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某型发动机非加力情况下收-扩尾喷管流动特性研究

2016-07-21齐海帆

现代机械 2016年3期
关键词:喉道总压计算结果

杨 晓,望 佳,齐海帆

(中国飞行试验研究院,陕西西安710089)



某型发动机非加力情况下收-扩尾喷管流动特性研究

杨晓,望佳,齐海帆

(中国飞行试验研究院,陕西西安710089)

摘要:针对某型涡扇发动机的收-扩尾喷管模型在加力不接通试验工况下的流动特性,通过建立模型,进行相关的数值计算研究,获得了不同喉道面积、面积比和尾喷管落压比条件下的收-扩尾喷管模型的流量系数和推力系数数据及其变化规律,为发动机地面台架标定试验和飞行试验中发动机进口空气流量和标准净推力的确定提供了基础数据。

关键词:收-扩尾喷管数值计算流量系数推力系数

0引言

发动机性能试飞的主要目的是确定发动机在不同飞行状态和不同发动机工作条件下的飞行安装净推力[1-2],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。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]。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一种非常重要的方法。该设计方法是以基于计算流体力学、计算传热学和计算燃烧学的原理为核心,结合相关的经验、半经验关系式,以计算机为工具,用数值方法求解相关联的偏微分方程组,从而模拟发动机内的流动、传热、传质和燃烧过程的细节,预估发动机气动热力性能,而后采用相应的试验进行验证。此设计方法具有设计周期短,节省经费,不受试验条件和设备的限制等优点。

本文针对某型混排式涡扇发动机的收-扩尾喷管模型在加力不接通试验工况下的流动特性进行了数值研究,获得了不同喉道直径D8、不同面积比A9/A8和尾喷管落压比条件下的收-扩尾喷管模型的流量系数和推力系数数据及其变化规律,为发动机地面台架标定试验和飞行试验中发动机进口空气流量和标准净推力的确定提供了基础数据。

1计算模型和数值计算方法

1.1计算模型与边界条件

计算物理模型为某型混排式涡扇发动机的收-扩尾喷管结构,其结构示意图见图1。

图1 混排式涡扇发动机收-扩尾喷管结构示意图

图2 发动机尾喷管模型计算区域

参考发动机在加力不接通条件下,实际工作时尾喷管喉道面积A8、尾喷管出口面积与喉道面积比A9/A8和尾喷管落压比的数据和相应关系,针对四种不同喉道直径(D8=A、B、C、D,其中A﹤B﹤C﹤D)-每个喉道直径下选取6个不同面积比(A9/A8=a、b、c、d、e、f,注:从a至f面积比逐渐增加)等24种不同的收-扩尾喷管构型建立二维简化模型(尾喷管落压比Pt7/P0=1.2~13.2),由于尾喷管二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。考虑到尾喷管外流计算边界条件采用压力远场边界条件,为了保证发动机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,将计算域长设为21×L,宽设为21×R(其中L和R分别为尾喷管模型的特征长度和特征半径),计算区域选择见图2。尾喷管进口采用压力进口边界条件;计算区域的前、后、上等边界设置为压力远场边界条件;计算区域的下边界设置为轴对称边界条件;尾喷管出口截面用来监控尾喷管出口截面的流速、压力、质量流量等流动参数[4-5]。

1.2网格划分与数值计算方法

考虑到计算资源限制、计算精度要求和计算流场结构特点等方面原因,在计算网格划分过程中,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,在对计算结果精度影响较大的尾喷管附近区域亦采用局部加密网格,24种不同计算模型的计算网格量均控制在20万左右。

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,离散格式采用二阶迎风格式,来流为已燃混气,压力进口边界条件的设置参考发动机实际工作条件下的尾喷管进口总温和总压的相关数据[6-8]。

1.3数据处理方法

本文数据处理的目的是为了确定上述工况下尾喷管的总压损失系数σ、流量系数Cd和推力系数CV值,其计算公式为 :

σ=(Pt7-Pt9)/Pt9

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

2尾喷管流动特性计算结果

2.1总压损失计算结果

本文尾喷管总压损失系数σ的计算结果整理成:不同尾喷管喉道直径条件下,尾喷管流量系数Cd随尾喷管落压比Pt7和P0面积比A9/A8变化的分段曲线。图3为尾喷管总压损失系数σ的计算结果,图中各工况下的σ具体值为该工况下数据与基准点(D8=D,Pt7/P0=1.2)数据的相对差值,结果表明:1)当尾喷管喉道处于临界状态以下时,同一喉道直径D8和面积比A9/A8条件下,尾喷管总压损失系数σ随Pt7/P0增加而快速减小,这是因为流体的流动损失随流体流动速度的平方成正比关系,随着落压比Pt7/P0的增加,尾喷管流道内各个截面气体的流动速度增加,进而流动损失增加; 2)当尾喷管喉道处于临界状态及以上时,同一喉道直径D8条件下,尾喷管总压损失系数σ随落压比Pt7/P0增加略有上升,这是因为在临界状态及以上时,尾喷管流道内大部分截面气体的流动速度略有增加,因而流动损失略有增加;3)同一尾喷管落压比Pt7/P0和同一面积比A9/A8条件下,尾喷管总压损失系数σ随喉道直径D8的增加而减小,这是因为进口面积和面积比A9/A8恒定时,尾喷管喉道直径D8的增加使得尾喷管流道内的流通截面增加,进而流动速度减小,流动损失减小。

图3 某型发动机尾喷管总压损失系数相对值计算结果

2.2流量系数计算结果

尾喷管流量系数Cd的计算结果整理成:不同尾喷管喉道直径条件下,尾喷管流量系数Cd随尾喷管落压比Pt7/P0和面积比A9/A8变化的分段曲线。图4为尾喷管流量系数Cd的数值计算结果,图中各工况下的Cd具体值为该工况下数据与基准点(D8=D,Pt7/P0=1.2)数据的相对比值。可以看出:1)当尾喷管喉道处于临界状态以下时,同一喉道直径D8和面积比A9/A8条件下,Cd随落压比Pt7/P0增加而快速减小,对照2.1节的分析结果可知,随着落压比Pt7/P0的增加,尾喷管的总压损失迅速增加,因而尾喷管的流通能力快速减小;2)当尾喷管喉道处于临界状态及以上时,同一喉道直径D8条件下,Cd先保持常数,随后随落压比Pt7/P0的增加略有减小,这是因为临界状态以上流动损失随Pt7/P0的增大而略有增加; 3)同一尾喷管落压比Pt7/P0条件下,Cd随喉道直径D8的增加而增大,该规律与落压比Pt7/P0和面积比A9/A8恒定时,尾喷管的流动损失随喉道直径D8的增大而增加的理论分析结果一致。

图4 某型发动机尾喷管流量系数相对值计算结果

2.3推力系数计算结果

尾喷管推力系数CV的计算结果整理成:不同尾喷管喉道直径D8条件下,尾喷管推力系数CV随尾喷管落压比Pt7/P0和面积比A9/A8变化的分段曲线。图5为尾喷管推力系数CV的数值计算结果,图中各工况下的CV具体值为该工况下数据与基准点(D8=D,Pt7/P0=1.2)数据的相对比值,结果表明:1)同一尾喷管落压比Pt7/P0和面积比A9/A8条件下,不同喉道直径D8条件下的尾喷管推力系数 CV基本相同;2)当尾喷管喉道处于临界状态以下时,CV随落压比Pt7/P0增加而减小,分析认为在临界状态以下时,随着落压比Pt7/P0的增加,尾喷管的总压损失增加,流通能力减小,因而推力CV系数减小;3)当尾喷管喉道处于临界状态以上时,尾喷管推力系数CV随着尾喷管落压比Pt7/P0的增加而减小,分析认为:随着尾喷管落压比Pt7/P0的增加,一方面尾喷管流道的流动速度增加导致流动损失增加,另一方面,在尾喷管扩张段或尾喷管出口会出现不断增强的激波,气流经过激波段后做功能力损失增加,推力系数减小。

图5 某型发动机尾喷管推力系数相对值计算结果

3结论

针对某型混排式涡扇发动机的收-扩尾喷管物理模型,建立了二维CFD数值计算简化模型,确定该尾喷管模型流动特性研究的数值计算方法,为发动机台架标定试验和飞行试验中发动机进口空气流量和标准净推力的确定提供了参考。

1)当尾喷管喉道处于临界状态以下时,同一喉道直径D8和面积比A9/A8条件下,尾喷管总压损失系数σ随Pt7/P0增加而快速减小;当尾喷管喉道处于临界状态及以上时,同一喉道直径D8条件下,尾喷管总压损失系数σ随落压比Pt7/P0增加略有上升;同一尾喷管落压比Pt7/P0和同一面积比A9/A8条件下,尾喷管总压损失系数σ随喉道直径D8的增加而减小。

2)当尾喷管喉道处于临界状态以下时,同一喉道直径D8和面积比A9/A8条件下,Cd随落压比Pt7/P0增加而快速减小;当尾喷管喉道处于临界状态及以上时,同一喉道直径D8条件下,Cd先保持常数,随后随落压比Pt7/P0的增加略有减小。

3)同一尾喷管落压比Pt7/P0和面积比A9/A8条件下,不同喉道直径D8条件下的尾喷管推力系数CV基本相同;当尾喷管喉道处于临界状态以下时,CV随落压比Pt7/P0增加而减小;当尾喷管喉道处于临界状态以上时,尾喷管推力系数CV随着尾喷管落压比Pt7/P0的增加而减小。

参考文献

[1]索络欣.航空空气发动机试验[M].姚文江,译. 北京:国防工业出版社,1982:13-25.

[2]聂恰耶夫. 航空动力装置控制规律与特性[M]. 单凤桐, 程振海,译. 北京:国防工业出版社,1999:25-32.

[3]韦福,杜朝晖,曹 源,等. 采用 Modelica 和 Dymola 的 燃气涡轮变比热仿真计算模型[J]. 动力工程学报,2006,26 (6):799-803.

[4]MIDAP Study Group. Guide to in-flight thrust measurement of turbojets and fan engines:AGARD-AG-237[R]. Advisory Group for Aerospace Research and Development, 1979: 27-62.

[5]Abernethy R B, Adams GR, Ascough J C, et al. In-flight thrust determination: SAE AIR 1703[R].NASA, 1986: 5-25.

[6]Stratford B S. The calculation of the discharge coefficient of the profiled choked nozzles and the optimum profile for absolute air flow measurement[J]. Journal of the Royal Aeronautical Society, 1964, 68:640-645.

[7]朱彦伟,袁长波.大涵道比发动机喷管流量系数特性数值计算与分析[J].计算机仿真,2013,30(1):159-164.

[8]齐海帆,高扬,郝晓乐. 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.

中图分类号:V231.3

文献标识码:B

文章编号:1002-6886(2016)03-0083-04

作者简介:杨晓(1963-),男,汉族,本科,就职于中国飞行试验研究院发动机所,工程师,主要从事航空发动机整机试验的工作。

收稿日期:2015-10-20

The flow characteristics of the convergent-divergent nozzle of a turbofan engine under non-afterburning condition

YANG Xiao, WANG Jia, QI Haifan

Abstract:In this study, we analyzed the flow characteristics of the convergent-divergent nozzle of a turbofan engine under non-afterburning condition. We established a model, carried out numerical calculation, and obtained the flow coefficient and the thrust coefficient of the nozzle model and their changing rules under different throat area, area ratio and blowdown ratio. This study has provided basic data for the determination of the inlet air flow and the standard net thrust of the engine in bench tests and flight tests.

Keywords:convergent-divergent nozzle; numerical calculation; flow coefficient; thrust coefficient

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