張建東，陳俊，王維，李永國，劉建軍

（中航商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司，上海 200241）

0 引言

在大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)中，由于流過風(fēng)扇外涵的空氣流量遠(yuǎn)大于核心機(jī)的，與混合排氣形式的噴管相比，采用分開排氣的噴管能使內(nèi)涵噴管和外涵各自處于最佳工作狀態(tài)，同時降低了噴管的質(zhì)量，因此在大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)（如CFM56系列、GE90系列、Trent系列等發(fā)動機(jī)）排氣系統(tǒng)中被廣泛應(yīng)用，分開排氣噴管的設(shè)計、材料、降噪等各項(xiàng)技術(shù)均已成熟，目前已向3維設(shè)計[1-3]和更高效率的自適應(yīng)面積可調(diào)[4]方向發(fā)展。在國內(nèi)，邵萬仁等[5-8]開展了對大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)排氣噴管設(shè)計技術(shù)的研究，王志棟[9]、沈克揚(yáng)[10]等開展了渦扇發(fā)動機(jī)噴管氣動設(shè)計和性能分析的研究，張正偉等開展了外涵偏軸分開排氣噴管的流場和聲場數(shù)值計算研究[7]，唐宇峰等開展了噴管喉道面積變化對大涵道比分排渦扇發(fā)動機(jī)性能影響的研究[12]，康冠群等研究了V形尾緣分開排氣噴管噴流流場[13]，并進(jìn)行了分開式與混合式排氣噴管氣動特性對比研究，朱彥偉等通過數(shù)值計算的方法分析了某型大涵道比發(fā)動機(jī)內(nèi)、外涵噴管的流量特性[14]，張恩和較為系統(tǒng)地總結(jié)了國外大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)的研制特點(diǎn)和設(shè)計特點(diǎn)，對渦扇發(fā)動機(jī)噴管的設(shè)計從可靠性、耐久性、可維護(hù)性等方面提出了更高的要求[15]。但從總體看，國內(nèi)對于商用大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)的設(shè)計技術(shù)尚不成熟。

本文研究了大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)用分開排氣噴管的氣動型面設(shè)計方法及其性能。

1 噴管型面設(shè)計方法

典型的噴管大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)剖面如圖1所示。本文主要研究噴管氣動型面設(shè)計，即圖中外涵外壁、核心機(jī)艙外罩、內(nèi)涵噴管外壁和尾錐。以外涵出口截面為界，核心機(jī)艙外罩位于外涵出口截面之前的部分稱為外涵內(nèi)壁；以內(nèi)涵噴管出口截面為界，尾錐位于內(nèi)涵噴管出口截面之前的部分稱為內(nèi)涵噴管內(nèi)壁。外涵進(jìn)口連接風(fēng)扇支板出口，內(nèi)涵噴管進(jìn)口接核心機(jī)低壓渦輪支板出口，風(fēng)扇支板出口與低壓渦輪支板出口的尺寸作為噴管型面設(shè)計的限制參數(shù)（圖1）。

圖1 典型渦扇發(fā)動機(jī)剖面

表1 噴管設(shè)計點(diǎn)氣動參數(shù)

噴管設(shè)計點(diǎn)一般選大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)工作時間最長的巡航安裝狀態(tài)，本文所涉及的巡航安裝狀態(tài)飛行高度為11km，其余內(nèi)涵噴管進(jìn)口和外涵進(jìn)口氣動參數(shù)見表1，表中外涵、內(nèi)涵噴管流量均以外涵流量進(jìn)行了無量綱化處理。

基于1維氣體動力學(xué)基礎(chǔ)理論，根據(jù)上述氣動參數(shù)，外涵膨脹至臨界狀態(tài)，確定的外涵喉部面積（即出口面積）為0.781，內(nèi)涵噴管實(shí)現(xiàn)完全膨脹，確定的內(nèi)涵噴管出口面積為0.198。

如圖1所示，構(gòu)成噴管的各型面均為軸對稱型面，其設(shè)計過程分為外涵型面設(shè)計、內(nèi)涵噴管設(shè)計、核心機(jī)艙外罩b段設(shè)計和尾錐b段設(shè)計。組成外涵流道的外涵內(nèi)壁面和外壁面，與通過發(fā)動機(jī)軸線的平面相交，所得剖面線為距離發(fā)動機(jī)軸線徑向長度不同的2條曲線（圖2中AC與BD），可看作是一系列沿軸向分布的、半徑不同的圓（圓心連線即為外涵中心線）的包絡(luò)線，如圖2所示。外涵中心線通過控制中心線上的關(guān)鍵點(diǎn)實(shí)現(xiàn)，外涵中心線共有5個控制點(diǎn)（如圖3所示），其中A點(diǎn)為外涵進(jìn)口內(nèi)外壁連線的中點(diǎn)，B點(diǎn)用于控制外涵入口段斜率，C點(diǎn)用于控制外涵徑向最高點(diǎn)（發(fā)動機(jī)后安裝節(jié)的預(yù)留空間），E點(diǎn)位于外涵出口內(nèi)外壁連線的中點(diǎn)，D點(diǎn)用于控制外涵出口段斜率，各控制點(diǎn)之間通過樣條曲線連接，也可以根據(jù)需求采用分段樣條曲線連接。

圖2 噴管型面曲線與中心線

在外涵中心線半徑為R2的軸向位置X，對應(yīng)軸向位置的流通面積為A2，則

圖3 外涵控制點(diǎn)

組成內(nèi)涵噴管流道的內(nèi)涵噴管內(nèi)、外壁面，其設(shè)計方法與外涵的相同，僅內(nèi)涵噴管出口徑向與軸向尺寸的設(shè)計需考慮與核心機(jī)艙外罩b段協(xié)調(diào)，而無后安裝節(jié)的影響。而內(nèi)涵噴管中心線和內(nèi)涵噴管流通面積與外涵的不同。

核心機(jī)艙外罩b段型面即圖2中連接D點(diǎn)和G點(diǎn)的曲線，其中D點(diǎn)保持光滑連接，G點(diǎn)的梯度與內(nèi)涵噴管出口氣流角保持一致。尾錐b段型面即圖2中連接H點(diǎn)和軸線的曲線，其中H點(diǎn)保持光滑連接，尾錐曲線與軸線連接點(diǎn)決定噴管的最終長度。

通過上述設(shè)計方法所得典型噴管型面2維模型如圖4所示。

圖4 噴管型面2維模型

2 噴管氣動性能分析

2.1 典型分開排氣噴管氣動性能分析方法

為了準(zhǔn)確模擬噴管流場，以研究噴管氣動性能，利用噴管的軸對稱特性，采用2維軸對稱模型對噴管流場進(jìn)行數(shù)值模擬分析。為了減小邊界條件對計算結(jié)果的影響，流場整體的高度和寬度分別選取噴管外涵進(jìn)口外壁半徑的8倍和噴管整體長度的7倍，如圖5所示。

圖5 噴管計算域

計算域內(nèi)網(wǎng)格形式為四邊形結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，壁面2維網(wǎng)格總數(shù)為20萬，并使用壁面插值函數(shù)，如圖6所示。流場計算采用隱式格式求解對流項(xiàng)，采用有限體積法求解N-S方程，湍流模型選用SSTk-ω模型。遠(yuǎn)場為無反射邊界，壁面無滑移、無穿透，在近壁面垂直于壁面的方向上的壓力梯度為零。

圖6 噴管網(wǎng)格劃分

整個流場采用各邊界的平均值進(jìn)行初始化。

2.2 噴管氣動性能指標(biāo)

衡量噴管氣動性能優(yōu)劣的參數(shù)通常選擇推力系數(shù)。噴管實(shí)際推力為如圖7所示控制面1～4上產(chǎn)生的推力之和（本文中下標(biāo)v表示動量項(xiàng)，下標(biāo)p表示壓強(qiáng)項(xiàng)）。

控制面1～4所產(chǎn)生的實(shí)際總推力

圖7 產(chǎn)生推力的控制面

理想推力可由1維等熵流動方程確定

2.3 噴管氣動性能分析

2.3.1 噴管流場結(jié)構(gòu)

通過上述方法模擬所得噴管設(shè)計點(diǎn)馬赫數(shù)分布如圖8所示。從圖8中可見，外涵氣流的膨脹過程主要發(fā)生在外涵接近出口截面的收縮段（馬赫數(shù)增大），氣流在外涵出口截面尚處于不完全膨脹狀態(tài)，在噴管出口截面下游繼續(xù)膨脹，形成了圖8中外涵出口下游的波系結(jié)構(gòu)。內(nèi)涵氣流在內(nèi)涵噴管出口下游流通面積逐漸增加，流速增大，靜壓升高。從如圖9所示的噴管流線分布可見，流場中流線過渡光順，未出現(xiàn)壁面分離和旋渦等能引起流動損失急劇增大的現(xiàn)象。

圖8 噴管馬赫數(shù)分布

圖9 噴管流線分布

2.3.2 噴管性能參數(shù)變化規(guī)律

對于幾何固定的內(nèi)、外涵分開排氣噴管，影響噴管性能的參數(shù)有外涵進(jìn)口氣動參數(shù)、內(nèi)涵噴管進(jìn)口參數(shù)與自由流氣動參數(shù)，其中，由于外涵流量近10倍于內(nèi)涵噴管的，所以選擇外涵進(jìn)口氣動參數(shù)作為影響噴管性能的關(guān)鍵參數(shù)，進(jìn)行噴管氣動性能的研究。

為了分析外涵落壓比對噴管性能的影響，在環(huán)境靜溫為218.8K、環(huán)境靜壓為23842Pa、內(nèi)涵落壓比為1.600的條件下，對自由流馬赫數(shù)Ma0分別為0.785和0.050，外涵落壓比分別為2.200、2.000、1.893、1.800、1.600、1.400和1.200時噴管流場進(jìn)行了數(shù)值模擬。模擬所得噴管推力系數(shù)Cfg隨外涵落壓比變化曲線如圖10所示。Cfg的變化趨勢與自由流馬赫數(shù)有關(guān)，當(dāng)Ma0=0.050時，Cfg隨外涵落壓比的增大而平緩增大；當(dāng)Ma0=0.785時，Cfg隨外涵落壓比的增大而減小，且變化幅度逐漸減小，同時，核心機(jī)艙外罩b段與尾錐b段所受軸向力在噴管總推力中所占比例（Cfg-Cfgo）也減小。

在外涵落壓比相同的條件下，自由流馬赫數(shù)越大，核心機(jī)艙外罩b段與尾錐b段所受軸向力在噴管總推力中所占比例越大。

需要說明的是，本文未計入外露尾錐對理想推力的貢獻(xiàn)，導(dǎo)致在Ma0=0.785時Cfg＞1。

圖10 噴管推力系數(shù)隨外涵落壓比變化曲線

3 結(jié)論

本文介紹了1種設(shè)計分開排氣噴管型面的方法，并采用數(shù)值模擬方法分析了外涵進(jìn)口氣動參數(shù)對噴管氣動性能參數(shù)的影響。得出如下結(jié)論。

（1）在自由流馬赫數(shù)為0.050時，推力系數(shù)Cfg隨外涵落壓比的增大而增大，在自由流馬赫數(shù)為0.785時，Cfg隨外涵落壓比的增大而減??；

（2）在外涵落壓比相同時，自由流馬赫數(shù)越大，核心機(jī)艙外罩b段與尾錐b段所受軸向力在噴管總推力中所占比例越大，對Cfg的影響也增大。

[1] Keith B D, Uenishi K, Dietrich D A. CFD-based three dimensional turbofan exhaust nozzle analysis system [J]. Journal of Propulsion and Power, 1993，9（6）：431-436.

[2] Abdol-Hamid Khaled S，Uenishi K, Keith B D, et al. Commercial turbofan engine exhaust nozzle flow analyses[J]. Journal of Propulsion and Power, 1993, 9（3）：840-846.

[3] Weibschuh M, Staudacher S. Investigation on the influence of a core chevron nozzle on the performance of a modern bypass Engine[R]. ASME 2004-GT-53212.

[4] Sloan B, Spence S. Parametric analysis of variable nacelle nozzle throat area using warped chevrons [R]. ASME 2008-GT-51265.

[5]邵萬仁，尚守堂，張力，等.大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)排氣噴管技術(shù)分析[C]//中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會論文集（動力專題）.北京：中國航空學(xué)會，2007：46-49.

SHAO Wanren, SHANG Shoutang, ZHANG Li, et al. Technical analysis of high bypass ratio turbofan engine [C]//Chinese Society of Aeronautics and Astronautics （Propulsion Topic）,2007: 46-49.（in Chinese）

[6]張正偉，張靖周，邵萬仁，等.外涵偏軸分開排氣噴管的流場和聲場數(shù)值計算[J].航空動力學(xué)報，2012，27（5）：1139-1145.

ZHANG Zhengwei, ZHANG Jingzhou, SHAO Wanren, et al.Numerical caculation of flow and acoustics fields for separated exhaust nozzle with bypass offset[J]. Journal of Aerospace Power,2012，27（5）：1139-1145.（in Chinese）

[7]張錦繡，賈東兵，龔正真，等.大涵道比發(fā)動機(jī)分開式排氣噴管氣動設(shè)計方法.中國，200810013241[P].2010-03-24.

ZHANG Jinxiu, JIA Dongbing, GONG Zhengzhen, et al. Separate exhaust nozzle aerodynamic design method of high bypass ratio turbofan engine. China, 200810013241 [P]. 2010-03-24.（in Chinese）

[8]熊劍，王新月，施永強(qiáng)，等.基于并行多目標(biāo)遺傳算法大涵道分開式排氣系統(tǒng)氣動優(yōu)化設(shè)計[J].航空動力學(xué)報，2012，27（6）：1384-1390.

XIONG Jian, WANG Xinyue, SHI Yongqiang, et al. Aerodynamic optimization design of high bypass ratio separate-flow exhaust system based on parallel multi-objective genetic algorithm [J]. Journal of Aerospace Power, 2012，27 （6）：1384-1390.（in Chinese）

[9]王志棟.渦扇發(fā)動機(jī)尾噴管的氣動設(shè)計[J].民用飛機(jī)設(shè)計與研究，1995（3）：19-22.

WANG Zhidong. Nozzle aerodynamic design of turbofan engine [J]. Civil Aircraft Design and Resarch, 1995 （3）：19-22.（in Chinese）

[10]沈克揚(yáng).渦扇發(fā)動機(jī)短艙的氣動設(shè)計方法[J].民用飛機(jī)設(shè)計與研究，1992（4）：12-19.

SHEN Keyang. Nacelle aerodynamic design method of turbofan engine [J]. Civil Aircraft Design and Resarch, 1992（4）：12-19.（in Chinese）

[11]康冠群，王強(qiáng).分開式與混合式排氣噴管氣動特性對比研究[J].航空發(fā)動機(jī)，2013，39（6）：24-30.

KANG Guanqun, WANG Qiang. Comparison lnvestigation aerodynamic characteristics of separate-flow and mixed-flow exhaust nozzles [J]. Aeroengine，2013，39 （6）：24-30.（in Chinese）

[12]唐宇峰，沈錫鋼，李泳凡，等.噴管喉道面積變化對大涵道比分排渦扇發(fā)動機(jī)性能的影響[J].航空發(fā)動機(jī)，2011，37（1）：11-15.

TANG Yufeng, SHEN Xigang, LI Yongfan, et al. Effect of nozzle throat area variation on performance of high bypass ratio turbofan with separate flow[J]. Aeroengine, 2011，37（1）：11-15.（in Chinese）

[13]康冠群，王強(qiáng).V形尾緣分開排氣噴管噴流流場的數(shù)值模擬[J].航空動力學(xué)報，2011，26（1）：154-160.

KANG Guanqun, WANG Qiang. Numerical simulation on jet flow field of separate flow nozzles with chevron trailing edge [J]. Journal of Aerospace Power，2011，26 （1）：154-160.（in Chinese）

[14]朱彥偉，袁長波.大涵道比發(fā)動機(jī)噴管流量系數(shù)數(shù)值計算與分析[J].計算機(jī)仿真，2013，30（1）：159-164.

ZHU Yanwei, YUAN Changbo. Study on nozzle flow coefficients of the high bypass engine using numerical simulation [J]. Computer Simulation,2013，30（1）：159-164.（in Chinese）

[15]張恩和.大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)的研制與設(shè)計特點(diǎn)[J].航空發(fā)動機(jī)，2007，33（3）：1-6.

ZHANG Enhe. Development and design features of high bypass ratio turbofan engine [J]. Aeroengine, 2007，33（3）：1-6.（in Chinese）