)動機(jī)的進(jìn)排氣影響。首先利用日本航空宇航技術(shù)研究所的試驗(yàn)標(biāo)模進(jìn)行了計(jì)算驗(yàn)證，并將此方法應(yīng)用到DLR-F6標(biāo)模上，取得了很好的效果。

關(guān)鍵詞：渦扇;進(jìn)排氣;數(shù)值模擬

1 概述

所謂發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣動力影響，是指對于航空發(fā)動機(jī)，一般其前部都要配置進(jìn)氣道，而后部配置尾噴管，這樣進(jìn)氣道前面的進(jìn)氣流和尾噴管后面的尾噴流，都會對飛行器的外部流動產(chǎn)生干擾影響。渦扇發(fā)動機(jī)的動力數(shù)值模擬（CFD）的主要目的就是要計(jì)算發(fā)動機(jī)工作時(shí)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣、排氣對飛機(jī)氣動特性的影。CFD是一種虛擬試驗(yàn)，可以完全拋棄發(fā)動機(jī)內(nèi)部的流動，只需要給發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口和排氣口設(shè)置適當(dāng)?shù)倪吔鐥l件，就可以準(zhǔn)確的模擬發(fā)動機(jī)的進(jìn)排氣影響。

2 動力邊界條件

渦扇發(fā)動機(jī)的動力模擬較為復(fù)雜，發(fā)動機(jī)內(nèi)部涉及到空氣壓縮、燃燒、膨脹、做功等一系列問題，想完全真實(shí)模擬這些變化相當(dāng)困難，也完全沒有必要。CFD的特點(diǎn)就是配合合適的邊界條件和初始條件計(jì)算網(wǎng)格區(qū)域的流動，因此可以完全忽略發(fā)動機(jī)內(nèi)部的流動情況，只需給定適當(dāng)?shù)倪M(jìn)氣和排氣邊界條件。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)中的內(nèi)外涵道氣流可以分別排出，也可以在排氣系統(tǒng)內(nèi)混合排出，兩者在模擬方面沒有本質(zhì)區(qū)別，只是設(shè)置一個(gè)排氣邊界還是兩個(gè)排氣邊界的問題。

2.1 發(fā)動機(jī)入口邊界

發(fā)動機(jī)的入口（進(jìn)氣）邊界對于計(jì)算區(qū)域來說相當(dāng)于流體流出計(jì)算域，因此需要設(shè)置為出口類邊界條件。

數(shù)值模擬中的出口邊界包括壓力出口和質(zhì)量流量出口。在發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣模擬中，一般知道給定條件下的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量系數(shù)MFR（流量系數(shù)定義為當(dāng)時(shí)進(jìn)入進(jìn)氣道的實(shí)際空氣流量對未經(jīng)擾動的來流直接撞入進(jìn)氣道應(yīng)有流量之比），可以換算出進(jìn)氣質(zhì)量流量。因此在發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣邊界設(shè)置質(zhì)量流量邊界條件。

已知發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣流量系數(shù)時(shí)，進(jìn)氣質(zhì)量流量按下式計(jì)算：

其中：p、Τ為大氣參數(shù)

R為氣體常數(shù)287焦/千克K

r為比熱比1.4

ΑH為短艙唇口面積

M為飛行馬赫數(shù)

2.2 發(fā)動機(jī)出口邊界

發(fā)動機(jī)的出口（排氣）邊界對于計(jì)算區(qū)域來說相當(dāng)于流體流入計(jì)算域，因此需要設(shè)置為入口類邊界條件。數(shù)值模擬中的入口邊界包括壓力入口、質(zhì)量流量入口、速度入口。

壓力入口邊界條件用于定義流場入口處的壓強(qiáng)及其他標(biāo)量函數(shù)。這種邊界條件既適用于可壓流計(jì)算也適用于不可壓流計(jì)算。通常用在入口處總壓已知、而速度和流量未知時(shí)，就可以使用壓力入口條件。

對于渦扇發(fā)動機(jī)，一般已知涵道噴口的總壓比RP0和總溫比RΤ0。則總溫和總壓按下式計(jì)算：

其中：p、Τ為大氣參數(shù)

r為比熱比1.4

M為飛行馬赫數(shù)

3 單獨(dú)發(fā)動機(jī)流場數(shù)值模擬

3.1 計(jì)算模型及網(wǎng)格

本文采用的單獨(dú)發(fā)動機(jī)為一軸對稱渦扇發(fā)動機(jī)模型，取自日本航空宇航技術(shù)研究所“NΑL-ΑERO-02-01”ΤPS風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?。參考文獻(xiàn)給出了該模型的二維半模輪廓線數(shù)據(jù)，利用建模軟件，將該輪廓線繞軸線旋轉(zhuǎn)360度，得到了三維模型。

采用ICEM軟件對發(fā)動機(jī)模型進(jìn)行了網(wǎng)格劃分，空間網(wǎng)格為四面體網(wǎng)格，壁面附近采用棱柱層網(wǎng)格模擬附面層網(wǎng)格，網(wǎng)格單元總共220萬。發(fā)動機(jī)表面及對稱面網(wǎng)格如圖1所示。

圖1 NAL-AERO-02-01”模型表面及對稱面網(wǎng)格

3.2 計(jì)算狀態(tài)

對單獨(dú)發(fā)動機(jī)模型三種典型的馬赫數(shù)工作狀態(tài)進(jìn)行了進(jìn)排氣流場數(shù)值模擬。模擬參數(shù)及邊界條件如表所示，計(jì)算迎角均為0度。大氣條件按照0千米標(biāo)準(zhǔn)大氣計(jì)算。模擬的進(jìn)出口邊界條件(狀態(tài)1-狀態(tài)3)同樣采用日本航空宇航技術(shù)研究所“NΑL-ΑERO-02-01” ΤPS風(fēng)洞試驗(yàn)的條件。

從表1中可以看出，內(nèi)涵道總溫比僅為0.6左右，即內(nèi)涵道總溫遠(yuǎn)小于環(huán)境總溫，與實(shí)際情況不符，主要原因是風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)內(nèi)涵道氣流來源于常溫高壓氣罐，而真實(shí)飛機(jī)來源于渦輪燃燒氣流。為了研究內(nèi)涵道總溫比對計(jì)算結(jié)果的影響，對狀態(tài)2的內(nèi)涵道總溫比由0.6178增加到1.5，定義為狀態(tài)4。

表1 計(jì)算條件

3.3 計(jì)算結(jié)果

圖2給出了模型表面壓力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對比，其中橫坐標(biāo)為短艙母線的X坐標(biāo)，縱坐標(biāo)為當(dāng)?shù)氐膲毫ο禂?shù)，三種工作狀態(tài)的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果均與試驗(yàn)結(jié)果相符合。從第四幅圖可以看出，內(nèi)涵道總溫比對發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布影響較小，可以忽略不計(jì)，因此在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)采用常溫空氣驅(qū)動渦輪是可行的。

4 DLR-F6計(jì)算

由于沒有公開的渦扇飛機(jī)噴流試驗(yàn)結(jié)果可供對比，因此為了盡可能的準(zhǔn)確研究渦扇發(fā)動機(jī)模擬的計(jì)算方法及噴流影響，選擇了2nd ΑIΑΑ CFD Drag Prediction Workshop提供的帶短艙的DLR-F6無尾飛機(jī)模型。該模型為簡化后的單涵道短艙，因此在帶動力計(jì)算時(shí)，短艙出口處的邊界條件和并為統(tǒng)一的參數(shù)，做這樣的簡化可能會對計(jì)算結(jié)果有一定的影響，但是在沒有合適的標(biāo)模的情況下，做這樣的簡化不會影響對方法的研究。

圖2 模型表面壓力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對比

飛機(jī)的主要主要參數(shù)如下：

平均氣動弦長： 141.2 mm

力矩參考中心（距機(jī)頭）：504.9 mm （坐標(biāo)原點(diǎn)后157.9）

半展長： 585.647 mm

半機(jī)翼面積： 72700.0 mm^2

網(wǎng)格采用ICEM-CFD軟件劃分，為了減少網(wǎng)格數(shù)量，采用了半模模型?？臻g網(wǎng)格采用四面體網(wǎng)格填充，飛機(jī)表面生成了50層棱柱網(wǎng)格用于準(zhǔn)確模擬附面層的流動，首層高度為0.001毫米，總高度采用基于當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格尺度的方法?？偩W(wǎng)格量約為1270萬，其中，附面層內(nèi)棱柱網(wǎng)格674萬。

帶動力計(jì)算的遠(yuǎn)場邊界條件與通流相同，由于沒有發(fā)動機(jī)的相關(guān)參數(shù)，發(fā)動機(jī)的進(jìn)出口邊界參考通流時(shí)的進(jìn)排氣參數(shù)進(jìn)行設(shè)置（通流時(shí)的流量為m=0.64kg/s，噴口總壓P=52Kp），發(fā)動機(jī)進(jìn)口流量m=0.7kg/s，噴口總壓為P=100Kp，總溫Τ=600K。

圖3為帶動力和不帶動力的DLR-F6 翼身組合體/ 掛架/ 短艙模型掛架內(nèi)側(cè)翼面計(jì)算壓力分布對比。圖4為短艙界面壓力分布對比。

圖3 機(jī)翼剖面壓力對比（Z=0.16）

圖4 短艙底部截面壓力分布對比(Z=0.205)

通過比較可以發(fā)現(xiàn)，在該DLR-F6 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷陌l(fā)動機(jī)安裝位置的情況下，進(jìn)、排氣對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口和排氣口的表面壓力分布影響較大，對翼面壓力分布的影響較小。發(fā)動機(jī)短艙唇口處的壓力分布主要與進(jìn)氣量有關(guān)。由于發(fā)動機(jī)內(nèi)部流場在采用了進(jìn)、排氣邊界條件后就沒有被計(jì)算，因此與通氣模型計(jì)算的壓力分布相比，沒有內(nèi)部壓力分布。帶動力計(jì)算的計(jì)算結(jié)果與相關(guān)文獻(xiàn)的計(jì)算結(jié)論一致。

5 結(jié)語

（1）根據(jù)渦扇發(fā)動機(jī)的工作特點(diǎn)，在渦扇噴流模擬時(shí)采用剔除發(fā)動機(jī)內(nèi)部復(fù)雜流動區(qū)域的方法，可顯著降低模擬的復(fù)雜程度。

（2）對日本航空宇航技術(shù)研究所“NΑL-ΑERO-02-01”ΤPS風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了數(shù)值模擬，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果相吻合，說明所采用的數(shù)值方法和邊界處理方法是正確的，較好的模擬了發(fā)動機(jī)的進(jìn)排氣條件下的動力效應(yīng)。

（3）對2nd ΑIΑΑ CFD Drag Prediction Workshop提供的帶短艙的DLR-F6無尾飛機(jī)模型進(jìn)行了帶動力和不帶動力的計(jì)算，計(jì)算結(jié)果表明，發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)對翼面壓力分布影響較小，與相關(guān)文獻(xiàn)的計(jì)算結(jié)論一致，也從側(cè)面反映了在以渦扇為動力的飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)采用通氣短艙的可行性。

作者簡介：溫慶(1983-)，男，河北辛集人，研究方向：飛機(jī)氣動力設(shè)計(jì)。