航空發動機進氣道設計研究

宋航

1前言

航空發動機進氣道用于為發動機提供均勻的進氣條件，并測量進入發動機的流量。進氣道包括唇口段、測量段及擴張段。進氣道的設計需綜合考慮各方面的因素，測試段內氣流Ma數過大和過下都將導致測量不準確；此外擴張段擴張角也需適中，角度過大可能帶來氣流分離，角度過小又會導致長度偏長，壓力損失增加。本文針對某型航空發動機，采用理論設計和CFD驗證相結合的方法進行進氣道設計。經優化比選后，測量段Ma范圍為0.11～ 0.43，擴散段選取半角6°，測量截面各參數分布均勻，靜壓不均勻度為0.055%，進氣道出口靜壓分布均勻光滑，靜壓不均勻度0.093%。

2設計方法

本文所針對某型航空發動機進行進氣道設計，流量范圍17～62kg/s，發動機進口內徑尺寸為1500mm。

2.1唇口段

進氣道唇口段采取雙扭線型面使空氣均勻流入測量段，在測量段一定位置安排測量截面測量總壓和靜壓計算流量。為了保證進氣道測量截面處的速度場均勻，流量測量精度不高于±0.5%F.S，進氣道進氣喇叭口內壁按如下公式造型：

式中：0.6D

2.2測量段

進氣道通過在特征截面測量總壓和靜壓參數來計算流量，由于靜壓測量對氣流動壓頭特別敏感，因此，當進氣道幾何尺寸一定時，其流量測量范圍是有限制的，工程上為保證測量精度，目前一般將測量段氣流Ma數控制在0.1～0.6。取測量截面位于唇口末端與測量段切點下游0.5D處。

2.3擴散段

擴散段用于連接測量段與發動機試驗件進口，擴張角一般選取半角6°左右。

3設計結果

靜壓測量對氣流動壓頭特別敏感，因此，當進氣道測量段幾何尺寸一定時，其流量測量范圍是有限制的，工程上為保證測量精度，目前一般將管內氣流Ma數控制在0.1以上。為保證進氣道在擴散段流場不因逆壓力梯度而產生分離，擴張角選取半角6°。然而過大的流速將導致測量段直徑偏小，擴散段長度偏長，壓力損失相應增加，整體重量也會升高。總靜壓差、Ma數及擴散段長度隨喉道尺寸變化關系如下圖所示：

綜合考慮各方面因素，最終選取測量段直徑700mm，Ma范圍為0.11～ 0.43。擴散段角度選取半角6°，整體結構如下所示：

4流場分析

采用CFD方法對進氣道設計進行初步校核，非粘性對流通量采用基于MUSCL插值的Roe格式進行離散，粘性通量采用二階中心差分格式進行離散，時間推進采用隱式方法。湍流模型采用k-ε模型，同樣使用二階格式離散，分子粘性系數采用Sutherland公式計算。采用了壓力進口、壓力出口及無滑移絕熱固壁邊界條件，進口給定大氣壓101325Pa，溫度298K，出口壓力預估100000Pa。方程的離散均選擇二階迎風格式。計算收斂的標準為：各殘差指標下降到10-5以下或不再變化，進出口流量的相對誤差在10-4以下。

4.1仿真結果

計算流量為70kg/s，進氣道內速度云圖如下圖所示：

上圖表明進氣道內速度分布均勻，進氣唇口段及擴散段無分離，進氣唇口段型線設計及擴散段擴張角選取合理。進氣道出口靜壓沿徑向分布均勻光滑，進氣道出口靜壓不均勻度0.093%，遠小于0.5%指標要求。

4.1.1唇口段

唇口段作用是使進氣道進口處的氣流均勻的流入進氣道內，避免在進口處出現附面層分離和漩渦。下圖為唇口段壓力分布云圖及速度分布云圖：

上圖表明唇口型線設計合理，氣流在流入進氣道的過程中雖發生壁面分離，但很快再附于下游壁面，形成較小的分離泡，對下游流場無明顯影響。測量截面各參數分布均勻，靜壓不均勻度為0.055%，滿足相關規范測試指標。

4.1.2擴張段

以下對擴張段擴張角半角7°和半角6°進行比選，進氣道出口部分壁面速度矢量圖對比如下：

上圖表明擴張角半角7°進氣道出口壁面速度發生逆流，由于擴張角過大，附面層在逆壓力梯度和粘性的共同作用下，在擴張段產生附面層分離；而擴張角半角7°進氣道出口壁面速度型較為飽滿，未出現附面層分離現象。表明擴張角半角選擇6°合理，更大的擴張角將導致附面層分離的發生。

5結論

經優化比選后，測量截面各參數分布均勻，靜壓不均勻度為0.055%；進氣道出口靜壓沿徑向分布均勻光滑，進氣道出口靜壓不均勻度0.093%，滿足相關規范測試指標。優化后進氣道設計方案合理，并為進氣道設計提供設計參考和依據。

（作者單位：中航工程集成設備有限公司）