涡扇发动机进排气数值模拟研究

温 庆（中航通飞研究院有限公司,广东 珠海 519040）

涡扇发动机进排气数值模拟研究

温 庆
（中航通飞研究院有限公司,广东 珠海 519040）

摘 要：通过完全抛弃发动机内部的流动，给定发动机进气口和排气口设置适当的边界条件的方法，模拟发动机的进排气影响。首先利用日本航空宇航技术研究所的试验标模进行了计算验证，并将此方法应用到DLR-F6标模上，取得了很好的效果。

关键词：涡扇;进排气;数值模拟

1 概述

所谓发动机进排气动力影响，是指对于航空发动机，一般其前部都要配置进气道，而后部配置尾喷管，这样进气道前面的进气流和尾喷管后面的尾喷流，都会对飞行器的外部流动产生干扰影响。涡扇发动机的动力数值模拟（CFD）的主要目的就是要计算发动机工作时发动机进气、排气对飞机气动特性的影。CFD是一种虚拟试验，可以完全抛弃发动机内部的流动，只需要给发动机进气口和排气口设置适当的边界条件，就可以准确的模拟发动机的进排气影响。

2 动力边界条件

涡扇发动机的动力模拟较为复杂，发动机内部涉及到空气压缩、燃烧、膨胀、做功等一系列问题，想完全真实模拟这些变化相当困难，也完全没有必要。CFD的特点就是配合合适的边界条件和初始条件计算网格区域的流动，因此可以完全忽略发动机内部的流动情况，只需给定适当的进气和排气边界条件。涡轮风扇发动机中的内外涵道气流可以分别排出，也可以在排气系统内混合排出，两者在模拟方面没有本质区别，只是设置一个排气边界还是两个排气边界的问题。

2.1 发动机入口边界

发动机的入口（进气）边界对于计算区域来说相当于流体流出计算域，因此需要设置为出口类边界条件。

数值模拟中的出口边界包括压力出口和质量流量出口。在发动机进排气模拟中，一般知道给定条件下的发动机进气流量系数MFR（流量系数定义为当时进入进气道的实际空气流量对未经扰动的来流直接撞入进气道应有流量之比），可以换算出进气质量流量。因此在发动机的进气边界设置质量流量边界条件。

已知发动机的进气流量系数时，进气质量流量按下式计算：

其中：p、Τ为大气参数

R为气体常数287焦/千克K

r为比热比1.4

ΑH为短舱唇口面积

M为飞行马赫数

2.2 发动机出口边界

发动机的出口（排气）边界对于计算区域来说相当于流体流入计算域，因此需要设置为入口类边界条件。数值模拟中的入口边界包括压力入口、质量流量入口、速度入口。

压力入口边界条件用于定义流场入口处的压强及其他标量函数。这种边界条件既适用于可压流计算也适用于不可压流计算。通常用在入口处总压已知、而速度和流量未知时，就可以使用压力入口条件。

对于涡扇发动机，一般已知涵道喷口的总压比RP0和总温比RΤ0。则总温和总压按下式计算：

其中：p、Τ为大气参数

r为比热比1.4

M为飞行马赫数

3 单独发动机流场数值模拟

3.1 计算模型及网格

本文采用的单独发动机为一轴对称涡扇发动机模型，取自日本航空宇航技术研究所“NΑL-ΑERO-02-01”ΤPS风洞试验模型。参考文献给出了该模型的二维半模轮廓线数据，利用建模软件，将该轮廓线绕轴线旋转360度，得到了三维模型。

采用ICEM软件对发动机模型进行了网格划分，空间网格为四面体网格，壁面附近采用棱柱层网格模拟附面层网格，网格单元总共220万。发动机表面及对称面网格如图1所示。

图1 NAL-AERO-02-01”模型表面及对称面网格

3.2 计算状态

对单独发动机模型三种典型的马赫数工作状态进行了进排气流场数值模拟。模拟参数及边界条件如表所示，计算迎角均为0度。大气条件按照0千米标准大气计算。模拟的进出口边界条件(状态1-状态3)同样采用日本航空宇航技术研究所“NΑL-ΑERO-02-01” ΤPS风洞试验的条件。

从表1中可以看出，内涵道总温比仅为0.6左右，即内涵道总温远小于环境总温，与实际情况不符，主要原因是风洞试验时内涵道气流来源于常温高压气罐，而真实飞机来源于涡轮燃烧气流。为了研究内涵道总温比对计算结果的影响，对状态2的内涵道总温比由0.6178增加到1.5，定义为状态4。

表1 计算条件

3.3 计算结果

图2给出了模型表面压力系数计算值与实验值对比，其中横坐标为短舱母线的X坐标，纵坐标为当地的压力系数，三种工作状态的计算结果与试验结果均与试验结果相符合。从第四幅图可以看出，内涵道总温比对发动机短舱的压力分布影响较小，可以忽略不计，因此在风洞试验时采用常温空气驱动涡轮是可行的。

4 DLR-F6计算

由于没有公开的涡扇飞机喷流试验结果可供对比，因此为了尽可能的准确研究涡扇发动机模拟的计算方法及喷流影响，选择了2nd ΑIΑΑ CFD Drag Prediction Workshop提供的带短舱的DLR-F6无尾飞机模型。该模型为简化后的单涵道短舱，因此在带动力计算时，短舱出口处的边界条件和并为统一的参数，做这样的简化可能会对计算结果有一定的影响，但是在没有合适的标模的情况下，做这样的简化不会影响对方法的研究。

图2 模型表面压力系数计算值与实验值对比

飞机的主要主要参数如下：

平均气动弦长： 141.2 mm

力矩参考中心（距机头）：504.9 mm （坐标原点后157.9）

半展长： 585.647 mm

半机翼面积： 72700.0 mm^2

网格采用ICEM-CFD软件划分，为了减少网格数量，采用了半模模型。空间网格采用四面体网格填充，飞机表面生成了50层棱柱网格用于准确模拟附面层的流动，首层高度为0.001毫米，总高度采用基于当地网格尺度的方法。总网格量约为1270万，其中，附面层内棱柱网格674万。

带动力计算的远场边界条件与通流相同，由于没有发动机的相关参数，发动机的进出口边界参考通流时的进排气参数进行设置（通流时的流量为m=0.64kg/s，喷口总压P=52Kp），发动机进口流量m=0.7kg/s，喷口总压为P=100Kp，总温Τ=600K。

图3为带动力和不带动力的DLR-F6 翼身组合体/ 挂架/ 短舱模型挂架内侧翼面计算压力分布对比。图4为短舱界面压力分布对比。

图3 机翼剖面压力对比（Z=0.16）

图4 短舱底部截面压力分布对比(Z=0.205)

通过比较可以发现，在该DLR-F6 实验模型的发动机安装位置的情况下，进、排气对发动机进气口和排气口的表面压力分布影响较大，对翼面压力分布的影响较小。发动机短舱唇口处的压力分布主要与进气量有关。由于发动机内部流场在采用了进、排气边界条件后就没有被计算，因此与通气模型计算的压力分布相比，没有内部压力分布。带动力计算的计算结果与相关文献的计算结论一致。

5 结语

（1）根据涡扇发动机的工作特点，在涡扇喷流模拟时采用剔除发动机内部复杂流动区域的方法，可显著降低模拟的复杂程度。

（2）对日本航空宇航技术研究所“NΑL-ΑERO-02-01”ΤPS风洞试验模型进行了数值模拟，计算结果和试验结果相吻合，说明所采用的数值方法和边界处理方法是正确的，较好的模拟了发动机的进排气条件下的动力效应。

（3）对2nd ΑIΑΑ CFD Drag Prediction Workshop提供的带短舱的DLR-F6无尾飞机模型进行了带动力和不带动力的计算，计算结果表明，发动机进排气效应对翼面压力分布影响较小，与相关文献的计算结论一致，也从侧面反映了在以涡扇为动力的飞机设计时采用通气短舱的可行性。

作者简介：温庆(1983-)，男，河北辛集人，研究方向：飞机气动力设计。