何培壘，蘇金友，劉志友，徐倩楠

（中國燃氣渦輪研究院航空發(fā)動機高空模擬技術(shù)重點實驗室，四川江油621703）

分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗排氣布局評估

何培壘，蘇金友，劉志友，徐倩楠

（中國燃氣渦輪研究院航空發(fā)動機高空模擬技術(shù)重點實驗室，四川江油621703）

為評估分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗的排氣特性，采用數(shù)值仿真方法，對分開排氣發(fā)動機高空模擬試驗時配備的排氣擴壓器的結(jié)構(gòu)進行分析。主要從發(fā)動機尾錐與排氣擴壓器入口距離、排氣擴壓器結(jié)構(gòu)尺寸、艙內(nèi)壓力模擬偏差及次流四方面影響進行排氣特性計算，并以發(fā)動機設(shè)計推力進行檢驗。結(jié)果表明：該發(fā)動機進行高空模擬試驗時，排氣擴壓器直徑應(yīng)不小于3.5m，排氣擴壓器直段長度不小于9.0m，發(fā)動機尾錐與排氣擴壓器入口距離以0.85倍擴壓器直段直徑為宜；發(fā)動機飛行包線的巡航點和左邊界點的推力偏差，均隨模擬艙壓偏差絕對值的增大而增大，但巡航點推力變化斜率較大。

航空發(fā)動機；高空模擬試車臺；排氣擴壓器；涵道比；推力；數(shù)值仿真

符號表

D擴壓器直徑F凈推力

Fdesign設(shè)計推力

H高度

L擴壓器直段長度

L1擴壓器伸入高空艙長度

LD尾錐與擴壓器入口的距離

Ma馬赫數(shù)

p壓力

ph試驗點環(huán)境壓力

psch模擬環(huán)境壓力

pt總壓

Tt總溫

v速度

W流量

θcfd數(shù)值仿真推力偏差

δ擴壓器效率

下標：

0發(fā)動機進口

1e發(fā)動機外涵外環(huán)境

7噴管進口截面

9發(fā)動機內(nèi)涵

19發(fā)動機外涵

cfd數(shù)值仿真結(jié)果

design設(shè)計點

e發(fā)動機內(nèi)涵外環(huán)境

out-pk擴壓器出口

sch高空艙內(nèi)

th理論值

1　引言

分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機與軍用小涵道比渦扇/渦噴發(fā)動機高空模擬試驗總體結(jié)構(gòu)基本一致，但由于前者內(nèi)外涵排氣不同流道，且外涵噴管多工作在亞聲速狀態(tài)，而對高空模擬試驗中飛行高度的模擬提出了更高的要求，同時對推力測量的要求也相應(yīng)提高。其中，排氣擴壓器結(jié)構(gòu)設(shè)計和氣動布局選擇，對分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗至關(guān)重要。如美國阿諾德工程發(fā)展中心主要進行軍用發(fā)動機試驗的C-1高空艙，發(fā)動機試驗時噴管距離排氣擴壓器較近，且排氣擴壓器橫截面面積與發(fā)動機噴管出口面積按一定比例設(shè)計；而主要進行民用發(fā)動機試驗的C-2高空艙，發(fā)動機試驗時噴管距離排氣擴壓器較遠［1］，其排氣擴壓器橫截面面積與發(fā)動機內(nèi)涵或外涵噴管出口面積，同樣需要按一定比例設(shè)計。

排氣擴壓器是高空艙的一個主要設(shè)備，由直段和錐段組成。在抽氣能力滿足要求的情況下，排氣擴壓器設(shè)計成功與否，直接關(guān)系到高空臺所要模擬的飛行高度壓力能否實現(xiàn)。小涵道比混合排氣渦扇、渦噴發(fā)動機高空模擬試驗排氣擴壓器的設(shè)計原則［2-3］為：排氣擴壓器的設(shè)計既要考慮總壓恢復(fù)系數(shù)，又要考慮允許發(fā)動機排氣具有一定的膨脹比，以及對試驗中發(fā)動機性能參數(shù)測量的影響［4］。在發(fā)動機尾噴管尺寸確定的情況下，排氣擴壓器直段直徑越大，其總壓恢復(fù)系數(shù)（即擴壓器效率）就越低，而允許發(fā)動機排氣的膨脹比就越大；發(fā)動機噴管出口距離排氣擴壓器入口距離越遠，對發(fā)動機性能參數(shù)測量影響越小。所以，在滿足膨脹比的前提下，排氣擴壓器直段直徑應(yīng)盡可能小，以得到較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，從而獲取最佳的經(jīng)濟效益。另外，擴壓器長度是引射增壓的主要因素，擴壓器越長射流的增壓效果越好，但擴壓器過長建設(shè)和維護費用較高，且占地面積較大，對于工程應(yīng)用不可?。?］。因此，在排氣擴壓器設(shè)計時，應(yīng)在考慮氣源能力的前提下，盡可能減小擴壓器長度。

目前，我國還沒有進行分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗的經(jīng)驗，為了設(shè)計適應(yīng)分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗的排氣擴壓器，需要進行前期論證工作［6-8］。本文遵循以上排氣擴壓器設(shè)計原則，采用數(shù)值仿真方法，對分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗中要求的排氣布局進行評估。

2　分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗排氣特點

分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗，與混合排氣小涵道比渦扇發(fā)動機、渦噴發(fā)動機高空模擬試驗的試驗艙結(jié)構(gòu)布局類似［1］，主要區(qū)別在于前者外涵排氣氣流多處于不臨界狀態(tài)，引射能力弱，艙內(nèi)壓力模擬偏差對發(fā)動機測量推力影響較大；同時，分開排氣發(fā)動機結(jié)構(gòu)尺寸一般較大，對高空艙排氣擴壓器結(jié)構(gòu)尺寸要求也大。另外，分開排氣發(fā)動機外涵氣流不進行燃燒加溫，排氣溫度低，相當于自然形成一層冷卻氣包裹住內(nèi)涵高溫排氣，對外涵上的測試管線和測試設(shè)備儀器儀表起到低溫保護作用；內(nèi)涵、外涵氣流與高空艙內(nèi)次流形成三股氣流，匯聚于排氣擴壓器入口區(qū)域。分開排氣渦扇發(fā)動機高空艙臺架安裝示意如圖1所示。

相對于混合排氣小涵道比渦扇發(fā)動機，分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機的飛行包線較小，高空模擬試驗時多數(shù)試驗點的外涵噴管或內(nèi)涵噴管氣流處于亞臨界狀態(tài)，這就要求高空艙內(nèi)能精確模擬飛行環(huán)境壓力，同時盡可能不受排氣擴壓器結(jié)構(gòu)設(shè)計和氣動布局的影響。

圖1　R分開排氣渦扇發(fā)動機高空模擬示意圖Fig.1 Turbofan high altitude simulation diagram

3　排氣特性分析

3.1排氣特性數(shù)值計算

依據(jù)我國某高空艙現(xiàn)有結(jié)構(gòu)，對分開排氣發(fā)動機的試驗排氣特性進行預(yù)先數(shù)值仿真分析。以該艙排氣擴壓器結(jié)構(gòu)為原型，將被試發(fā)動機簡化為內(nèi)、外涵排氣噴管。由于整個結(jié)構(gòu)具有軸對稱的特點，為簡化計算，采用二維軸對稱模型進行排氣流場計算。簡化計算模型和計算邊界如圖2所示。

圖2　R簡化計算模型和計算邊界Fig.2 Computationalmodeland boundary

選取發(fā)動機飛行包線上的巡航點和左邊界上的一個試驗點（記為C點）為計算點進行計算分析，相關(guān)參數(shù)如表1所示。計算湍流模型選用Standard k-ε，工質(zhì)為理想氣體，工質(zhì)粘性采用Sutherland公式表述。首先采用一階迎風(fēng)格式計算作為初值，再用二階計算格式繼續(xù)計算，待收斂后作為最終結(jié)果。收斂判斷標準采用高空艙外涵外邊界附近氣流壓力為模擬高度環(huán)境壓力且恒定，同時收斂殘差小于10-4。所有數(shù)據(jù)提取采用面積加權(quán)平均法得到。

表1　R計算工況Table 1 Computationalconditions

3.2排氣特性計算參數(shù)說明

航空發(fā)動機高空模擬數(shù)值仿真不同于高空模擬試驗推力測量，發(fā)動機凈推力采用理論推力計算公式計算，即發(fā)動機凈推力主要由排氣動量、排氣壓差和進氣沖量合成。

對于分開排氣發(fā)動機，總推力主要由內(nèi)外涵排氣動量和內(nèi)外涵出口面積上的壓差力組成，總推力減去模擬飛行工況下的進氣沖量，即得到凈推力，公式表述為：

文中通過在內(nèi)外涵出口截面進行面積分獲得推力計算參數(shù)值，不考慮尾錐面上的壓差作用力。

排氣擴壓器效率是指在給定幾何條件、引射條件和噴管膨脹比條件下，排氣擴壓器出口混合氣流總壓與噴管進口燃氣總壓之比。文中，噴管進口燃氣總壓取內(nèi)涵噴管進口燃氣總壓，則：

為方便后續(xù)結(jié)果分析，將數(shù)值仿真推力與理論推力之差的絕對值與理論推力之比，定義為數(shù)值仿真推力偏差，即：

3.3巡航點排氣計算

為校驗計算模型與理論分析數(shù)據(jù)的一致性，計算了巡航點發(fā)動機噴管在無限空間內(nèi)的射流特性。以計算所得大空間內(nèi)環(huán)境壓力為巡航點高度壓力來模擬飛行高度，最終得到的排氣參數(shù)如表2所示。

表2　R大空間排氣環(huán)境計算結(jié)果Table 2 Simulation resultsof free jet

圖3給出了發(fā)動機噴管在大空間內(nèi)的排氣馬赫數(shù)分布?？梢?，要想得到完全包容該試驗點的射流膨脹邊界，高空模擬試驗中的排氣擴壓器直徑應(yīng)不小于6.0m。考慮到實際工作需求，在不影響被試發(fā)動機推力測量和內(nèi)流特性的情況下，可不考慮對射流尾流的影響，盡量減小排氣擴壓器直徑，以便得到最經(jīng)濟和高效率的設(shè)計結(jié)果。

圖3　R分開排氣發(fā)動機噴管大空間射流馬赫數(shù)分布Fig.3 Mach number distribution of turbofan jet in sky

高空模擬試驗中，借鑒小涵道比渦扇發(fā)動機高空艙排氣擴壓器設(shè)計原則：被試發(fā)動機全包線范圍內(nèi)，排氣擴壓器內(nèi)不產(chǎn)生次流流道氣流堵塞；排氣擴壓器效率相對較高。

基于實際高空艙考慮，暫依據(jù)某高空艙結(jié)構(gòu)及排氣擴壓器結(jié)構(gòu)進行預(yù)先計算分析。圖4給出了在該結(jié)構(gòu)上進行某分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機巡航點試驗的馬赫數(shù)分布，結(jié)合表3中計算結(jié)果可知，巡航點時外涵排氣氣流臨界，內(nèi)涵排氣氣流不臨界，最大馬赫數(shù)約1.20，擴壓器直段出口截面最大馬赫數(shù)約0.30，擴壓器出口最大氣流速度約45.00m/s，遠低于該高空艙結(jié)構(gòu)一級冷卻器的進氣速度限制，排氣擴壓器效率為0.857。

圖4　R巡航點高空模擬子午面馬赫數(shù)分布Fig.4 Mach number distribution ofmeridian plane at cruising point

表3　R高空艙結(jié)構(gòu)上排氣計算結(jié)果Table 3 Exhaustsimulation results for an altitude cell

圖5給出了噴管與擴壓器入口附近的氣動流動特性，圖上半部分為氣流流線和溫度分布，下半部分為壓力分布。可見，由于尾錐距擴壓器入口3.0 m，相比于小涵道比渦扇發(fā)動機和渦噴發(fā)動機高空模擬試驗，該距離較大，致使擴壓器內(nèi)入口附近的回流區(qū)外溢，僅少部分留在擴壓器入口區(qū)域，如圖中紅色虛線方框所示。這一現(xiàn)象在小涵道比渦扇發(fā)動機和渦噴發(fā)動機試驗的高空艙內(nèi)是不允許的，但在分開排氣發(fā)動機高空模擬試驗時，外涵氣流溫度較低，已自然形成一層低溫氣流保護，在擴壓器入口附近和回流區(qū)域氣流溫度較低，對艙溫影響較小，不足以對高空艙內(nèi)測試管線及測試儀器儀表產(chǎn)生影響，且對艙內(nèi)環(huán)境壓力無影響，工程中若不影響發(fā)動機推力測量，可考慮該回流區(qū)的存在性。

圖5　R巡航點高空模擬子午面流場分布Fig.5 Flow field distribution ofmeridian plane at cruise point

3.4尾錐與排氣擴壓器入口距離的影響

發(fā)動機在進行高空模擬試驗前，都應(yīng)預(yù)先調(diào)整好尾噴口/尾錐與排氣擴壓器入口邊緣的相對距離，盡可能減小對發(fā)動機推力測量的影響，同時保證高溫燃氣被引射進排氣擴壓器。該距離太小，相當于發(fā)動機安裝了一個引射噴管，使尾噴管外壁面壓力改變，從而影響發(fā)動機推力的正確評定；距離太大，發(fā)動機排出的燃氣易擴散而溢出排氣擴壓器，造成噴口附近有燃氣回流，除影響發(fā)動機推力的正確評定外，還可能降低排氣擴壓器效率，甚至使排氣擴壓器振動過大。

表4給出了尾錐與排氣擴壓器入口不同距離的計算工況，其所有計算結(jié)構(gòu)（L1～L8）工況均采用調(diào)整計算域出口邊界壓力的方法調(diào)整高空艙內(nèi)環(huán)境壓力為模擬高度壓力。

表4　R尾錐與擴壓器入口不同距離的計算工況Table 4 Computation conditionson differentdistance between caudaland exhaustdiffusers

如圖6所示，數(shù)值仿真推力偏差在8個計算結(jié)構(gòu)工況中相差不大且均較小，約在1.2以下。L1不同時，隨著LD的增大，δ均呈上升趨勢。隨著發(fā)動機尾錐與擴壓器入口邊緣距離的增大，排氣擴壓器效率增大，但對推力影響較小。對于給定D=3.0m的排氣擴壓器，通過調(diào)整抽氣總管壓力得到高空艙內(nèi)環(huán)境壓力為模擬飛行高度壓力，尾錐與擴壓器入口距離會影響排氣擴壓器的工作效率，而對發(fā)動機推力影響較小。

圖6　尾錐與擴壓器入口距離、數(shù)值仿真推力偏差和擴壓器效率的關(guān)系Fig.6 Relation of simulated deviation，exhaust diffuser efficiency and distance between caudaland exhaustdiffuser

圖7R給出了L1=3.0m不同LD時噴管排氣流場計算結(jié)果，圖上半部分為速度分布和氣流流線，下半部分為溫度分布?？梢?，隨著LD的增大，擴壓器入口附近的回流區(qū)向艙內(nèi)移動，致使噴管附近隨著回流區(qū)域增大，外涵低溫氣流的熱交換，附近艙溫有下降趨勢，而對噴管推力的影響相對較小，對擴壓器的工作效率有提高的趨勢。由于設(shè)備建設(shè)效益問題，LD不可能無限增大，對于本文計算的分開排氣發(fā)動機，用D=3.0m的擴壓器進行高空模擬試驗，LD=3.0m的安裝布局可行。

圖7　R不同尾錐與擴壓器入口距離時噴管附近的流動Fig.7 Nozzle flow under conditionsof different LD

3.5排氣擴壓器直徑的影響

由文獻［1］可知，排氣擴壓器直徑越小效率越高，但擴壓器直徑不可能無限制減小。特別是由于發(fā)動機噴管射流邊界的限制，擴壓器直徑不可能小于某一限定值，高空臺擴壓器直徑選擇就是要尋找一個相對的下限值。圖8給出了不同擴壓器直徑計算域子午面馬赫數(shù)分布?？梢奃=2.5m時，擴壓器入口區(qū)域明顯有較大的溢流返回至艙內(nèi)，無法把發(fā)動機噴管尾流完全排出；D=3.0 m時擴壓器雖然把噴管氣流完全吞入，但其入口附近對射流膨脹邊界明顯有抑制作用；D=3.5m和4.0 m時，擴壓器對噴管射流膨脹邊界的影響相對較小，且擴壓器直段出口氣流馬赫數(shù)在0.20附近。圖9給出了噴管出口氣流的放大流動特性圖，更好地說明了以上現(xiàn)象。

圖8　R不同擴壓器直徑時的馬赫數(shù)分布Fig.8 Mach number distribution under conditionsofdifferent diameters

圖9　R不同擴壓器直徑時的噴管排氣流場Fig.9 Exhaust flowfield under conditionsof differentdiameters

隨著擴壓器直徑的增大，擴壓器的壓力恢復(fù)減小，直段出口馬赫數(shù)降低，工作效率降低，如圖10所示。另外，從以上分析認為只要控制高空艙內(nèi)發(fā)動機噴管出口環(huán)境壓力，對噴管的推力影響較小，圖中θcfd基本在0.300 0左右。這里需要說明的是，由于該發(fā)動機工作C點暫無法獲取到理論推力，因而采用大空間排氣環(huán)境模擬計算推力為理論推力。隨著擴壓器直徑的增大，巡航點的擴壓器效率下降幅度要大于C點的下降幅度；在不同噴管工作狀態(tài)下，擴壓器效率的變化不僅與直段直徑有關(guān)，而且還與擴壓器工作特性變化速率有關(guān)。

圖10　R數(shù)值仿真推力偏差和擴壓器效率與擴壓器直徑的關(guān)系Fig.10 Relationship between exhaust diffuser diameter，diffuser efficiency and numerical simulation error

從以上分析看，四個不同直徑擴壓器的效率基本在0.63～0.93范圍內(nèi)，在確保擴壓器對試驗中噴管推力無明顯影響且對高空艙內(nèi)試驗設(shè)備無影響的前提下，盡可能減小排氣擴壓器的直徑，以便獲取更高的擴壓器效率。由以上數(shù)值計算分析可知，在LD=3.0m的情況下，D=3.5m時巡航點的θcfd最小，并且其回流區(qū)、射流邊界和擴壓器效率與D=4.0 m時相差不大。因此，D=3.5m對于本文的分開排氣發(fā)動機排氣引射可行，且不建議小于該值。

3.6排氣擴壓器直段長度的影響

圖11給出了兩個不同擴壓器直段長度的計算結(jié)果，計算中未改變尾錐與擴壓器入口距離?？梢?，擴壓器入口附近回流區(qū)基本相同，部分落在擴壓器入口區(qū)域，部分溢出至艙內(nèi)。內(nèi)、外涵氣流逐漸摻混，對于L=17.25m排氣擴壓器內(nèi)大約2.8D（即x= 10m）處基本完成；隨著擴壓器直段長度的減小，該位置由于擴張段的擴壓作用而向后推移，隨后混合氣流逐漸增壓減速。L=17.25m工況，在擴張段出口，氣流馬赫數(shù)降至0.10左右，平均速度約為50.0m/s，氣流速度不均勻度）為0.669；而L=8.70 m時，氣流馬赫數(shù)約為0.15，平均速度約為55.0m/s，氣流速度不均勻度為0.994，如圖12和圖13所示。

圖11　R擴壓器直段長度8.70m和17.25m時的排氣流場Fig.11 Mach number distribution under conditions of L=8.70m and L=17.25m

圖12　R不同擴壓器直段長度的軸心線速度和馬赫數(shù)分布Fig.12 Distribution ofaxis velocity and Mach number under the condition of different L

圖13　R擴張段出口氣流速度分布Fig.13 Distribution ofoutletvelocity

擴壓器直段長度變化的影響，主要從擴壓器工作效率及后端冷卻設(shè)備方面考慮。由于分開排氣發(fā)動機工作包線相對較窄，排氣馬赫數(shù)較低（一般在1.5以下），所以對擴壓器直段長度的要求不高。在L=8.70m的結(jié)構(gòu)中，直段出口氣流已降至亞聲速，可滿足氣動需要。但在擴張段出口，氣流速度不均勻度基本上隨擴壓器直段長度的增加而減小，且較低的氣流不均勻度是一級冷卻器對來流的一個要求指標，較大的氣流不均勻度對冷卻設(shè)備影響較大。擴壓器直段長度從17.25m減小至8.70m，擴壓器效率基本未降低，保持在1.26左右。單從氣動特性分析和工程建設(shè)方面看，擴壓器直段長度大于3.0D即可滿足要求。

3.7高空艙艙壓的影響

分開排氣發(fā)動機內(nèi)、外涵噴管在較多飛行點上排氣氣流不臨界，這對高空艙內(nèi)環(huán)境壓力模擬提出了較高要求，其模擬偏差將對發(fā)動機推力評估造成較大影響。因此，需對模擬精度進行嚴格控制，同時就一定模擬偏差條件下對內(nèi)外涵噴管推力的影響進行分析，并得到修正結(jié)果。

利用數(shù)值仿真方法，分析模擬試驗點高空艙內(nèi)環(huán)境壓力對推力的影響，結(jié)果如表5所示。表中，巡航點Fcfd按設(shè)計推力計算，C點按數(shù)值模擬環(huán)境壓力57.182 kPa模擬點計算。

表5　R高空艙艙壓對發(fā)動機推力影響的計算結(jié)果Table 5 Calculation resultsof the effectsofaltitude cell pressure on engine thrust

圖14　R環(huán)境壓力模擬偏差絕對值與數(shù)值模擬推力偏差的關(guān)系Fig.14 Relation of pressure simulation error and CFD thrust simulation error

4　結(jié)束語

本文對分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗的排氣擴壓器結(jié)構(gòu)設(shè)計和布局設(shè)計進行了計算及分析，得到了不同擴壓器直徑、擴壓器直段長度、尾錐與擴壓器入口距離和高空艙壓力模擬偏差等條件下的排氣特性及其對推力的影響，為分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空模擬試驗排氣擴壓器設(shè)計提供了數(shù)據(jù)參考。

由于分開排氣發(fā)動機的外涵流量較大且溫度較低，內(nèi)涵排氣受到外涵低溫氣流包裹，發(fā)動機排氣平均溫度較低，繼而對排氣擴壓器熱應(yīng)力的要求可能較低，這將在后續(xù)排氣方案冷卻方面的工作中進行詳細分析。

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Evaluation of exhaust layout for separate exhaust tu rbofan engine tests

HEPei-lei，SU Jin-you，LIU Zhi-you，XUQian-nan
（Key Laboratory on Aero-Engine Altitude Simulation Technology，China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China）

In order to evaluate the exhaust characteristic of the high，altitude simulation test for the separate exhaust turbofan engine，the numerical simulationmethod was used to analyze the geometry of exhaust diffuserswhich were employed in a separate exhaust engine altitude simulation test.The influence of the distance between engine caudal and the exhaust diffusermain entrance，the exhaust diffuser size，the height （atmosphere pressure）analog deviation，aswell as the secondary flow were fully investigated and validated on design thrust of the turbofan engine.The results of these calculations show that in this separate exhaust high altitude simulation test，the diameter of the exhaust diffuser should be not less than 3.5m；the length of the exhaust diffuser straight section isnot less than 9.0m；the appropriate distance from engine caudal to the exhaust diffusermain entrance is about 0.85 timesof exhaust diffuser straight section；the engine thrust offsetof the cruise and a leftboundary pointat the flight envelope increaseswhen the atmosphere pressure analog deviation grows；but the increase rate of the cruise point is larger.

aero-engine；altitude simulation test facility；exhaustdiffuser；bypass ratio；thrust；numerical simulation

何培壘（1982-），男，貴州畢節(jié)人，工程師，碩士，研究方向為航空發(fā)動機高空模擬試驗技術(shù)。

V263.4+7

A

1672-2620（2015）02-0007-07

2014-05-07；修回日期：2014-12-08