某型渦扇發動機尾噴管流動特性研究

齊海帆，高 揚，郝曉樂，朱彥偉

某型渦扇發動機尾噴管流動特性研究

齊海帆，高 揚，郝曉樂，朱彥偉

（中國飛行試驗研究院，西安710089）

針對某型雙涵道分開排氣渦扇發動機尾噴管模型的流動特性進行了數值計算研究和試驗驗證。利用NASA典型尾噴管模型的推力系數對比研究結果驗證了數值方法的可行性，采用驗證后的數值方法獲得了不同飛行條件下和發動機工作狀態下某型發動機尾噴管模型內、外涵道的流量系數和推力系數數據及其變化規律，并將數值計算結果與該型發動機在相同工況下的地面臺架試驗數據進行對比。結果表明：在試驗工況全范圍內，發動機進口空氣流量的計算值與試驗值的最大偏差為1.8%，總推力的計算值與試驗值的最大偏差不超過±0.5%。

尾噴管；流動特性；渦扇發動機；數值計算；地面臺架試驗；總推力

0 引言

獲取發動機尾噴管特性曲線是利用燃氣發生器法確定發動機飛行推力的關鍵環節之一[1-2]。在國內外對尾噴管流動特性的大量研究中，尾噴管流量系數和推力系數特性曲線一般通過比例模型吹風試驗、實體臺架試驗以及CFD模擬試驗等方法獲得[3-10]。隨著計算機技術和數值計算方法的快速發展，數值計算已經成為現代發動機設計時所采用的1種非常重要的方法。美國GE公司的CF34-10A和CFM公司的LEAP-X1C等渦扇發動機在進行尾噴管特性研究時均采用數值模擬與模型試驗相結合的方法。

本文針對某型分開排氣渦扇發動機尾噴管流動特性進行數值研究，得到了不同飛行條件和不同發動機工作狀態下的尾噴管流量系數和推力系數數據，并與該型發動機地面臺架穩態試驗數據對比，驗證了計算結果的可靠性，為后續型號試飛工作提供了技術支撐。

1 尾噴管物理模型和數值計算方法

1.1 物理模型與邊界條件

計算物理模型為某型分開排氣渦扇發動機尾噴管結構，如圖1所示。

建模時對原尾噴管模型進行了以下簡化：

（1）在3維模型向2維模型轉化過程中，忽略吊架結構和尾噴管左右2部分結構合并時連接件等結構的影響；

圖1 發動機尾噴管結構

（2）簡化了內/外涵中間壁面附近結構，去掉了位于內/外涵中間壁面處的狹小冷卻氣流縫隙；

（3）尾噴管2維模型具有軸對稱結構，為減少計算網格量，只取其上半部分結構；

（4）忽略壁面粗糙度和局部結構缺陷等因素的影響。

為了保證發動機進、排氣不會對計算結果造成影響，使噴管外流場更接近實際情況，計算區域選擇如圖2所示。計算區域設置如下：長為51×L，寬為31×R，噴管出口到壓力遠場邊界為35×L（L和R分別為尾噴管的特征長度和特征半徑)。尾噴管外流邊界采用壓力遠場邊界條件；內、外涵尾噴管進口均采用壓力進口邊界條件；尾噴管出口后下邊界設置為對稱邊界條件；內、外涵出口截面用來監控內、外涵出口截面的流速、壓力、質量流量等參數；內、外涵道的內外壁面用來監控壁面受力情況。

圖2 發動機尾噴管模型計算區域

1.2 網格劃分與計算方法

計算區域整體采用結構化網格，在尾噴管模型計算域內采用帶有邊界層的局部加密結構化網格。整個計算區域共17.9萬網格，其中尾噴管模型計算域網格為4.2萬，尾噴管附近加密區域網格為11.5萬。

采用商用軟件Fluent的耦合隱式穩態求解器求解2維N-S方程，選擇能量方程，湍流模型選用標準k-ε模型，近壁區域采用標準壁面函數法，離散格式采用2階迎風格式。

2 數值計算方法驗證

為了驗證上述計算區域選擇、網格劃分、邊界條件設定和數值計算方法設置的合理性，針對NASA典型雙涵道分開排氣尾噴管模型[6]采用上述數值計算方法獲得其試驗工況下的推力系數，計算數據與試驗數據的對比結果如圖3所示。

圖3 NASA典型尾噴管模型推力系數對比結果

結果表明：當尾噴管外涵落壓比FNPR較小時，誤差略大，最大誤差為 1.67%；FNPR＞1.9(臨界壓比)時，誤差趨于穩定，約為0.23%。在所研究工況范圍內，數值計算值與NASA試驗值均很好地吻合，說明計算區域選擇合理，網格劃分可行，邊界條件設置恰當，數值計算方法可靠。

3 尾噴管流動特性計算結果

3.1 內、外涵流量系數計算結果

為了更加清晰地表明氣動參數對尾噴管內、外涵流量系數的影響情況，將尾噴管外涵流量系數的計算結果整理為不同Ma條件下，外涵流量系數Cd，Fan隨外涵落壓比FNPR變化的曲線；內涵流量系數的計算結果整理為不同外/內涵進口總壓比Pt,Fan,in/Pt,Core,in條件下，內涵流量系數Cd,Core隨內涵落壓比CNPR變化的曲線。內、外涵流量系數的計算公式為

式中：Wid,Core和Wid,Fan分別為內、外涵的理想質量流量；Wact,Core和Wact,Fan分別為內、外涵的數值計算質量流量。

外涵流量系數Cd,Core的計算結果如圖4所示。圖中各工況下的Cd,Core具體值為該工況下數據與基準點（Ma=0，FNPR=3.0）數據的相對比值，可見：

（1）當臨界壓比時，Cd，Fan均隨 FNPR增大而快速減小；FNPR≥臨界壓比時，Cd，Fan保持為常數；

（2）FNPR＜1.65 時，Cd，Fan隨 Ma增大而大，FNPR≥1.65時；Cd，Fan不再隨 Ma 改變而變化。

內涵流量系數Cd,Core的計算結果如圖5所示。圖中各工況下的Cd,Core具體值為該工況下數據與基準點（Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.1，CNPR=2.8）數據的相對比值，結果表明：

圖4 發動機尾噴管外涵流量系數相對值計算結果

圖5 發動機尾噴管內涵流量系數相對值計算結果

（1）CNPR＜臨界壓比時，Cd,Core隨的增大先增大后減小；CNPR≥臨界壓比時，Cd,Core保持為常數；

（2）CNPR＜1.55 時，Cd,Core隨 Pt,Fan,in/Pt,Core,in增大而減小；CNPR≥1.55時，Cd,Core不再隨Pt,Fan,in/Pt,Core,in的改變而變化。

3.2 內、外涵推力系數計算結果

尾噴管內、外涵推力系數的計算結果整理成：不同Ma條件下，內、外涵推力系數Cf,Core、Cf,Fan和扣除尾噴管后壁面力的外涵實際推力系數Cf,Fan,act隨內、外涵落壓比CNPR、FNPR變化的曲線。3種推力系數的計算公式如下

式中：Fid,Core、Fid,Fan分別為內、外涵的出口理想推力；Fact,Core、Fact,Fan分別為內、外涵的數值計算的出口推力；Fact為扣除壁面力的數值計算的尾噴管出口總推力。

內涵推力系數Cf,Core的數值計算結果如圖6所示。圖中各工況下的Cf,Core具體值為該工況下數據與基準點（Ma=0，CNPR=2.8）數據的相對比值，結果表明：（1）當CNPR＜1.7時，內涵推力系數Cf,Core隨CNPR的增大而減小，Cf,Core隨Ma的增大而增大；（2） 當 CNPR≥1.7時，Cf,Core隨 CNPR的增大而增大；（3） 當 CNPR≥2.1時，的變化不受馬赫數的影響。

圖6 發動機尾噴管內涵推力系數相對值計算結果

外涵推力系數Cf,Fan的數值計算結果如圖7所示。圖中各工況下的Cf,Fan具體值為該工況下數據與基準點（Ma=0，FNPR=3.0）數據的相對比值，結果表明：

（1）Cf,Fan隨 FNPR的變化存在 1個拐點 FNPR1，當FNPR＞時FNPR1，Cf,Fan不再隨Ma的改變而變化，只隨FNPR的增大而增大；

（2）不同Ma條件下，Cf,Fan的拐點值FNPR1不同，Ma越大，FNPR1越小；

（3）當 FNPR＜FNPR1時，Cf,Fan隨 Ma的增大而減小；Cf,Fan隨FNPR的增大先緩慢增大后快速減小。

圖7 發動機尾噴管外涵推力系數相對值計算結果

扣除尾噴管出口后壁面力的外涵實際推力系數Cf,Fan,act曲線如圖8所示。圖中各工況下的Cf,Fan,act具體值為該工況下Cf,Fan,act數據與基準點（Ma=0，FNPR=3.0）數據的相對比值。從圖中可知：

（1）Cf,Fan,act隨FNPR的增大整體上呈遞減趨勢；

（2）在同一FNPR條件下，Cf,Fan,act隨Ma的增大而增大，且該增大量隨著FNPR的增大而減小。

圖8 發動機尾噴管外涵實際推力系數相對值計算結果

4 發動機地面臺架試驗結果對比驗證

為了驗證計算結果的可靠性，采用該型發動機地面臺架試驗結果與上述數值計算結果進行對比分析。

某型發動機進口空氣流量計算值與地面臺架試驗值的對比結果如圖9所示。圖中的具體值為各狀態下與最大狀態下空氣流量的相對比值，相對誤差為各狀態下的計算值與試驗值的相對誤差。對比結果表明，在試驗工況全范圍內，發動機進口空氣流量的計算值與地面臺架試驗值吻合程度較好，在各發動機工作狀態下，計算值略大于地面臺架試驗值，二者之間的最大偏差為1.8%，在工程試驗允許誤差范圍內。

圖9 發動機空氣流量計算值與試驗值對比結果

發動機尾噴管出口總推力的計算值與試驗值對比結果如圖10所示。圖中的具體值為各狀態與最大狀態下推力的相對比值，相對誤差為各狀態下的計算值與試驗值的百分比相對誤差。結果表明，在全工況范圍內，計算值與地面臺架試驗值吻合很好，二者之間最大偏差不超過±0.5%，在工程試驗允許誤差范圍內。

圖10 發動機總推力計算值與試驗值對比結果

分析認為，計算值與地面臺架試驗數據之間的誤差可能來源于：

（1）建立尾噴管物理模型進行的相關簡化處理；

（2）在性能計算程序中，各種工況下尾噴管的內、外涵進、出口總壓損失系數采用典型經驗值代替帶來的誤差；

（3）數值計算所帶來的微小誤差，如計算模型的本身不確定度、計算舍入誤差等；

（4）發動機地面臺架各試驗測量參數的微小測量偏差所引起的試驗值偏差。

通過上述對比結果可知，計算值與試驗值均吻合很好，說明數值計算方法合理，計算結果可靠，在引入適當的壓力修正后可以用于某型發動機性能計算。

5 結論

（1）針對NASA典型尾噴管模型，將數值方法的計算值與NASA試驗數據進行對比，驗證了數值計算方法的可靠性。結果表明：當尾噴管外涵落壓比FNPR較小時誤差略大，最大誤差為1.67%，FNPR＞1.9(臨界壓比)后，誤差趨于穩定，約為0.23%。

（2）獲得了不同工況下發動機尾噴管內、外涵流量系數和推力系數數據及其變化規律：在臨界落壓比以上，內、外涵流量系數基本保持為常數；在特定落壓比以上，內、外涵推力系數基本不隨Ma變化，只隨落壓比的增大而增大；外涵實際推力系數隨外涵落壓比的增大整體呈減小趨勢，隨馬赫數的增大呈增大趨勢。

（3）計算數據和發動機地面臺架試驗數據的對比結果驗證了計算結果的可靠性：在試驗工況全范圍內，發動機進口空氣流量的計算值與試驗值的最大偏差為1.8%，總推力的計算值與試驗值的最大偏差不超過±0.5%。

[1]劉大響，葉培梁.航空發動機設計手冊：第7冊[M].北京：航空工業出版社，2000：231-233.LIU Daxiang，YE Peiliang.Aircraft engine design manual:seventh album[M].Beijing:Aviation Industry Presss，2000:231-233.(in Chinese)

[2]Atlanta，Georgia.Vectoring exhaust nozzle technology[C]//Los Angeles:AIAA/SAE/ASME 20th Joint Propulsion Conference，1984:153-158.

[3]朱彥偉，袁長波.大涵道比發動機噴管流量系數特性數值計算與分析[J].計算機仿真，2013，30（1）：159-164.ZHU Yanwei，YUAN Changbo.Study of nozzle flow coefficients of the high bypass engine using numerical simulation[J].Journal of Computer and Simulation，2013，30（1）：159-164.(in Chinese)

[4]康冠群，王強.分開式與混合式排氣噴管氣動特性對比研究[J].航空發動機，2013，39（6）：24-30.KANG Guanqun，WANG Qiang.Comparison investigation on aerodynamic characteristics of separate flow and mixed flow exhaust nozzles[J].Aeroengine，2013，39（6）：24-30.(in Chinese)

[5]余敏，胡卓煥.噴管通道內氣體流動特性的數值模擬 [J].上海理工大學學報，2005，27（5）：447-450.YU Min，HU Zhuohuan.Numerical simulation of fluid flow in nozzle[J].Journal of University of Shanghai for Science and Technology，2005，27（5）：447-450.(in Chinese)

[6]Thies C E,Jondan F W.Effects of nozzle configuration and defects in motor efficiency[R].AIAA-81-1379.

[7]Davis D K.Effects of nozzle configuration on performance of the nozzle[R].AIAA-83-1252.

[8]Allman R A.Discharge coefficients for axisymmetric supersonic nozzles[R].AIAA-99-0673.

[9]Hawkes T.Computational analysis of an axisymmetric fluidic injection nozzle[R].AIAA-96-0116.

[10]史建邦，申世才，高揚，等.航空發動機空氣流量測量與計算方法研究[J].工程與試驗，2011，51（4）：15-18.SHI Jianbang，SHEN Shicai，GAO Yang，et al.Research on the aeroengine air flow measurement and calculation method [J].Journal of Engineering and Test，2011，51（4）：15-18.(in Chinese)

[11]Romine B M，Johnson W A.Performance investigation of a fan thrust reverser for a high bypass turbofan engine[R].AIAA-84-1178.

[12]Scott C A，Jeffrey A Y.Static performance of six innovative thrust reverser concepts for subsonic transport applications [R].NASATM-2000-210300.

[13]Jeffrey A Y，Scott CA.Static performance of several novel thrust reverser conceptsfor subsonictransportapplications[R].AIAA-96-2649.

[14]Angele M G.A prediction code for the thrust performance of two dimensional,nonaxisymmetric,CDnozzles[R].AFIT/GAE/ENY/06-03.

[15]Stratford B S.The calculation of the discharge coefficient of the profiled choked nozzles and the optimum profile for absolute air flow measurement[J].Journal of the Royal Aeronautical Society，1964，68（640）:15-19.

[16]Masure B.Study of the precision of measurement of gas glow rates by the sonic nozzle method[R].NASA-69-29669.

Investigation of Exhaust System Flow Characteristics for a Turbofan Engine

QIHai-fan,GAO Yang,HAO Xiao-le,ZHU Yan-wei
（AVIC Flight Test Establishment,Xi'an 710089,China）

The separate-flow exhaust system performance characteristic of a turbofan engine was analyzed through numerical method and experiment.Compared with typical exhaust system model test data from NASA,the numerical method was verified.The exhaust flow coefficient and the thrust coefficient of the turbofan engine under different flight conditions were obtained by the numerical method.Comparing the calculate data with the data obtained from the engine ground bench test,the results show that,within the scope of all test conditions,the maximum deviation of the engine inlet air flow rate between the calculated value and the test data was 1.8%,and the maximum deviation of the engine total thrust between the calculated value and the test data was no more than±0.5%.

exhaust nozzle;flow performance;turbofan engine;numerical calculation;engine ground bench test;total thrust

V231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.009

2014-01-09

齊海帆（1986），男，從事航空發動機性能與工作特性試飛研究工作；E-mail：qihaifan020520133@163.com。

齊海帆，高揚，郝曉樂，等.某型渦扇發動機尾噴管流動特性研究[J].航空發動機，2015，41（1）：48-52.QIHaifan,GAOYang,HAOXiaole，et al.Investigation of exhaust systemflowcharacteristicsfor aturbofan engine[J].Aeroengine，2015，41（1）：48-52.

（編輯：趙明菁）