胡燕華，周七二，蔡顯新

（1．南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇南京210016;2．中航工業(yè)航空動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲 412002）

渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)S2參數(shù)化流道造型及數(shù)值仿真

胡燕華1，2，周七二2，蔡顯新2

（1．南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇南京210016;2．中航工業(yè)航空動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲 412002）

建立了一種渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)S2參數(shù)化流道造型方法，采用某S2數(shù)值仿真軟件完成了某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)計(jì)算。計(jì)算表明S2參數(shù)化流道造型方法簡單、有效，仿真軟件對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行整機(jī)穩(wěn)態(tài)計(jì)算的精度基本滿足計(jì)算要求，為渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化奠定了基礎(chǔ)。

渦軸發(fā)動(dòng)機(jī);整機(jī);參數(shù)化流道造型;數(shù)值仿真

航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真技術(shù)是將現(xiàn)代相關(guān)學(xué)科最新研究成果、多年積累的實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)及現(xiàn)代計(jì)算機(jī)技術(shù)、信息技術(shù)等融合貫通，綜合應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)研制的一種手段，是現(xiàn)代先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)研制技術(shù)的一個(gè)重要發(fā)展方向，是計(jì)算流體力學(xué)（CFD）、計(jì)算結(jié)構(gòu)力學(xué)（CSD）、計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)和現(xiàn)代信息技術(shù)等最新成果在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的綜合應(yīng)用。航空發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值仿真模型根據(jù)精度不同，分為零維、一維、準(zhǔn)三維和三維。隨著計(jì)算機(jī)通信技術(shù)的迅猛發(fā)展和計(jì)算機(jī)計(jì)算能力的突飛猛進(jìn)，大規(guī)模的發(fā)動(dòng)機(jī)部件復(fù)雜流場、溫度場、強(qiáng)度分析和優(yōu)化設(shè)計(jì)成為可能，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)部件的三維數(shù)值仿真。但是，單獨(dú)的發(fā)動(dòng)機(jī)部件數(shù)值仿真與優(yōu)化設(shè)計(jì)存在著邊界條件不真實(shí)、各部件之間匹配聯(lián)系不緊密的弱點(diǎn)，而這將極大的限制數(shù)值仿真技術(shù)的應(yīng)用效果。［1］因此，將發(fā)動(dòng)機(jī)部件數(shù)值仿真技術(shù)的成果進(jìn)一步發(fā)展，結(jié)合數(shù)值傳遞技術(shù)、多學(xué)科優(yōu)化技術(shù)與必要的實(shí)驗(yàn)修正，實(shí)現(xiàn)統(tǒng)一平臺(tái)上發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的數(shù)值仿真就成為技術(shù)上可行的航空發(fā)動(dòng)機(jī)仿真與優(yōu)化設(shè)計(jì)的發(fā)展方向。本文應(yīng)用的某數(shù)值仿真軟件可以對(duì)部件、整機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬，考核部件、整機(jī)的性能指標(biāo)，以及各部件在整機(jī)環(huán)境中的匹配關(guān)系，將發(fā)動(dòng)機(jī)總體分析能力從零維、一維提高到準(zhǔn)三維的水平。

在建立了一種渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)S2參數(shù)化流道造型的基礎(chǔ)上，利用S2軟件進(jìn)行了某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)總體計(jì)算工作，包括發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的網(wǎng)格劃分、計(jì)算、損失模型初步給定和結(jié)果分析等。

1 S2參數(shù)化流道造型

渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)S2參數(shù)化流道造型由直線、圓弧、樣條曲線首尾相連組成。［2］其中直線由前后端點(diǎn)的X（軸向坐標(biāo)）、R（徑向坐標(biāo)）控制;圓弧由前后端點(diǎn)加中心點(diǎn)的X、R坐標(biāo)控制;樣條曲線由分布點(diǎn)的X、R坐標(biāo)控制。再在控制點(diǎn)中插值生成新的流道，滿足優(yōu)化要求。［3］

壓氣機(jī)部分的流道劃分和流道參數(shù)控制如圖1所示。

圖1 壓氣機(jī)流道劃分示意圖

2 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算

本文利用該軟件進(jìn)行了某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能計(jì)算。發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)模型的計(jì)算網(wǎng)格如圖2所示，圖3至圖6分別為計(jì)算得到的馬赫數(shù)、壓力、溫度等值線圖及速度矢量圖。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格圖

圖3 馬赫數(shù)等值線圖

圖4 壓力等值線圖

圖5 溫度等值線圖

圖6 速度矢量圖

發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)部件、總體的計(jì)算結(jié)果及計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的比較見表1。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)部件、總體的計(jì)算結(jié)果

3 計(jì)算結(jié)果分析

從計(jì)算結(jié)果看，壓氣機(jī)S2計(jì)算的結(jié)果與試驗(yàn)值相比較，流量偏高，效率和壓比偏低;這主要是由于該發(fā)動(dòng)機(jī)軸流部分的轉(zhuǎn)子后靜子葉片帶端彎，并為串列葉柵結(jié)構(gòu)，為了能夠計(jì)算對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行了處理，導(dǎo)致計(jì)算軸流部分的計(jì)算結(jié)果比試驗(yàn)值偏低。

在本次計(jì)算中，燃燒室由于結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，在建模過程中對(duì)模型進(jìn)行了簡化處理。從計(jì)算的圖形中看溫度、壓力分布參數(shù)分布比較合理。

渦輪S2計(jì)算的結(jié)果與試驗(yàn)值相比較，效率和流量偏高，膨脹比偏高。

由于以上原因使得總體S2計(jì)算的功率比試驗(yàn)值偏低。

通過該渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)S2仿真計(jì)算驗(yàn)證，各個(gè)部件的計(jì)算值與試驗(yàn)值比較接近（3%以內(nèi)），能夠初步滿足設(shè)計(jì)中的應(yīng)用。程序本身自帶的損失模型用在整機(jī)的計(jì)算中還存在較大的誤差，需要通過經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)修正損失模型，得到相對(duì)準(zhǔn)確的各部件的性能參數(shù)。

4 結(jié)論

航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)S2數(shù)值仿真模型計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比分析結(jié)果表明該模型的計(jì)算結(jié)果的變化規(guī)律正確，能夠初步用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能機(jī)部件匹配性能計(jì)算，但計(jì)算精度有待于進(jìn)一步提高。

發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的S2數(shù)值仿真和多學(xué)科優(yōu)化是從“傳統(tǒng)設(shè)計(jì)”向“預(yù)測設(shè)計(jì)”轉(zhuǎn)換的重要途徑，對(duì)提升現(xiàn)階段航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)手段意義重大。［4］本文是關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)S2數(shù)值仿真的起步研究工作，為深入研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值仿真技術(shù)和整機(jī)多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法奠定了初步基礎(chǔ)，但仍存在一些問題，如計(jì)算結(jié)果收斂性不好，需要大量的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)修正損失模型等。

針對(duì)現(xiàn)階段存在的主要問題，需要在下一個(gè)階段開展以下方面的工作：S2計(jì)算軟件的修改和完善;研究損失系數(shù)的給定，進(jìn)一步提高計(jì)算精度;將S2仿真軟件與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)多學(xué)科優(yōu)化平臺(tái)融合。［5］

［1］CIAM．S2 Euler code for gas flow calculation through gas turbine engine flow passage User’s guide［R］．2006．

［2］王劍．S2仿真程序壓氣機(jī)部件初步計(jì)算報(bào)告［R］．中國航空動(dòng)力機(jī)械研究所科研報(bào)告，2006．

［3］彭劍勇．S2仿真程序燃燒室部件初步計(jì)算報(bào)告［R］．中國航空動(dòng)力機(jī)械研究所科研報(bào)告，2006．

［4］許如琦．S2仿真程序渦輪部件初步計(jì)算報(bào)告［R］．中國航空動(dòng)力機(jī)械研究所科研報(bào)告，2006．

［5］衛(wèi)剛．發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)仿真在工程設(shè)計(jì)中的應(yīng)用［R］．中國航空學(xué)會(huì)第一屆航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真與數(shù)字優(yōu)化設(shè)計(jì)學(xué)術(shù)交流會(huì)，2008．

［編校：張芙蓉］

S2 Parametric Channel Modeling and Numerical Simulation for a W hole Turbine－shaft Engine

HU Yanhua1，2ZHOU Qi＇er2，CAIXianxin2
（1．Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing Jiangsu 210016; 2．AVIC Aero－engine Powerplant Research Institute，Zhuzhou Hunan 412002）

The paper establishes a S2 parametric channelmodelingmethod for a whole turbineshaft engine by using a certain S2 numerical simulation software to complete the calculation of a whole turbine－shaft engine．Calculations show that the S2 parametric channelmodelingmethod is simple and effective，and the accuracy after simulation software＇s calculating turboshaftengine＇steady state can basicallymeet the calculating requirement．Thus thismay lay a good foundation formultidisciplinary design optimization of a whole turbine－shaft engine．

turboshaft engine;machine;parametric modeling flow;simulation

V235．12

A

1671－9654（2011）01－033－04

2010－12－06

胡燕華（1981－），女，湖南株洲人，工程師，工學(xué)碩士，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。