高負荷過渡段的氣動優化研究

馬駿騏，鄧長春

(中國人民解放軍空軍航空大學，長春130022)

高負荷過渡段的氣動優化研究

馬駿騏，鄧長春

(中國人民解放軍空軍航空大學，長春130022)

對于具有內外雙涵道某型渦扇發動機，其過渡段通道的損失主要來源于沿程損失和附面層分離損失，而影響附面層分離的主要是過渡段通道的擴張規律，落差越大，過渡段的負荷則越高。針對該問題，采用均勻設計的方法設計試驗方案，通過CFD數值計算模擬方法對渦扇發動機風扇與壓氣機之間的過渡段流道進行了氣動性能計算。該方法與結果為此類過渡段流道的設計優化提供了參考，并為以后的進一步改進和優化打下了堅實的基礎。

高負荷過渡段;擴張規律;落差比;總壓恢復系數;優化設計

航空發動機代表著一個國家的工業頂尖水平，其被譽為“工業之花”、“皇冠上的明珠”。20世紀50年代出現的可裝機使用的渦輪風扇發動機，由于其具有良好的經濟性和安全性，在現代的軍用和民用發動機中已占據主流地位［1－2］。其中，衡量經濟性的重要指標之一就是燃油效率。過渡段介于風扇與壓氣機之間，提供氣流的過渡流動，并保證壓氣機進口需要的流場分布，改善過渡流道氣動性能，其可供挖掘的潛力較大。因而，本文研究重點鎖定在了具有內外雙涵道的過渡段通道。

1 研究內容及研究方法

本文研究重點鎖定在了過渡段通道的擴張規律與落差比2個方面，研究影響總壓損失的因素與總壓恢復系數之間的關系。采用均勻設計的方法設計試驗方案，通過CFD數值計算模擬方法對渦扇發動機風扇與壓氣機之間的過渡段流道進行了氣動性能計算［3－6］。在保證流道內沒有分離流動的前提下，靜壓沿徑向分布等值均勻、沿流向分布梯次分明，總壓損失最小，從而設計方案最優。該方法與結果為此類過渡段流道的設計優化提供了參考，并為以后的進一步改進和優化打下了堅實的基礎。

2 擴張規律和落差比均無量綱化的試驗

2.1 試驗因素的確定

建立一個計算模型，即一個簡單的過渡段通道。本次試驗需要把造成總壓損失的擴張規律和對過渡段負荷影響較大的落差比因素考慮進去，建立一個無量綱化的通用的試驗模型。某過渡段通道的流道形狀如圖1所示，定義過渡段落差比為Δr/L，落差長度比Δr/L對過渡段的負荷影響較大，縮短過渡段的長度或在過渡段長度不變的情況下加大過渡段的落差，都將增大Δr/L，使過渡段的‘負荷’增大。因此，試驗選取了3個因素:內涵道的無量綱參數Δr/L(用m表示)，外涵道的無量綱參數Δr/L(用n表示)以及擴張規律Z，試驗區域為:［0.27，0.54］×［0.084，0.024］×［z1，z2，z3，z4］。

圖1 某過渡段通道的流道形狀

2.2 數值計算結果并建立數學模型進行擬合

應用Ansys軟件繪制網格并導入Fluent進行計算，得出結果。由于本次試驗的模型事先未知，先不考慮線性回歸模型，同時為了保證多項式的共線性，根據經驗，假定該模型為三次回歸模型，同時給出如下三次回歸模型:

接下來，為了對模型的擬合效果進行進一步的檢驗，必須通過擬合出來的參數矩陣來求解出總壓恢復系數的擬合值，計算結果及擬合結果參見表1。檢驗全相關系數R，得出:

綜合所有的檢驗結果，表明本算例采用的三次回歸模型擬合效果很好。

表1 試驗及擬合結果記錄

3 優化設計和流動分析

3.1 優化設計

首先，必須確定無量綱參數過渡段落差比Δr/L的取值范圍，由于擬合函數在取值邊界上的擬合值往往存在一定的誤差，而在邊界以內的擬合效果往往比較接近真實值，考慮到以上因素，考察一下的變量取值區域:［0.30，0.52］×［0.090，0.022］×［z1，z2，z3，z4］，之后，在函數表達式中剔除定性變量之后，本次試驗通過數學方法在一定的取值范圍內找到了最優解，即:過渡段外涵道落差比的無量綱參數Δr/L=0.090，內涵道落差比的無量綱參數Δr/L=0.30，擴張規律為B4，以上是數學上的最優解。表2給出了優化設計后與原始設計的過渡段通道各項參數值。

表2 優化設計與原始設計數據

圖2和圖3分別表示了原始設計的過渡段簡圖和優化設計的過渡段簡圖。

圖2 原始設計的過渡段簡圖

圖3 優化設計的過渡段簡圖

3.2 流動分析

通過擬合出來的函數關系式計算得到最優情況下總壓恢復系數^σ=0.989 9，但這僅僅是通過數學方法擬合估計得到的。然后，采用數學上求得的最優解建立物理模型，導入FLUENT中進行數值計算。得到由數值計算結果求得的理論總壓恢復系數σ=0.989 4，與擬合結果相比較，相對誤差為0.05%。這個結果是可以接受的。

圖4、圖5中，過渡段進出口處的速度矢量分布是合理的，速度方向沒有出現任何的異常現象，說明了采用最優設計得到的結果所計算所得到的流場具有可信性。

圖4 過渡段進口近壁面處的速度分布

圖5 過渡段外涵道出口近壁面處的速度分布

圖6 過渡段內涵道出口近壁面處的速度分布

接下來看總壓分布情況。圖7和圖8分別表示優化設計與原始設計的過渡段通道內涵出口和外涵出口的總壓分布圖，曲線1代表原始設計的過渡段通道出口的徑向總壓分布，曲線2代表優化設計后的過渡段通道出口徑向總壓分布。在通道出口處總壓的最大值基本相同的情況下，優化設計后近壁面處的總壓損失比原始設計的損失小，總壓恢復系數更高。

圖7 優化設計與原始設計的過渡段通道內涵出口總壓分布

圖8 優化設計與原始設計的過渡段通道外涵出口的總壓分布

4 結論

1)過渡段的落差比對過渡段的負荷影響較大，縮短過渡段的長度或在過渡段長度不變的情況下加大過渡段的落差，都將增大落差比，使過渡段的“負荷”增大。而影響過渡段通道總壓損失的主要原因是附面層損失，附面層損失主要由過渡段通道的擴張規律來表征。

2)通過對過渡段通道壁面型線的優化，也就是選取合適的擴張規律，可以減小附面層的厚度，進而減小附面層損失;而通過對過渡段出口相對于進口的落差比的恰當選取，可以減小過渡段的負荷。從而，進一步減小總壓損失。

3)本文在對過渡段通道的優化設計過程中運用了一種較為新穎的方法。即針對一個工程問題，首先抽象出正確的物理模型，然后采用均勻設計的方法設計試驗方案，并結合數學統計學的思想，找到所有研究要素之間的函數關系，用回歸分析的方法進行擬合，最后，再對得到的擬合結果做進一步地分析與研究，最終把對一個物理問題的研究轉化為對一個數學問題的研究。并且通過本次實踐，證明上面提出的方法在對航空發動機的部件研究中式可行的。從查閱以往的資料來看，發現以上方法很少被應用于航空領域的研究中，因此，本文僅僅提供了一種部件研究的思路，希望能夠在航空發動機的部件研究中得到認可、應用和推廣。

［1］林兆福.氣體動力學［M］.北京:北京航空航天大學出版社，1987.

［2］梁春華.現代高涵道比渦扇發動機關鍵技術［J］.國際航空，2005(7):61－63.

［3］方開泰.均勻設計及其應用(一)［J］.數理統計與管理，1994，13(1):57－63.

［4］方開泰.均勻設計及其應用(二)［J］.數理統計與管理，1994，13(2):59－61.

［5］方開泰.均勻設計及其應用(三)［J］.數理統計與管理，1994，13(3):52－55.

［6］方開泰.均勻設計與均勻設計表［M］.北京:科學出版社，1994.

(責任編輯楊繼森)

Pneumatic Optim ization Study of High Load Transition Section

MA Jun－qi，DENG Chuang－chun
(University of Airforce and Aeronautical of PLA，Changchun 130022，China)

For a turbofan enginewith double culvert，the transition section channel lossmainly comes from the path loss and the loss of boundary layer separation，the influence of the boundary layer separation is mainly the expansion regulation of the transition section channel regulation，the greater the fall，the load of the transition section is higher.Using uniform designmethod to design test plan，aerodynamic performance calculation is carried out for the transition section which is between the extractor fan and compressor machine of a turbofan engine by adopting themethod of CFD numerical simulation.Themethods and results provide a reference for the design and optimization of the transition section and lay a solid foundation for further improvement and optimization for the future.

high load transition section;expanding regulation;the ratio of the fall;total pressure recovery coefficient;optimal design

:A

1006－0707(2014)07－0060－04

format:MA Jun－qi，DENG Chuang－chun.Pneumatic Optimization Study of High Load Transition Section［J］.Journal of Sichuan Ordnance，2014(7):60－63.

本文引用格式:馬駿騏，鄧長春.高負荷過渡段的氣動優化研究［J］.四川兵工學報，2014(7):60－63.

10.11809/scbgxb2014.07.018

2014－03－06

馬駿騏(1990—)，男，碩士研究生，主要從事航空推進系統理論研究;鄧長春(1961—)，男，教授，空軍航空大學科研部部長。

TK48