某型涡扇发动机尾喷管流动特性研究

齐海帆，高 扬，郝晓乐，朱彦伟

某型涡扇发动机尾喷管流动特性研究

齐海帆，高 扬，郝晓乐，朱彦伟

（中国飞行试验研究院，西安710089）

针对某型双涵道分开排气涡扇发动机尾喷管模型的流动特性进行了数值计算研究和试验验证。利用NASA典型尾喷管模型的推力系数对比研究结果验证了数值方法的可行性，采用验证后的数值方法获得了不同飞行条件下和发动机工作状态下某型发动机尾喷管模型内、外涵道的流量系数和推力系数数据及其变化规律，并将数值计算结果与该型发动机在相同工况下的地面台架试验数据进行对比。结果表明：在试验工况全范围内，发动机进口空气流量的计算值与试验值的最大偏差为1.8%，总推力的计算值与试验值的最大偏差不超过±0.5%。

尾喷管；流动特性；涡扇发动机；数值计算；地面台架试验；总推力

0 引言

获取发动机尾喷管特性曲线是利用燃气发生器法确定发动机飞行推力的关键环节之一[1-2]。在国内外对尾喷管流动特性的大量研究中，尾喷管流量系数和推力系数特性曲线一般通过比例模型吹风试验、实体台架试验以及CFD模拟试验等方法获得[3-10]。随着计算机技术和数值计算方法的快速发展，数值计算已经成为现代发动机设计时所采用的1种非常重要的方法。美国GE公司的CF34-10A和CFM公司的LEAP-X1C等涡扇发动机在进行尾喷管特性研究时均采用数值模拟与模型试验相结合的方法。

本文针对某型分开排气涡扇发动机尾喷管流动特性进行数值研究，得到了不同飞行条件和不同发动机工作状态下的尾喷管流量系数和推力系数数据，并与该型发动机地面台架稳态试验数据对比，验证了计算结果的可靠性，为后续型号试飞工作提供了技术支撑。

1 尾喷管物理模型和数值计算方法

1.1 物理模型与边界条件

计算物理模型为某型分开排气涡扇发动机尾喷管结构，如图1所示。

建模时对原尾喷管模型进行了以下简化：

（1）在3维模型向2维模型转化过程中，忽略吊架结构和尾喷管左右2部分结构合并时连接件等结构的影响；

图1 发动机尾喷管结构

（2）简化了内/外涵中间壁面附近结构，去掉了位于内/外涵中间壁面处的狭小冷却气流缝隙；

（3）尾喷管2维模型具有轴对称结构，为减少计算网格量，只取其上半部分结构；

（4）忽略壁面粗糙度和局部结构缺陷等因素的影响。

为了保证发动机进、排气不会对计算结果造成影响，使喷管外流场更接近实际情况，计算区域选择如图2所示。计算区域设置如下：长为51×L，宽为31×R，喷管出口到压力远场边界为35×L（L和R分别为尾喷管的特征长度和特征半径)。尾喷管外流边界采用压力远场边界条件；内、外涵尾喷管进口均采用压力进口边界条件；尾喷管出口后下边界设置为对称边界条件；内、外涵出口截面用来监控内、外涵出口截面的流速、压力、质量流量等参数；内、外涵道的内外壁面用来监控壁面受力情况。

图2 发动机尾喷管模型计算区域

1.2 网格划分与计算方法

计算区域整体采用结构化网格，在尾喷管模型计算域内采用带有边界层的局部加密结构化网格。整个计算区域共17.9万网格，其中尾喷管模型计算域网格为4.2万，尾喷管附近加密区域网格为11.5万。

采用商用软件Fluent的耦合隐式稳态求解器求解2维N-S方程，选择能量方程，湍流模型选用标准k-ε模型，近壁区域采用标准壁面函数法，离散格式采用2阶迎风格式。

2 数值计算方法验证

为了验证上述计算区域选择、网格划分、边界条件设定和数值计算方法设置的合理性，针对NASA典型双涵道分开排气尾喷管模型[6]采用上述数值计算方法获得其试验工况下的推力系数，计算数据与试验数据的对比结果如图3所示。

图3 NASA典型尾喷管模型推力系数对比结果

结果表明：当尾喷管外涵落压比FNPR较小时，误差略大，最大误差为 1.67%；FNPR＞1.9(临界压比)时，误差趋于稳定，约为0.23%。在所研究工况范围内，数值计算值与NASA试验值均很好地吻合，说明计算区域选择合理，网格划分可行，边界条件设置恰当，数值计算方法可靠。

3 尾喷管流动特性计算结果

3.1 内、外涵流量系数计算结果

为了更加清晰地表明气动参数对尾喷管内、外涵流量系数的影响情况，将尾喷管外涵流量系数的计算结果整理为不同Ma条件下，外涵流量系数Cd，Fan随外涵落压比FNPR变化的曲线；内涵流量系数的计算结果整理为不同外/内涵进口总压比Pt,Fan,in/Pt,Core,in条件下，内涵流量系数Cd,Core随内涵落压比CNPR变化的曲线。内、外涵流量系数的计算公式为

式中：Wid,Core和Wid,Fan分别为内、外涵的理想质量流量；Wact,Core和Wact,Fan分别为内、外涵的数值计算质量流量。

外涵流量系数Cd,Core的计算结果如图4所示。图中各工况下的Cd,Core具体值为该工况下数据与基准点（Ma=0，FNPR=3.0）数据的相对比值，可见：

（1）当临界压比时，Cd，Fan均随 FNPR增大而快速减小；FNPR≥临界压比时，Cd，Fan保持为常数；

（2）FNPR＜1.65 时，Cd，Fan随 Ma增大而大，FNPR≥1.65时；Cd，Fan不再随 Ma 改变而变化。

内涵流量系数Cd,Core的计算结果如图5所示。图中各工况下的Cd,Core具体值为该工况下数据与基准点（Pt,Fan,in/Pt,Core,in=1.1，CNPR=2.8）数据的相对比值，结果表明：

图4 发动机尾喷管外涵流量系数相对值计算结果

图5 发动机尾喷管内涵流量系数相对值计算结果

（1）CNPR＜临界压比时，Cd,Core随的增大先增大后减小；CNPR≥临界压比时，Cd,Core保持为常数；

（2）CNPR＜1.55 时，Cd,Core随 Pt,Fan,in/Pt,Core,in增大而减小；CNPR≥1.55时，Cd,Core不再随Pt,Fan,in/Pt,Core,in的改变而变化。

3.2 内、外涵推力系数计算结果

尾喷管内、外涵推力系数的计算结果整理成：不同Ma条件下，内、外涵推力系数Cf,Core、Cf,Fan和扣除尾喷管后壁面力的外涵实际推力系数Cf,Fan,act随内、外涵落压比CNPR、FNPR变化的曲线。3种推力系数的计算公式如下

式中：Fid,Core、Fid,Fan分别为内、外涵的出口理想推力；Fact,Core、Fact,Fan分别为内、外涵的数值计算的出口推力；Fact为扣除壁面力的数值计算的尾喷管出口总推力。

内涵推力系数Cf,Core的数值计算结果如图6所示。图中各工况下的Cf,Core具体值为该工况下数据与基准点（Ma=0，CNPR=2.8）数据的相对比值，结果表明：（1）当CNPR＜1.7时，内涵推力系数Cf,Core随CNPR的增大而减小，Cf,Core随Ma的增大而增大；（2） 当 CNPR≥1.7时，Cf,Core随 CNPR的增大而增大；（3） 当 CNPR≥2.1时，的变化不受马赫数的影响。

图6 发动机尾喷管内涵推力系数相对值计算结果

外涵推力系数Cf,Fan的数值计算结果如图7所示。图中各工况下的Cf,Fan具体值为该工况下数据与基准点（Ma=0，FNPR=3.0）数据的相对比值，结果表明：

（1）Cf,Fan随 FNPR的变化存在 1个拐点 FNPR1，当FNPR＞时FNPR1，Cf,Fan不再随Ma的改变而变化，只随FNPR的增大而增大；

（2）不同Ma条件下，Cf,Fan的拐点值FNPR1不同，Ma越大，FNPR1越小；

（3）当 FNPR＜FNPR1时，Cf,Fan随 Ma的增大而减小；Cf,Fan随FNPR的增大先缓慢增大后快速减小。

图7 发动机尾喷管外涵推力系数相对值计算结果

扣除尾喷管出口后壁面力的外涵实际推力系数Cf,Fan,act曲线如图8所示。图中各工况下的Cf,Fan,act具体值为该工况下Cf,Fan,act数据与基准点（Ma=0，FNPR=3.0）数据的相对比值。从图中可知：

（1）Cf,Fan,act随FNPR的增大整体上呈递减趋势；

（2）在同一FNPR条件下，Cf,Fan,act随Ma的增大而增大，且该增大量随着FNPR的增大而减小。

图8 发动机尾喷管外涵实际推力系数相对值计算结果

4 发动机地面台架试验结果对比验证

为了验证计算结果的可靠性，采用该型发动机地面台架试验结果与上述数值计算结果进行对比分析。

某型发动机进口空气流量计算值与地面台架试验值的对比结果如图9所示。图中的具体值为各状态下与最大状态下空气流量的相对比值，相对误差为各状态下的计算值与试验值的相对误差。对比结果表明，在试验工况全范围内，发动机进口空气流量的计算值与地面台架试验值吻合程度较好，在各发动机工作状态下，计算值略大于地面台架试验值，二者之间的最大偏差为1.8%，在工程试验允许误差范围内。

图9 发动机空气流量计算值与试验值对比结果

发动机尾喷管出口总推力的计算值与试验值对比结果如图10所示。图中的具体值为各状态与最大状态下推力的相对比值，相对误差为各状态下的计算值与试验值的百分比相对误差。结果表明，在全工况范围内，计算值与地面台架试验值吻合很好，二者之间最大偏差不超过±0.5%，在工程试验允许误差范围内。

图10 发动机总推力计算值与试验值对比结果

分析认为，计算值与地面台架试验数据之间的误差可能来源于：

（1）建立尾喷管物理模型进行的相关简化处理；

（2）在性能计算程序中，各种工况下尾喷管的内、外涵进、出口总压损失系数采用典型经验值代替带来的误差；

（3）数值计算所带来的微小误差，如计算模型的本身不确定度、计算舍入误差等；

（4）发动机地面台架各试验测量参数的微小测量偏差所引起的试验值偏差。

通过上述对比结果可知，计算值与试验值均吻合很好，说明数值计算方法合理，计算结果可靠，在引入适当的压力修正后可以用于某型发动机性能计算。

5 结论

（1）针对NASA典型尾喷管模型，将数值方法的计算值与NASA试验数据进行对比，验证了数值计算方法的可靠性。结果表明：当尾喷管外涵落压比FNPR较小时误差略大，最大误差为1.67%，FNPR＞1.9(临界压比)后，误差趋于稳定，约为0.23%。

（2）获得了不同工况下发动机尾喷管内、外涵流量系数和推力系数数据及其变化规律：在临界落压比以上，内、外涵流量系数基本保持为常数；在特定落压比以上，内、外涵推力系数基本不随Ma变化，只随落压比的增大而增大；外涵实际推力系数随外涵落压比的增大整体呈减小趋势，随马赫数的增大呈增大趋势。

（3）计算数据和发动机地面台架试验数据的对比结果验证了计算结果的可靠性：在试验工况全范围内，发动机进口空气流量的计算值与试验值的最大偏差为1.8%，总推力的计算值与试验值的最大偏差不超过±0.5%。

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Investigation of Exhaust System Flow Characteristics for a Turbofan Engine

QIHai-fan,GAO Yang,HAO Xiao-le,ZHU Yan-wei
（AVIC Flight Test Establishment,Xi'an 710089,China）

The separate-flow exhaust system performance characteristic of a turbofan engine was analyzed through numerical method and experiment.Compared with typical exhaust system model test data from NASA,the numerical method was verified.The exhaust flow coefficient and the thrust coefficient of the turbofan engine under different flight conditions were obtained by the numerical method.Comparing the calculate data with the data obtained from the engine ground bench test,the results show that,within the scope of all test conditions,the maximum deviation of the engine inlet air flow rate between the calculated value and the test data was 1.8%,and the maximum deviation of the engine total thrust between the calculated value and the test data was no more than±0.5%.

exhaust nozzle;flow performance;turbofan engine;numerical calculation;engine ground bench test;total thrust

V231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.009

2014-01-09

齐海帆（1986），男，从事航空发动机性能与工作特性试飞研究工作；E-mail：qihaifan020520133@163.com。

齐海帆，高扬，郝晓乐，等.某型涡扇发动机尾喷管流动特性研究[J].航空发动机，2015，41（1）：48-52.QIHaifan,GAOYang,HAOXiaole，et al.Investigation of exhaust systemflowcharacteristicsfor aturbofan engine[J].Aeroengine，2015，41（1）：48-52.

（编辑：赵明菁）