鄭舒桐，陳廷千，文曉武

（中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703）

民用航空發(fā)動機高空模擬試驗排氣擴壓器特性分析

鄭舒桐，陳廷千，文曉武

（中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703）

基于射流理論分析了民用航空發(fā)動機高空模擬試驗時的排氣流場，應用噴射器模型建立了針對民用航空發(fā)動機排氣擴壓器氣動性能的計算方法，并完成了民用航空發(fā)動機試驗的排氣擴壓器性能計算。分析了排氣擴壓器出口的增壓比、馬赫數、總溫、體積流量，與排氣擴壓器內徑和二股流流量之間的關系?；谟嬎惴治鼋Y果，建議民用航空發(fā)動機高空模擬試車臺排氣采用直接噴水冷卻方式，高空模擬試驗時盡可能控制二股流流量。

高空模擬試車臺（高空臺）；排氣擴壓器；增壓比；大涵道比渦扇發(fā)動機；分開排氣

符號表

A面積

C當地聲速

Cp定壓比熱容

D直徑

h環(huán)境高度；高空試驗模擬環(huán)境高度

H流體的總焓

k比熱比

Ma馬赫數

p靜壓

Q體積流量

Rg氣體常數

T靜溫

V速度

W質量流量

λ速度系數

π增壓比

π（λ）壓比函數

τ（λ）溫比函數

下標：

e排氣擴壓器直段出口截面

sch模擬飛行環(huán)境的；高空艙內的

t總參數

1內涵流

2外涵流

3二股流

1　引言

排氣擴壓器（簡稱排擴）是航空發(fā)動機高空模擬試車臺（簡稱高空臺）的重要部件，其氣動性能是排擴設計的重要依據［1］。目前，國內針對軍用混合排氣渦扇發(fā)動機的排擴計算方法已比較成熟，但從未進行過民用發(fā)動機的高空模擬試驗，對其在高空艙內的排氣流場研究也較為缺乏，沒有現成的針對民用發(fā)動機排擴的氣動性能計算方法。而大涵道比分開排氣民用航空發(fā)動機的排氣流場與軍用發(fā)動機有很大差異，原有的排擴計算方法無法適用。因此，有必要尋求一種可以適用于大涵道比分開排氣民用航空發(fā)動機的排擴計算方法。

本文基于射流理論對民用發(fā)動機的艙內排氣流場結構進行分析，應用噴射器原理建立了針對民用發(fā)動機的排擴性能氣動計算方法；并以某型民用發(fā)動機為算例，計算分析了民用發(fā)動機高空臺排擴的特性及其對高空臺排氣設備設計的影響。

2　流場分析與計算條件

民用發(fā)動機的排氣速度、溫度、壓力均較軍用發(fā)動機低，且內外涵分開排氣。外涵空氣從噴口流出后經一段距離才與內涵燃氣接觸，構成工質、流速、溫度均不同的內圓外環(huán)式嵌套流場結構?；谝陨咸攸c，一般的噴射器模型和原有的軍用發(fā)動機排擴模型，均不能直接應用于民用發(fā)動機排擴流場的計算，必須對其單獨進行分析。

2.1流場分析

民用發(fā)動機內、外涵噴口氣流膨脹后速度為亞聲速或跨聲速，不會產生軍用發(fā)動機拉伐爾噴口（超臨界狀態(tài)）后常見的多波節(jié)流場，且外涵排氣溫度與環(huán)境溫度（二股流）差異不大。外涵排氣進入二股流環(huán)境后，在到達內涵噴口截面之前基本符合亞聲速等溫自由淹沒射流模型。從內涵噴口截面開始，速度、溫度、濃度均不同的內、外涵同軸同向氣流開始接觸摻混，符合圓形噴口的伴隨射流模型條件［2-3］。根據射流理論分析與計算，民用發(fā)動機排氣在高空艙后艙-排擴內的流場簡化模型如圖1所示。圖中，射流流場中核心區(qū)氣流速度不變，摻混區(qū)存在從高速區(qū)向低速區(qū)的速度梯度。當流場向下游延伸至一定長度后，核心區(qū)消失，所有氣流層沿流程摻混程度逐漸增加，最終成為基本均勻的一元管流。

2.2計算條件

（1）民用發(fā)動機排氣通過噴口外沿向中心錐體發(fā)出的一系列膨脹波膨脹至與外界壓力相等。這種噴管可避免較嚴重的過膨脹，一般是接近完全膨脹狀態(tài)。計算時認為內、外涵流與二次流都滿足理想氣體狀態(tài)方程，并采用絕能等熵、完全膨脹條件。

（2）結構上看，民用發(fā)動機噴管屬于不可調的分開排氣噴管，排氣方向基本為軸向，計算時近似采用完全軸向排氣條件。

（3）民用發(fā)動機外涵的低溫氣流占排氣總量的絕大部分，與內涵高溫燃氣摻混后的總溫較低，因此氣流對排擴的傳熱比例很小，可近似認為排擴中是絕能流動。

圖1　民用發(fā)動機在高空艙內排氣流場的簡化模型Fig.1 The simplified model of the exhaust flow field in altitude test facility for civil aviation engine

（4）排擴為圓筒形結構，發(fā)動機內、外涵的環(huán)形噴口在試驗中一般與排擴同軸，而排擴混合室結構為均勻圓筒形，故可認為排擴中氣流是穩(wěn)定的一元管內流動，且排擴入口與排擴直段出口面積相同。

（5）排擴設計一般具有足夠長度，排擴出口可認為是混合均勻氣流。

3　特性計算分析

3.1計算方法

根據流場分析結果，可選取外涵噴口截面作為控制體入口截面，接近排擴直段出口的混合均勻截面為控制體出口截面，如圖1所示。外涵流和二股流為流入控制體的工質，內涵流為控制體內部源，混合流為流出控制體的工質。為進行排擴性能計算，需下列已知量：Tt1、Tt2、Tt3、pt1、pt2、pt3、W1、W2、W3、Cp1、Cp2、Cp3、psch、Tsch、Ae、Asch、A2。

3.1.1計算流入控制體與控制體內部源的氣流參數

由射流流場理論可知，完全膨脹條件下內、外涵流在流出噴口完全膨脹后的靜壓p1、p2應等于psch。根據文獻［4］，絕能等熵條件下，由pt1、pt2利用式（1）～式（5）分別計算內、外涵流膨脹后的λ、Ma、T、C和V：

由于后艙的二股流靜壓p3即為psch，二股流靜溫T3即為Tsch，故可基于氣體狀態(tài)方程，根據式（6）計算二股流在控制體入口的V3。

3.1.2計算流出控制體的氣流參數

從后艙至排擴出口，除了內、外涵流和二股流外，沒有氣體流入或流出控制體?；诹髁渴睾愣?，根據式（7）可計算流出控制體的We。根據文獻［5］，在絕能條件下，基于能量守恒定律，可根據式（8）計算控制體出口截面的He。

在穩(wěn)定一元流條件下，基于動量守恒定律，用式（9）表示Ve［6］。在絕能條件下，用式（10）表示Te?；跉怏w狀態(tài)方程，用式（11）表示pe。

聯立求解式（9）～式（11），可得到Ve、Te、pe。進而根據式（12）～式（15）得到Mae、Tte、pte、πte。

3.2特性分析

以某型民用發(fā)動機為研究對象（其無量綱化包線見圖2）。取a、b、c、d、e、f共6個工作點的發(fā)動機排氣參數，利用上述方法進行排擴性能計算。

圖2　某型民用發(fā)動機的無量綱化包線Fig.2 The dimensionless operating envelope of a civil aviation engine

3.2.1排擴內徑對排擴性能的影響

高空艙內的試驗流場分布要求發(fā)動機排氣全部直接進入排擴入口，避免發(fā)動機噴氣氣流直接沖擊排擴以外的艙尾結構。民用發(fā)動機的噴口外徑（帶短艙）通常在1.5～3.0 m范圍，其初始排氣速度方向基本接近軸向。就用于民用發(fā)動機試驗的高空艙而言，為包容該類發(fā)動機噴氣射流，避免對發(fā)動機性能測定產生不可接受的影響，排擴入口內徑（等于De）不應小于3.0 m。綜合考慮發(fā)動機試驗需求和設備條件，選擇在3.0～5.0 m范圍內計算不同De下的排擴工作特性，其中排擴增壓比πte特性見圖3，排擴出口氣流馬赫數Mae特性見圖4。

從圖中可看出，πte和Mae均隨De的擴大而降低。當De為3.0m時，πte為1.15～1.37；當De為5.0m時，πte為1.06～1.15。計算結果顯示，在合理的De范圍內，民用發(fā)動機高空模擬試驗的πte遠低于一般的軍用發(fā)動機試驗。因而在相同試驗模擬高度下，民用發(fā)動機高空臺pte遠低于現在的軍用發(fā)動機高空臺。

圖3　排氣擴壓器增壓比與排氣擴壓器內徑的關系Fig.3 The relationship between pressure ratio and inner diameter of exhaust diffuser

圖4　出口馬赫數與排氣擴壓器內徑的關系Fig.4 The relationship between Mach number and inner diameter of exhaust diffuser

高空臺試驗性質不同，排擴后的氣流流程也不同。直排大氣試驗中，氣流經過冷卻器、管道、閥門，通過直排大氣塔直接排入大氣。高空模擬試驗中，氣流經過冷卻器、管道、閥門至抽氣機進口，由抽氣機送入大氣。除抽氣機外，流路中每一部分，氣流總壓均會降低，且降低程度隨設備設計條件變化。

直排大氣試驗中，必須保證pte經過一系列總壓損失后仍高于當地環(huán)境壓力，否則無法排氣。高空模擬試驗中，雖然pte的降低可由降低抽氣機組進口壓力來彌補，不會造成排氣功能設計困難，但由于民用發(fā)動機排氣流量大，對抽氣機組的能力需求相對軍用發(fā)動機本來就大幅度上升，如果機組進口設計壓力降低，會進一步提高抽氣能力需求，增加設備設計成本。因此，在民用發(fā)動機高空臺設備設計中，應盡可能降低排擴下游冷卻器、氣流管道、閥門、直排大氣塔的總壓損失，并且應根據試驗目標的排氣參數和當地大氣壓，共同限制排擴出口至直排大氣塔整個流路的最高總壓損失。

當De為3.0 m時，Mae為0.17～0.25；De為5.0 m時，Mae為0.07～0.10，遠低于現役高空艙的設計Mae值（約0.5）。因此，3.0～5.0 m內徑的排擴對該級別的民用發(fā)動機試驗基本不需要考慮流通能力問題。

3.2.2排擴出口總溫

民用發(fā)動機排氣中，外涵低溫空氣占質量流量的絕大部分，而內涵燃氣排氣溫度也低于軍用發(fā)動機，因此混合氣的溫度很低。計算得到的排擴出口氣流總溫見表1?？梢?，排擴內徑對出口氣流總溫的影響很小，設計計算中可忽略。

表1　排擴出口氣流總溫Table 1 Total temperature of the mixed gas at the exhaust diffuser outlet

該發(fā)動機全包線范圍內的高空模擬試驗中，排擴出口氣流最高總溫Tte為125℃，遠低于軍用發(fā)動機高空模擬試驗的參數，甚至低于現有的高空臺一級冷卻器后氣流的溫度。直排大氣試驗中，這個溫度的氣流可以直接通過排氣塔排入大氣。而在高空模擬試驗中，排擴出口最高氣流溫度高于抽氣機組允許的進口氣流溫度，必須降溫后進入機組。但由于氣流溫度比軍用航空發(fā)動機試驗時低很多，如果利用冷卻水通過間接換熱器進行降溫，則換熱器在相同結構下的換熱效率會遠低于常規(guī)水平。另一方面，由于民用發(fā)動機排氣流量很大，為控制換熱器總壓損失，換熱器的規(guī)模會顯著增加。這兩個因素疊加，會導致設計出的換熱器非常龐大、昂貴且效率低下。這種條件下，直接噴水冷卻是更好的選擇。因此，民用發(fā)動機專用高空臺的設計，最好采用直接噴水冷卻。如果必須采用間接換熱器進行冷卻，應將直排大氣塔布置在冷卻段前。

在粗略的混合氣體溫度估算中，常采用質量平均法估算總溫Tte，計算式為：

而本文采用能量守恒法計算Tte，在選定的民用發(fā)動機全包線范圍內，兩種方法的結果差異為1.78%～2.58%。

3.2.3二股流對排擴性能的影響

民用發(fā)動機在高空模擬試驗中不需要外流冷卻空氣，高空艙二股流主要是漏流、電機吹風、傳感器吹風等，流量比較小。同時，民用發(fā)動機本身的空氣流量通常遠大于軍用發(fā)動機，因而高空艙排擴的引射比W3/（W1+W2）相當小。選擇8.0 m艙體內徑、4.0 m排擴內徑，二股流流量W3在5～25 kg/s范圍進行計算，得到的排擴性能見表2。

表2　不同二股流流量下的排擴性能計算結果Table 2 The aerodynamic performance of exhaust diffuser with different flow rate of secondary flow

從表2中可看出，全包線范圍內，W3從5 kg/s增加到25 kg/s，πte最多減小0.44%，Mae最多增大15.51%。顯然，W3的變化對民用發(fā)動機高空模擬試驗πte的影響可以忽略，但對Mae的影響較明顯。

分析計算過程數據可以看出，當W3為25 kg/s時，全包線范圍內二股流動量占混合流總動量的最大比例僅為0.2%。如計算中忽略該動量分量，則得到的πte僅有0.03%的差異。顯然，二股流動量對計算結果的影響很微弱。因此，在一般的計算中可省略式（6）的計算，將式（9）中的W3×V3項直接設為0。這樣的簡化對結果影響極小，同時可減少Asch、A2兩個計算輸入項，擴大計算方法的適用范圍。

另一方面，從計算結果看，W3對從排擴進入抽氣系統(tǒng)的Qe影響較大，具體數據見表3。可見，W3對Qe的影響百分比隨高度的增大而增大，隨Ma的增大而減小，在最大高度、最小Ma工作點即b點影響程度最大。此外，雖然在最大高度、最大Ma工作點即c點的影響百分比小于b點，但由于c點的Qe絕對值很大，因而W3增加使Qe增加的絕對量也很大，在試驗高度較高時會明顯增加抽氣系統(tǒng)的工作負荷。因此，在高度較高的高空模擬試驗中應盡可能降低W3。

表3　排氣擴壓器出口截面直徑為4.0 m時不同二股流流量下排氣擴壓器的體積流量Table 3 The volume flow of exhaust diffuser with different flow rate of secondary flow（De=4.0 m）

3.2.4氣體常數選擇對計算結果的影響

對工質的k和Cp，采取定比熱和變比熱兩種方法

表4定比熱與變比熱計算結果對比
Table 4 The comparison of calculation results between constant specific heat and varying specific heat

混合氣體k值的最大差異/%混合氣體Cp值最大差異/% Pte最大差異/% Tte最大差異/% Mae最大差異/% πte最大差異/% 0.07～0.26 0.17～0.66 0.01～0.03 0.09～0.65 0.18～0.46 0.01～0.03

計算。在本文選擇的民用發(fā)動機全包線范圍內，定比熱和變比熱計算結果的對比見表4?？梢?，定比熱與變比熱的計算結果差異很小，可忽略。因此，計算中可直接使用常溫下的定比熱氣體參數。

4　結論

（1）民用發(fā)動機高空模擬試驗時，出口總增壓比和出口馬赫數均隨著出口面積的擴大而降低。在合理的出口面積范圍內，其出口總增壓比、馬赫數和總溫值均遠低于軍用發(fā)動機試驗時的數值。因此，民用發(fā)動機高空艙排氣設備的設計中，對減少總壓損失的要求很高。

（2）民用發(fā)動機高空模擬試驗時，排擴出口氣流總溫很低且基本不受排擴內徑影響。因此建議民用發(fā)動機高空臺排氣設備的設計中采用直接噴水冷卻。

（3）二股流質量流量對從排擴進入抽氣系統(tǒng)的體積流量影響較大，在試驗模擬高度較高時，可以對抽氣系統(tǒng)的工作負荷產生很大的影響，在高空模擬試驗中應盡可能降低二股流質量流量。

（4）民用發(fā)動機高空模擬試驗時，二股流質量流量變化對出口總增壓比影響很小，在排擴設計計算時可以不予考慮。此外，可以忽略二股流動量以簡化計算，不會對計算結果產生有意義的影響。

（5）鑒于民用發(fā)動機的性能、結構與部分軍用運輸機發(fā)動機類似，民用發(fā)動機高空臺排擴的特性研究對其也有參考價值。

［1］嵇琛.高空臺排氣擴壓器的計算［J］.燃氣渦輪試驗與研究，1997，11（1）：15—19.

［2］趙承慶.氣體射流動力學［M］.北京：北京理工大學出版社，1998.

［3］平浚.射流理論基礎及應用［M］.北京：宇航出版社，1995.

［4］潘錦珊.氣體動力學基礎［M］.西安：西北工業(yè)大學出版社，1995.

［5］嚴家祿.工程熱力學［M］.北京：高等教育出版社，2001.

［6］索科洛夫Е Я，科洛夫津格爾Н М.噴射器［M］.北京：科學出版社，1977.

Characteristic analysis on exhaust diffuser of civil aviation engine in altitude simulation test

ZHENG Shu-tong，CHEN Ting-qian，WEN Xiao-wu
（China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China）

Based on the jet flow theory，the exhaust flow field of civil aviation engine in altitude simulation test was analyzed.The method used for aerodynamic performance calculation of civil aviation engine exhaust diffuser was established with ejector model，and the performance calculation of a civil aviation engine exhaust diffuser was completed with the method.The changes of pressure ratio，Mach number，total temperature，volume flow of the exhaust diffuser with the secondary flow and inner diameter of the exhaust diffuser inner diameter were summarized.Based on the calculating analysis，the outflow of altitude test facility for high bypass ratio turbofan engine should be cooled by spraying water and the flux of secondary flow should be reduced at full steam.

altitude test facility（ATF）；exhaust diffuser；pressure ratio；high bypass ratio turbofan engine；separate flow

V263.4

A

1672-2620（2015）06-0009-05

2014-12-23；

2015-09-17

鄭舒桐（1980-），男，河南南陽人，高級工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機高空模擬試驗技術研究。