黑少華，江聲蘭

(中航通飛研究院有限公司 a.第五研究室，b.第二研究室，廣東 珠海 519040)

民用大涵道比發(fā)動機(jī)短艙阻力數(shù)值研究

黑少華a，江聲蘭b

(中航通飛研究院有限公司 a.第五研究室，b.第二研究室，廣東 珠海 519040)

大涵道比航空發(fā)動機(jī)短艙是飛機(jī)的關(guān)鍵阻力部件之一，對其阻力的產(chǎn)生原因及阻力特性變化規(guī)律開展研究是必要的。以典型的航空發(fā)動機(jī)孤立短艙模型為研究對象，并引入了一個定流量的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道入流邊界和定總溫總壓的發(fā)動機(jī)噴流邊界。通過Fluent計(jì)算仿真探究了短艙阻力的產(chǎn)生原因，以及來流馬赫數(shù)和進(jìn)氣道流量系數(shù)對短艙阻力的影響機(jī)理，得出了短艙的附加阻力、壓差阻力、摩擦阻力和總阻力的變化規(guī)律。計(jì)算結(jié)果表明，短艙阻力的產(chǎn)生歸因于捕獲流管變細(xì)導(dǎo)致的附加阻力增加和溢流造成的短艙外表面壓力變化和速度變化；隨來流馬赫數(shù)的增大，短艙總阻力增大；隨進(jìn)氣道流量系數(shù)的增大，短艙總阻力減小。

短艙阻力；附加阻力；壓差阻力；來流馬赫數(shù)；進(jìn)氣道流量系數(shù)

隨著現(xiàn)代大型客機(jī)發(fā)動機(jī)性能要求的逐年提高，發(fā)動機(jī)涵道比越來越大，進(jìn)而導(dǎo)致短艙直徑增大，隨之產(chǎn)生的阻力增加問題更加突出，造成發(fā)動機(jī)推力的額外增加，影響了發(fā)動機(jī)效率的提高，進(jìn)而造成飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性的下滑[1-4]。因此，在民機(jī)發(fā)動機(jī)研發(fā)過程中開展針對短艙阻力的相關(guān)研究是必要的。

國內(nèi)外對短艙阻力進(jìn)行了一系列的研究。江永泉等人強(qiáng)調(diào)了在設(shè)計(jì)翼吊短艙時需要考慮到空氣動力學(xué)的影響[5]。張兆，陶洋等人對發(fā)動機(jī)短艙溢流阻力進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了溢流阻力產(chǎn)生的原因[6]。王修方以機(jī)翼-掛架-短艙之間相互干擾阻力最小為出發(fā)點(diǎn)對翼下吊掛短艙的布局進(jìn)行了討論研究[7]。沈克揚(yáng)提出了對渦扇發(fā)動機(jī)短艙的氣動設(shè)計(jì)方法[8]。劉凱禮對大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)TPS短艙低速氣動特性分析，評估了民機(jī)低速帶動力試驗(yàn)時進(jìn)排氣效應(yīng)對短艙氣動性能的影響[9];Kamran采用有限體積方法對經(jīng)過孤立短艙和平板翼模型的三維流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，定性分析了短艙表面的流動機(jī)理[10];Hwang等人對巡航狀態(tài)下大攻角飛行時短艙表面的流動進(jìn)行了數(shù)值研究，提出了延遲短艙表面流動分離的方法附面層控制方法[11];考慮到生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格以及在非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格上采用CFD計(jì)算所需要耗費(fèi)的大量時間，Wilhelm等人利用反設(shè)計(jì)方法[12]，在任意網(wǎng)格上采用有限體積法離散雷諾平均方程，將幾何形狀作為條件進(jìn)行反復(fù)迭代計(jì)算，以滿足短艙表面的壓力分布；Tomita等人在混排渦扇發(fā)動機(jī)短艙設(shè)計(jì)過程中，采用CFD方法模擬了軸對稱短艙模型的流場[13]，如激波、邊界層、高速區(qū)和尾流區(qū)等；Joo采用CFD方法對短艙外部阻力進(jìn)行預(yù)測，指出短艙阻力計(jì)算的兩種方法[14]：控制體積法和直接積分法；Toubin等人在對短艙設(shè)計(jì)進(jìn)行優(yōu)化過程中，采用數(shù)值模擬方法計(jì)算了短艙所受阻力，并且通過控制參數(shù)的變化，以求優(yōu)化后的短艙在巡航狀態(tài)下能減小阻力和減弱氣流分離[15]。本文針對典型的孤立短艙模型進(jìn)行了數(shù)值模擬，探究了短艙阻力的產(chǎn)生原因及阻力特性規(guī)律，旨在為短艙阻力的研究提供數(shù)據(jù)支持以及實(shí)驗(yàn)提供參考。

1 計(jì)算理論

短艙總阻力Dtotal包括進(jìn)氣道附加阻力Dadd、外罩壓差阻力Dp和摩擦阻力Df。壓差阻力Dp又可分為唇口吸力Dlip和尾部阻力Db。某典型短艙的阻力示意圖如圖1所示。

圖1 短艙阻力示意圖

1.1 附加阻力

流量系數(shù)φi為進(jìn)入進(jìn)氣道的實(shí)際空氣質(zhì)量流量與以自由流參數(shù)流過捕獲面積的空氣質(zhì)量流量之比，表達(dá)式為

(1)

其中A0為通過進(jìn)氣道進(jìn)口的流量所對應(yīng)的自由流流管面積，c0為飛行速度，ρ0為大氣密度，A1為進(jìn)氣道的捕獲面積，即進(jìn)氣道前緣處的橫截面面積。對于亞聲速進(jìn)氣道而言，當(dāng)進(jìn)氣道流量系數(shù)小于最大流量系數(shù)，即φi<1時，短艙阻力D便包括進(jìn)氣道附加阻力Dadd和外罩阻力Dcowl。

Dadd計(jì)算公式為

(2)

但是若按該式計(jì)算附加阻力相當(dāng)困難，主要是由于難以確定來流流管形狀及其上的壓力分布。可采用三維計(jì)算公式

(3)

其中p0，A0分別表示0截面的靜壓和截面積；p1，Ma1分別表示1截面的靜壓和馬赫數(shù)。

1.2 短艙壓差阻力和摩擦阻力

短艙外罩阻力Dcowl包括外罩壓差阻力Dp和外罩摩擦阻力Df。Dcowl可由公式(4)求出，

(4)

其中，第一項(xiàng)為短艙的壓差阻力，為當(dāng)?shù)貕毫εc外界大氣壓的差值沿短艙外罩的積分，第二項(xiàng)為摩擦阻力，表示外流與短艙外罩的粘性阻力在發(fā)動機(jī)軸線上的投影。

1.3 唇口吸力

唇口吸力Dlip是由分布在發(fā)動機(jī)整流罩唇口(從位置1到位置M)的靜壓引起的，可以由下面的積分式給出

(5)

其中，面積單元dA依舊是x法向面積的變化。沿著進(jìn)氣道整流罩的壓力積分(從標(biāo)號1到標(biāo)號M)代表推力，由于作用在整流罩前向區(qū)域的壁面靜壓低于環(huán)境壓力，即p-p0<0，并且dA是正的，因此上式的壓力積分為負(fù)。一個沿x方向的負(fù)力代表推進(jìn)項(xiàng)，這個力可以認(rèn)為是作用在整流罩唇口上的吸力在x方向上的投影，所以前體阻力也稱為唇口吸力。

1.4 尾部阻力

尾部阻力為短艙最大截面到短艙出口的壓力積分，即

(6)

式(6)中，9，M分別為短艙出口截面及最大截面。沿著整流罩的壓力積分(從標(biāo)號M到標(biāo)號9)代表阻力，由于作用在整流罩后體區(qū)域的壁面靜壓低于環(huán)境壓力，即p-p0<0，并且dA是負(fù)的，因此式(6)的壓力積分為正，代表阻力項(xiàng)，稱為尾部阻力。同時可見，當(dāng)短艙末端靜壓升高時，|p-p0|減小，有利于尾部阻力減小。

2 計(jì)算模型

2.1 計(jì)算方法

飛機(jī)巡航時，航空發(fā)動機(jī)短艙內(nèi)外流場復(fù)雜，激波、漩渦、分離等流動狀況均可能出現(xiàn)。而計(jì)算流體力學(xué)能夠快速計(jì)算短艙內(nèi)外三維流場，模擬這些復(fù)雜流動，并具有一定的精度和可靠性，因此，本文采用計(jì)算流體力學(xué)的工具軟件—Fluent對航空發(fā)動機(jī)內(nèi)外流場進(jìn)行數(shù)值模擬。

對于本文中短艙內(nèi)外流的數(shù)值計(jì)算，首先要在給定邊界條件下(如圖2所示)，對質(zhì)量守恒方程、動量守恒方程和能量守恒方程等三大控制方程進(jìn)行離散求解，把原來在空間和時間上連續(xù)的場，如速度場、壓力場等，用有限個離散點(diǎn)上的物理量值的集合來替代，并且通過一定的方式建立關(guān)于這些離散點(diǎn)上物理量之間的關(guān)系的方程組，即進(jìn)行方程組的離散，然后求解離散后的方程組，進(jìn)而獲得場變量的近似值。對短艙壁面劃分計(jì)算網(wǎng)格，如圖3所示?？紤]到短艙內(nèi)外流是一種復(fù)雜的流動，湍流模型采用目前接受檢驗(yàn)最多，且最成熟的湍流模型，即標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型。

通過對短艙表面的壓力和切應(yīng)力沿軸線進(jìn)行積分，便可求得短艙附加阻力、壓差阻力、唇口吸力、尾部阻力和摩擦阻力等。

圖2 計(jì)算區(qū)域及邊界條件示意圖

圖3 短艙壁面網(wǎng)格劃分

2.2 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對計(jì)算模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，發(fā)動機(jī)唇口部分采用O型網(wǎng)格，給定遠(yuǎn)場靜壓22 700 Pa，來流馬赫數(shù)0.8，進(jìn)氣道流量系數(shù)0.725。分別對計(jì)算區(qū)域劃分網(wǎng)格單元數(shù)為87萬、116萬和147萬，通過計(jì)算，得到短艙表面的壓力分布對比如圖4所示。從圖4中可以看出，隨著網(wǎng)格數(shù)的增大，壁面靜壓越來越接近，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量為116萬和147萬時，壁面靜壓大小相差不超過2%。所以網(wǎng)格數(shù)量選擇116萬已達(dá)到網(wǎng)格無相關(guān)性要求。

圖4 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

3 計(jì)算結(jié)果

圖5給出了短艙表面壓力分布，圖6給出了巡航馬赫數(shù)為0.8時對稱面壓力分布和馬赫數(shù)分布。通過外罩唇口附近的氣流由于繞唇口加速而成為超音速流，使得壓力分布整體呈“屋脊?fàn)睢狈植?。亞音速氣流流?jīng)短艙唇口表面時，一部分沿著唇口外側(cè)向短艙外壁面流去，一部分沿著唇口內(nèi)側(cè)向流入進(jìn)氣道。流向唇口外側(cè)的氣流隨著流管變細(xì)，馬赫數(shù)增加，靜壓下降。由于氣流繞唇口迅速膨脹，在唇口上方形成小范圍的超聲速區(qū)，使

局部馬赫數(shù)達(dá)到峰值。由于超聲速區(qū)比較小，區(qū)內(nèi)馬赫數(shù)只是稍大于1，氣流從低超聲速到高亞聲速基本上是光滑過渡的，沒有產(chǎn)生激波，或者說即使產(chǎn)生激波，強(qiáng)度也很弱。之后，隨著流管的變細(xì)，會出現(xiàn)一個大的等熵壓縮區(qū)，使得局部超聲速氣流馬赫數(shù)減小，靜壓增加。氣流由超聲速變?yōu)閬喡曀俸?，隨著流管逐漸變粗，馬赫數(shù)減小，靜壓增加。同時，流向進(jìn)氣道的氣流在進(jìn)氣道內(nèi)減速增壓，靜壓增加，馬赫數(shù)減小，但在進(jìn)氣道末端靜壓會出現(xiàn)小幅度的下降，主要是由于考慮到為壓氣機(jī)提供更加均勻的流場而將進(jìn)氣道末端設(shè)計(jì)為收縮段，氣流在收縮段內(nèi)加速，從而導(dǎo)致靜壓下降。氣流在短艙唇口處速度迅速下降，局部速度滯止為零，因而會在唇口處壓力劇增。所以，在短艙的外表面會形成如圖6所示的靜壓分布和馬赫數(shù)分布，以及圖7所示的短艙邊線壓力分布和等熵馬赫數(shù)分布變化規(guī)律。

圖5 短艙表面壓力分布

圖6 對稱面壓力分布(左)和馬赫數(shù)分布(右)

3.1 自由來流馬赫數(shù)對短艙阻力特性的影響

由于飛機(jī)巡航馬赫數(shù)一般在0.7～0.9范圍內(nèi)，因此選擇在自由來流馬赫數(shù)Ma分別為0.7、0.75、0.8、0.85、0.9時對孤立短艙模型進(jìn)行了數(shù)值模擬。為分離出進(jìn)氣道流量對短艙阻力的影響，須在不同馬赫數(shù)下計(jì)算時均保持短艙進(jìn)氣道流量系數(shù)不變，計(jì)算得到壓力分布云圖和馬赫數(shù)分布云圖如圖8所示。

隨著Ma的增大，超聲速區(qū)域范圍不可避免地要變大，短艙外壁附近的壓縮波強(qiáng)度也越來越強(qiáng)。在Ma為0.7～0.8范圍內(nèi)，雖然在唇口附近出現(xiàn)了小范圍的超聲速區(qū)，但是尚且觀察不到激波的出現(xiàn)，而當(dāng)達(dá)到0.85～0.9時出現(xiàn)了明顯的激波，而且激波隨Ma的增大，不僅強(qiáng)度變大而且位置向后方移動。波后短艙壁面附近壓力升高明顯，會產(chǎn)生很大的激波阻力，從而對短艙的阻力特性產(chǎn)生較大影響。然而激波強(qiáng)度的增大并沒有誘發(fā)附面層分離現(xiàn)象的出現(xiàn)，由圖9中的流線圖可以看出。

圖7 短艙表面壓力分布(左)和等熵馬赫數(shù)分布(右)

圖8 對稱面壓力分布

圖9 Ma=0.9時流線分布

短艙附加阻力Dadd、壓差阻力Dp、摩擦阻力Df、總阻力Dtotal、溢流阻力Dspill尾部阻力Db以及唇口吸力Dlip隨Ma的變化如圖10所示。在來流靜壓一定時，附加阻力主要受交界面0-1和來流馬赫數(shù)的影響，該交界面即為0-0截面與1-1截面之間的內(nèi)外流交界面。同時，由于進(jìn)氣道流量系數(shù)保持不變，使得0-1截面形狀未發(fā)生改變，而隨來流馬赫數(shù)的增大，氣流總壓增大，0-1表面受到的“沖擊”增大，靜壓增大，氣流受到的阻滯作用增強(qiáng)，必然會導(dǎo)致附加阻力增大，也可觀察以下公式：

(7)

不難發(fā)現(xiàn)，隨著0-1表面靜壓增大，附加阻力增大。

由于氣流具有粘性，隨著來流馬赫數(shù)的增加，沿短艙表面的外法線方向的速度梯度dV/dy增大，氣流粘性力增大，從而引起短艙所受摩擦阻力的增大。短艙尾部阻力是由于氣流在短艙后體表面上膨脹加速而形成負(fù)壓引起的，且來流馬赫數(shù)越大，負(fù)壓越大，因此尾部阻力隨來流馬赫數(shù)的增大而增大，但是在較高馬赫下由于激波逐漸增強(qiáng)使波后靜壓增大，導(dǎo)致尾部阻力在較高馬赫數(shù)下比較低馬赫數(shù)增加的緩慢。唇口吸力是由氣流在短艙唇口外側(cè)的負(fù)壓造成的，在較低馬赫數(shù)下，隨著來流馬赫數(shù)增大，氣流因流管徑向收縮約束作用增強(qiáng)，而使得繞唇口加速更加明顯，導(dǎo)致負(fù)壓增大，從而使唇口吸力(代數(shù)值)減小；在較高馬赫數(shù)下，激波的強(qiáng)度逐漸增加，波后壓力增大明顯，使負(fù)壓減小，唇口吸力增大。在較低馬赫數(shù)下，溢流阻力小范圍下降，這是由于唇口吸力下降幅度較附加阻力增加幅度大而導(dǎo)致的，但是在較高馬赫數(shù)下，激波的存在使附加阻力和唇口吸力同時增大，從而導(dǎo)致溢流阻力隨馬赫數(shù)增大。短艙壓差阻力為尾部阻力與唇口吸力的代數(shù)和。在較低馬赫數(shù)下壓差阻力接近為0，主要是由于短艙尾部阻力大部分被唇口吸力抵消，而當(dāng)來流馬赫數(shù)增大時，尾部阻力雖然增大，而唇口吸力(負(fù)值)變得更小，導(dǎo)致壓差阻力減小。但是，當(dāng)來流馬赫數(shù)進(jìn)一步增大時，由于激波的出現(xiàn)使短艙尾部阻力和唇口吸力同時增大，從而使壓差阻力增大。短艙所受的總阻力是由附加阻力、壓差阻力和摩擦阻力組成的。由于附加阻力和摩擦阻力均隨來流馬赫數(shù)的增大而增大，而壓差阻力在總阻力中所占比例較小，所以總阻力必然增大。

圖10 短艙阻力隨來流馬赫數(shù)變化

3.2 進(jìn)氣道流量系數(shù)對短艙阻力特性的影響

進(jìn)氣道流量系數(shù)A0/A1是短艙的一個非常重要的氣動參數(shù)，A0/A1過小容易導(dǎo)致附加阻力過大，嚴(yán)重影響短艙阻力特性，在A0/A1分別為0.4、0.5、0.6、0.725、0.8時對孤立短艙模型進(jìn)行了數(shù)值模擬。壓力分布云圖和馬赫數(shù)分布云圖如圖11所示。隨著A0/A1的增大，進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流流量增大，從短艙唇口處溢出的流量減小，氣流在唇口處的加速膨脹程度減小，低壓區(qū)隨著減小。

圖11 不同流量系數(shù)下對稱面壓力分布和馬赫數(shù)分布

短艙附加阻力Dadd、壓差阻力Dp、摩擦阻力Df、總阻力Dtotal、溢流阻力Dspill尾部阻力Db以及唇口吸力Dlip隨A0/A1的變化如圖12所示。

在A0/A1較小時，從原前方進(jìn)入進(jìn)氣道的流量較小，流管較細(xì)，溢流較大。當(dāng)A0/A1增大時，進(jìn)入進(jìn)氣道的流量增大，0-1截面形狀發(fā)生改變，導(dǎo)致從唇口處溢出的氣流迎風(fēng)面減小，流管變粗，受到的阻滯作用減弱，從而引起附加阻力隨A0/A1的增大而減小。當(dāng)A0/A1增大時，從唇口處溢出的流量減小，低壓區(qū)減小，負(fù)壓減小，導(dǎo)致唇口吸力數(shù)值增大。短艙尾部受流量系數(shù)變化的影響較小，所以尾部阻力基本不變，又因唇口吸力的增大，從而導(dǎo)致壓差阻力增大。溢流阻力為附加阻力與唇口吸力的代數(shù)和，由于附加阻力變化較大，其減小量抵消了唇口吸力的增量，導(dǎo)致附加阻力對溢流阻力的變化起決定作用，所以溢流阻力隨A0/A1的增大而減小。短艙所受的總阻力是由附加阻力、壓差阻力和摩擦阻力組成的。由于附加阻力隨A0/A1增大而減小，而壓差阻力和摩擦阻力在總阻力中所占比例較小，所以總阻力必然減小。

圖12 短艙阻力隨流量系數(shù)變化

4 結(jié)論

通過對孤立短艙的計(jì)算分析，主要得出以下結(jié)論：

(1)隨著自由來流馬赫數(shù)的增加，短艙總阻力和附加阻力呈現(xiàn)一直增大的趨勢，且來流馬赫數(shù)越大，阻力增加越快；溢流阻力、壓差阻力和唇口吸力隨來流馬赫數(shù)先減小后增大，摩擦阻力基本不變。

(2)隨著進(jìn)氣道流量系數(shù)的增加，短艙總阻力、附加阻力和溢流阻力呈現(xiàn)一直減小的趨勢，流量系數(shù)越大，總阻力越小，且流量系數(shù)越大，短艙阻力變化越緩慢；壓差阻力和唇口吸力隨流量系數(shù)一直增大，摩擦阻力和尾部阻力基本不變。

(3)短艙阻力的產(chǎn)生歸因于捕獲流管變細(xì)導(dǎo)致的附加阻力增加，以及短艙外表面壓力和速度變化導(dǎo)致的壓差阻力和摩擦阻力變化，其中受附加阻力的影響最大。

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(責(zé)任編輯：吳萍 英文審校：趙歡)

Numericalsimulationonnacelledragofturbofanenginewithalargebypassratio

HEI Shao-huaa,JIANG Sheng-lanb

(a.The Fifth Research Department,b.The Second Research Department,CAIGA Research Institute Co Ltd,Zhuhai 519040,China)

The nacelle of turbofan engine with a large bypass ratio is one of the key units for producing drags,so it′s necessary to study nacelle drag and its characteristics.An inlet boundary with constant mass flow and a jet boundary with fixed total temperature and total pressure were added into a typical model of isolated nacelle as a research object.Based on Fluent simulation,the formation of nacelle drag was discussed and the effects of Mach number of incoming flow and flow coefficient of inlet were studied to obtain the change of additional drag,pressure drag,frictional drag and total drag.The results showed that the production of nacelle drag is attributed to increase of additional drag caused by the diminution of captured stream tubes and the changes in pressure and velocity of the nacelle surface caused by spill.The total drag of the nacelle increased with the increase of Mach number of incoming flow,but decreased with the increasing of flow coefficient of the inlet.

nacelle drag;additional drag;pressure drag;Mach number of incoming flow;flow coefficient of inlet

2017-05-08

黑少華(1990-)，男，河南駐馬店人，助理工程師，主要研究方向：飛機(jī)動力燃油設(shè)計(jì)，E-mail:shaohuahei@163.com

2095-1248(2017)04-0048-07

V235.13

： A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.04.006