渦扇發動機進排氣數值模擬研究

溫 慶（中航通飛研究院有限公司,廣東 珠海 519040）

渦扇發動機進排氣數值模擬研究

溫 慶
（中航通飛研究院有限公司,廣東 珠海 519040）

摘 要：通過完全拋棄發動機內部的流動，給定發動機進氣口和排氣口設置適當的邊界條件的方法，模擬發動機的進排氣影響。首先利用日本航空宇航技術研究所的試驗標模進行了計算驗證，并將此方法應用到DLR-F6標模上，取得了很好的效果。

關鍵詞：渦扇;進排氣;數值模擬

1 概述

所謂發動機進排氣動力影響，是指對于航空發動機，一般其前部都要配置進氣道，而后部配置尾噴管，這樣進氣道前面的進氣流和尾噴管后面的尾噴流，都會對飛行器的外部流動產生干擾影響。渦扇發動機的動力數值模擬（CFD）的主要目的就是要計算發動機工作時發動機進氣、排氣對飛機氣動特性的影。CFD是一種虛擬試驗，可以完全拋棄發動機內部的流動，只需要給發動機進氣口和排氣口設置適當的邊界條件，就可以準確的模擬發動機的進排氣影響。

2 動力邊界條件

渦扇發動機的動力模擬較為復雜，發動機內部涉及到空氣壓縮、燃燒、膨脹、做功等一系列問題，想完全真實模擬這些變化相當困難，也完全沒有必要。CFD的特點就是配合合適的邊界條件和初始條件計算網格區域的流動，因此可以完全忽略發動機內部的流動情況，只需給定適當的進氣和排氣邊界條件。渦輪風扇發動機中的內外涵道氣流可以分別排出，也可以在排氣系統內混合排出，兩者在模擬方面沒有本質區別，只是設置一個排氣邊界還是兩個排氣邊界的問題。

2.1 發動機入口邊界

發動機的入口（進氣）邊界對于計算區域來說相當于流體流出計算域，因此需要設置為出口類邊界條件。

數值模擬中的出口邊界包括壓力出口和質量流量出口。在發動機進排氣模擬中，一般知道給定條件下的發動機進氣流量系數MFR（流量系數定義為當時進入進氣道的實際空氣流量對未經擾動的來流直接撞入進氣道應有流量之比），可以換算出進氣質量流量。因此在發動機的進氣邊界設置質量流量邊界條件。

已知發動機的進氣流量系數時，進氣質量流量按下式計算：

其中：p、Τ為大氣參數

R為氣體常數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

2.2 發動機出口邊界

發動機的出口（排氣）邊界對于計算區域來說相當于流體流入計算域，因此需要設置為入口類邊界條件。數值模擬中的入口邊界包括壓力入口、質量流量入口、速度入口。

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

對于渦扇發動機，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算：

其中：p、Τ為大氣參數

r為比熱比1.4

M為飛行馬赫數

3 單獨發動機流場數值模擬

3.1 計算模型及網格

本文采用的單獨發動機為一軸對稱渦扇發動機模型，取自日本航空宇航技術研究所“NΑL-ΑERO-02-01”ΤPS風洞試驗模型。參考文獻給出了該模型的二維半模輪廓線數據，利用建模軟件，將該輪廓線繞軸線旋轉360度，得到了三維模型。

采用ICEM軟件對發動機模型進行了網格劃分，空間網格為四面體網格，壁面附近采用棱柱層網格模擬附面層網格，網格單元總共220萬。發動機表面及對稱面網格如圖1所示。

圖1 NAL-AERO-02-01”模型表面及對稱面網格

3.2 計算狀態

對單獨發動機模型三種典型的馬赫數工作狀態進行了進排氣流場數值模擬。模擬參數及邊界條件如表所示，計算迎角均為0度。大氣條件按照0千米標準大氣計算。模擬的進出口邊界條件(狀態1-狀態3)同樣采用日本航空宇航技術研究所“NΑL-ΑERO-02-01” ΤPS風洞試驗的條件。

從表1中可以看出，內涵道總溫比僅為0.6左右，即內涵道總溫遠小于環境總溫，與實際情況不符，主要原因是風洞試驗時內涵道氣流來源于常溫高壓氣罐，而真實飛機來源于渦輪燃燒氣流。為了研究內涵道總溫比對計算結果的影響，對狀態2的內涵道總溫比由0.6178增加到1.5，定義為狀態4。

表1 計算條件

3.3 計算結果

圖2給出了模型表面壓力系數計算值與實驗值對比，其中橫坐標為短艙母線的X坐標，縱坐標為當地的壓力系數，三種工作狀態的計算結果與試驗結果均與試驗結果相符合。從第四幅圖可以看出，內涵道總溫比對發動機短艙的壓力分布影響較小，可以忽略不計，因此在風洞試驗時采用常溫空氣驅動渦輪是可行的。

4 DLR-F6計算

由于沒有公開的渦扇飛機噴流試驗結果可供對比，因此為了盡可能的準確研究渦扇發動機模擬的計算方法及噴流影響，選擇了2nd ΑIΑΑ CFD Drag Prediction Workshop提供的帶短艙的DLR-F6無尾飛機模型。該模型為簡化后的單涵道短艙，因此在帶動力計算時，短艙出口處的邊界條件和并為統一的參數，做這樣的簡化可能會對計算結果有一定的影響，但是在沒有合適的標模的情況下，做這樣的簡化不會影響對方法的研究。

圖2 模型表面壓力系數計算值與實驗值對比

飛機的主要主要參數如下：

平均氣動弦長： 141.2 mm

力矩參考中心（距機頭）：504.9 mm （坐標原點后157.9）

半展長： 585.647 mm

半機翼面積： 72700.0 mm^2

網格采用ICEM-CFD軟件劃分，為了減少網格數量，采用了半模模型。空間網格采用四面體網格填充，飛機表面生成了50層棱柱網格用于準確模擬附面層的流動，首層高度為0.001毫米，總高度采用基于當地網格尺度的方法。總網格量約為1270萬，其中，附面層內棱柱網格674萬。

帶動力計算的遠場邊界條件與通流相同，由于沒有發動機的相關參數，發動機的進出口邊界參考通流時的進排氣參數進行設置（通流時的流量為m=0.64kg/s，噴口總壓P=52Kp），發動機進口流量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/ 短艙模型掛架內側翼面計算壓力分布對比。圖4為短艙界面壓力分布對比。

圖3 機翼剖面壓力對比（Z=0.16）

圖4 短艙底部截面壓力分布對比(Z=0.205)

通過比較可以發現，在該DLR-F6 實驗模型的發動機安裝位置的情況下，進、排氣對發動機進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。發動機短艙唇口處的壓力分布主要與進氣量有關。由于發動機內部流場在采用了進、排氣邊界條件后就沒有被計算，因此與通氣模型計算的壓力分布相比，沒有內部壓力分布。帶動力計算的計算結果與相關文獻的計算結論一致。

5 結語

（1）根據渦扇發動機的工作特點，在渦扇噴流模擬時采用剔除發動機內部復雜流動區域的方法，可顯著降低模擬的復雜程度。

（2）對日本航空宇航技術研究所“NΑL-ΑERO-02-01”ΤPS風洞試驗模型進行了數值模擬，計算結果和試驗結果相吻合，說明所采用的數值方法和邊界處理方法是正確的，較好的模擬了發動機的進排氣條件下的動力效應。

（3）對2nd ΑIΑΑ CFD Drag Prediction Workshop提供的帶短艙的DLR-F6無尾飛機模型進行了帶動力和不帶動力的計算，計算結果表明，發動機進排氣效應對翼面壓力分布影響較小，與相關文獻的計算結論一致，也從側面反映了在以渦扇為動力的飛機設計時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：飛機氣動力設計。