渦槳發動機進氣道改進設計

岳 洋 周 臣

（中國航發湖南動力機械研究所，湖南 株洲 412002）

進氣道對發動機的整體性能有著十分重要的影響，其與發動機匹配關系的好壞、供氣能力以及出口氣流流場均勻性均會影響到發動機的工作能力，因此發動機進氣道設計至關重要[1-4]。然而發動機進氣道的設計研究，一直以來主要依靠試驗，成本高、難度大、周期長，且受試驗條件的限制，使進氣道研究工作受到了較大影響。但隨著計算流體力學（CFD）[5]的發展，采用數值模擬手段對進氣道進行分析研究，能夠大大縮短的研制周期，更加有利于進氣道的設計。

本文對某型渦槳發動機的地面臺架進氣道進行設計分析研究。由于該型渦槳發動機自身的結構特點：采用的是下方進氣，并且該型發動機在飛機上的進氣道與地面臺架進氣道存在差異，因此為滿足該型發動機在地面臺架上的試驗需求，對其地面臺架進氣道進行了兩種不同的方案設計，并且通過數值模擬手段對這兩種方案進行對比分析。

1 問題分析及方案設計

本文所研究的該型渦槳發動機在飛機上安裝的進氣道與發動機進氣機匣示意簡圖見圖1，可以發現該發動機在飛機上的進氣道除了包含進氣口，還有一個次流出口。該次流出口的主要作用是連接發動機上其它的氣體管道用于對發動機中的滑油系統進行氣冷散熱。而該發動機在地面臺架上試驗時則是采用試車臺的供水系統對發動機滑油進行外部水冷散熱，因此其在地面臺架上的進氣道不需要其在飛機上的進氣道次流出口。為了滿足該型發動機在地面臺架上的試驗需求，需對其進氣道進行重新設計。

圖1 飛機上的進氣道與機匣連接示意簡圖

針對該型發動機在飛機上的進氣道與地面臺架上的進氣道差異，在滿足發動機進氣需求的情況下，新設計的地面臺架進氣道采用了其在飛機上進氣道相似的布局形式，其進口流道基本相似，但取消了飛機進氣道后面的次流出口。同時考慮到新設計進氣道與發動機進氣機匣在連接處的內部流道差異，對進氣道下型面進行了兩種不同的方案設計，如圖2 所示。方案1 的設計思路是根據發動機在地面臺架上進氣道的設計經驗，保持進氣道出口與進氣機匣進口的幾何尺寸完全吻合；方案2設計思路則是保持進氣道下型面氣流的流動方向能夠沿下型面平滑過渡到進氣機匣型面，將其下型面設計成順著氣流方向與發動機進氣機匣型面相切。這兩種進氣道的改型設計方式均能夠滿足該發動機在地面臺架上的使用需求，但為了比較這兩種設計方案的優劣，下文針對這兩種設計方案進行建模、數值模擬，并對其結果進行對比分析。

圖2 兩種進氣道設計方案對比

2 數值模擬及結果分析

2.1 數值模擬

針對以上兩種設計方案，對該型發動機地面臺架進氣道進行了三維幾何建模，模型外形如圖3 所示。由于考慮到需要分析發動機地面臺架進氣道與發動機進氣機匣內部型面連接對于內部氣流流動影響。因此，將這兩種模型進氣道連接到發動機進氣機匣上進行進氣道與機匣的整體數值模擬分析。

圖3 進氣道及進氣機匣三維幾何模型

利用ANSYS CFX 軟件分別對這兩種進氣道方案幾何模型在發動機的不同流量工況下進行數值模擬。首先，使用ANSYS ICEM 軟件對兩種模型進行網格劃分，并對模型進氣道喇叭口處及進氣機匣網格進行了局部加密，使數值模擬結果更加準確，兩種模型網格數均約為310 萬，網格如圖4 所示。

圖4 兩種方案模型計算網格

根據以前通用的數值模擬計算經驗，本文采用Kepsilon 兩方程湍流模型，離散格式采用二階精度的“High Resolution”格式。在計算中未考慮進氣道來流壓力損失，進氣道進口邊界條件為P*=101325Pa，T*=288.15K，出口邊界條件給定發動機不同工況下的空氣流量，取進氣道前方氣流計算區域為長方體結構。模型計算邊界條件示意圖如圖5 所示。

圖5 計算邊界條件

2.2 計算結果分析

對于這兩種進氣道設計方案的數值模擬結果，主要對其在發動機設計工況下的流場特點及不同工況下性能參數變化進行對比分析。

圖6 為設計工況下兩種方案模型內部三維流線圖，可以看出流場分布均勻，氣流流動通暢，數值模擬能夠較好的模擬該進氣系統模型內部氣流的流動情況。

圖6 設計工況三維流線圖

為了比較兩種方案在流道內部的流動細節，圖7 和圖8 分別給出了在發動機設計工況下，兩種模型在中截面處的馬赫數云圖和流線圖。從圖7 和圖8 中可以看出，方案1 在進氣道下型面處存在一個較大的低速區，特別是在靠近交接面處低速區尤為明顯，分析其主要原因是由于在發動機進氣機匣唇口處有一個曲率較大的弧面，使得發動機進氣道與進氣機匣在連接時交接面處存在一個臺階，進氣道下部氣流流過此處時會折轉約90°的角度，從而產生了較大的速度損失。由圖7 和圖8 可以看出，方案2 相對于方案1 而言在進氣道下型面處的低速區明顯減少，并且氣體流線能夠沿進氣道下型面光滑過渡到進氣機匣型面，該結果表明此方案能夠達到使氣流能夠沿其流動方向沿下型面平滑過渡到進氣機匣型面的設計目的。只是該方案在進氣機匣下唇口處有一個很小的低速三角區，形成該區域的主要原因在于此方案在進氣道與機匣連接處有一個死區，有一小部分氣流會在此處形成漩渦，并阻滯在此區域內。圖9 為兩種方案模型在進氣道與進氣機匣交接面處的馬赫數云圖，從中可以看出方案1 在進氣道型面下方存在明顯的低速區，而方案2 在交接面處速度分布均勻，沒有很明顯的低速區。方案1 低速區原因與上述中截面處分析的原因相同，是由于氣流折轉造成的速度損失，而方案2 則氣流過渡平滑，因此沒有此低速區。從流道內的流場情況來看，方案2 要優于方案1。

圖7 設計工況下流道中截面馬赫數云圖

圖8 設計工況下流道中截面流線圖

圖9 設計工況下交接面處馬赫數云圖

圖10 為發動機設計工況下，兩種方案在進氣機匣出口處的總壓分布云圖。從云圖中可以看出，方案2 模型在進氣機匣出口處的總壓分布較方案1 更加均勻。

圖10 設計工況下進氣機匣出口總壓云圖

式中：

P60min——任意60°扇形區內平均壓力最小值，Pa；

Pav——出口截面上的平均總壓力，Pa；

Qav——出口截面上的平均動壓，Pa。

得到設計工況下，兩方案在進氣機匣出口處的氣流畸變指數，見表1。結果表明方案2 模型在進氣機匣出口處的畸變指數小于相對于方案1 模型，因此方案2 機匣出口具有更高的均勻度。

為了進一步比較兩種方案模型在性能參數上的變化情況。圖11 給出了兩種方案模型的總壓恢復系數（機匣出口總壓/進氣道進口總壓）及進氣機匣出口馬赫數隨流量的變化趨勢。從總壓恢復系數上看，隨流量增大，兩種方案模型總壓恢復系數均逐漸減小，在小流量工況下基本相同，但在大流量工況時方案2 的總壓恢復系數略大于方案1。從進氣機匣出口馬赫數來看，方案2 模型在進氣機匣出口處的馬赫數大于方案1。

圖11 總壓恢復系數及進氣機匣出口馬赫數變化趨勢

3 結論

本文對某型發動機地面臺架進氣道提出了兩種設計方案，通過對這兩種設計方案模型數值模擬結果的對比分析，得到如下結論：

3.1 相比于方案1，方案2 模型能夠使氣流在進氣道與進氣機匣內平滑過渡，進氣道下型面具有更小的低速區范圍，流道內部流場分布更加均勻。

3.2 方案2 模型在進氣機匣出口截面處具有更小的畸變指數。

3.3 隨流量增大，兩種方案模型總壓恢復系數均逐漸減小，在小流量工況下基本相同，但在大流量工況時方案2 的總壓恢復系數略大于方案1。

3.4 方案2 模型在進氣機匣出口處的馬赫數大于方案1。

本文的設計思路及分析研究結果為今后該型發動機地面臺架進氣道設計提供了參考和依據，具有重要的指導意義。