一种带引射喷管航空涡扇发动机的设计方法

1.本发明涉及一种航空涡扇发动机的设计方法，尤其设计一种带引射喷管航空涡扇发动机的设计方法。


背景技术：

2.小涵道比涡扇发动机作为现代军用战机的主要动力源，其排气系统对发动机推力和红外特征具有至关重要的影响。引射喷管因结构简单、推力损失小以及能够有效降低红外辐射强度等优势，在飞机设计领域得到了广泛的应用。我国的歼20战机、美国的b-2轰炸机和yf-23战斗机都采用了引射排气技术。
3.气体引射器的设计方法主要包括一维流法、特征线法和cfd数值模拟法。1939年flugel首次提出了一种应用连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程应的引射器一维分析方法，随后keenan和neumann对这套一维分析方法进行了简化和完善，奠定了引射器一维设计理论的基础。然引射器一维分析理论引入了诸多简化假设，其准确性和适用性限制了该理论的发展。特征线法是早期超声速喷管的主要设计方法，busemann在1931年提出了经典的特征线网格法，利用特征线理论计算喷管内部膨胀波的交汇与反射，最终形成一条光滑的喷管型线。之后的学者们在特征线理论的基础上发展了多种喷管设计的解析方法，包括foelsch法、cresci法和sivells法等。这些方法填补了经典特征线法的缺陷，并且在工程上得到了广泛的应用，但对于如激波交汇、湍流混合等复杂流动难以取得较好的结果。随着计算机科学技术的发展，cfd数值模拟的方法可以很好地模拟流场内部的复杂流动，目前学者更倾向于采用商用数值模拟软件对引射喷管的型面展开设计，但精细的数值模拟过程通常需要花费大量时间。
4.国内对引射喷管设计研究主要聚焦于探索不同设计参数对喷管流动特征及推力、红外等性能的影响。刘福城等采用数值模拟的方法研究并获得了二元引射喷管间距比变化和面积比变化对推力特性和红外特性的影响规律；邓文剑等通过改变外套筒的出口直径和长度，设计了多种引射喷管方案并采用cfx探究其在多种状态下的流量和推力性能；张可心等针对引射喷管在设计点的主要型面设计参数开展了规律性研究，探究了不同型面参数对内部流动剪切层特性和推力性能的影响。
5.上述研究仅限于将喷管作为独立部件开展的设计与仿真，对于喷管的结构尺寸和边界条件的选取缺乏明确的依据和限制，由此产生试验结果无法代表喷管安装在发动机上的实际性能。在工程实际中，普遍存在设计的喷管与发动机核心机匹配性较差的问题，具体体现在喷管安装后不仅无法提供预期的推力，而且会对发动机核心机的热力学循环产生不良的影响。因此，在发动机总体设计阶段研究引射喷管与核心机的匹配关系对喷管的设计和试验具有重要意义，并且能够有效地降低研发成本。


技术实现要素：

6.本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种带引射喷管航空涡
扇发动机的设计方法，通过对参数循环分析方法进行改进，在设计过程中综合考虑引射喷管与核心机的流量匹配以及发动机推力、油耗性能，从而可设计出核心机与引射喷管匹配关系良好并且整机性能优良的航空涡扇发动机。
7.本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：
8.一种带引射喷管航空涡扇发动机的设计方法，基于改进的参数循环分析模型获取引射喷管的二维几何结构；在所述改进的参数循环分析模型中，引射喷管内部气流流动满足以下主、次流流动马赫数及静压分布的条件：
[0009][0010]
其中，m表示截面马赫数，p表示截面静压，下标7、8、9表示主流进口、喉道和出口截面，下标27、28、29表示次流进口、喉道和出口截面，pb表示环境背压。
[0011]
优选地，所述改进的参数循环分析模型的模型输入变量中包含引射涵道比，以及主、次流出口静压与环境背压之比。
[0012]
优选地，在选取发动机核心部件设计值的过程中，使用以涵道比、引射涵道比、风扇压比、压气机压比和燃烧室出口温度为迭代变量，以外涵气流状态、引射次流状态、发动机推力和耗油率作为检验指标的多级迭代方法。
[0013]
相比现有技术，本发明具有以下有益效果：
[0014]
本发明在带引射喷管的航空涡扇发动机设计过程中引入了改进的参数循环分析模型，综合考虑了引射喷管与核心机流量匹配以及发动机推力、油耗性能，从而可设计出核心机与引射喷管匹配关系良好并且具备优良推力性能的航空涡扇发动机。
附图说明
[0015]
图1为风扇外涵引射的涡扇发动机结构图
[0016]
图2为引射喷管部件的计算流程图
[0017]
图3为发动机核心部件迭代选取流程图
[0018]
图4为设计的引射喷管结构图；
[0019]
图5为引射喷管与外流场网格划分图；
[0020]
图6为流场计算域示意图；
[0021]
图7为多个典型任务点下喷管的引射系数和推力系数变化图；
[0022]
图8为恒定引射系数条件下推力系数随喷管落压比变换曲线图。
具体实施方式
[0023]
针对现有技术将引射喷管作为独立部件进行设计所存在的不足，本发明的解决思路是通过对传统的参数循环分析方法进行改进，在设计过程中综合考虑引射喷管与核心机流量匹配以及发动机推力、油耗性能，从而可设计出核心机与引射喷管匹配关系良好并且具备优良推力性能的航空涡扇发动机。。
[0024]
本发明所提出的技术方案具体如下：
[0025]
一种带引射喷管航空涡扇发动机的设计方法，基于改进的参数循环分析模型获取引射喷管的二维几何结构；在所述改进的参数循环分析模型中，引射喷管内部气流流动满足以下主、次流流动马赫数及静压分布的条件：
[0026][0027]
其中，m表示截面马赫数，p表示截面静压，下标7、8、9表示主流进口、喉道和出口截面，下标27、28、29表示次流进口、喉道和出口截面，pb表示环境背压。
[0028]
优选地，所述改进的参数循环分析模型的模型输入变量中包含引射涵道比，以及主、次流出口静压与环境背压之比。
[0029]
优选地，在选取发动机核心部件设计值的过程中，使用以涵道比、引射涵道比、风扇压比、压气机压比和燃烧室出口温度作为迭代变量，以外涵气流状态、引射次流状态、发动机推力和耗油率作为检验指标的多级迭代方法。
[0030]
为了便于公众理解，下面通过一个具体实施例并结合附图来对本发明的技术方案进行详细说明：
[0031]
以mattingly j d著作aircraft engine design中aaf战斗机为例，将其所采用的常规双轴涡扇发动机改为带引射喷管的涡扇发动机，其结构如图1表示，引射喷管由收敛形主喷管和收扩形外套筒组成。图中长虚线表示来自核心机的高温主流、短虚线表示被引射的低温次流；26、27截面分别为引射涵道的进口和出口，28截面为次流最小截面，29截面为喷管次流出口截面。
[0032]
带引射喷管的发动机与常规发动机相比，其结构和流场都有很大不同，因此需要在经典参数循环分析方法的基础上加以改进，使之能够匹配引射喷管的流动特征。
[0033]
改进后的参数循环分析模型所需的输入量在表1中列出，其中引射涵道比α
ej
定义为外涵进入引射涵道的气流量与外涵进入混合室的流量之比；p9/p0和p
29
/p0分别为主、次流出口压力与环境背压(p0是发动机进口气流的压力，数值上和环境背压pb相等)之比，给定1表示完全膨胀状态。
[0034]
表1参数循环分析模型输入量符号及其含义
[0035]
[0036][0037]
引射喷管内部的流动情况非常复杂，并且具有多种流动状态。参照常规收-扩喷管的气流状态，定义可使主、次流达到完全膨胀时的流动状态为设计状态，此时喷管可获得最佳的推力性能。在此设计状态下，喷管内部的气流流动满足：
[0038]
(1)主、次流分由进口亚声速状态加速到出口超声速状态，同时两股气体在喷管出口均是完全膨胀状态；
[0039]
(2)由于主、次流在引射喷管内高速流动，其动量和热量交换难以在短时间内充分进行，为简化计算，假定两股气体在喷管内不掺混且等熵流动；
[0040]
(3)主、次流交界处始终维持静压平衡。
[0041]
以上假定可表示为：
[0042]
[0043]
其中，m表示截面马赫数，p表示截面静压，下标7、8、9表示主流进口、喉道和出口截面，下标27、28、29表示次流进口、喉道和出口截面，pb表示环境背压。
[0044]
引射喷管的计算流程如图2所示。计算所需的已知量包括喷管上游计算所得的主、次流气体参数和参数循环分析相关输入量，对气流状态的设定依照上述假定。
[0045]
低压涡轮和外涵通过的气流量与发动机进气量之间的关系分别为：
[0046][0047]
风扇涵道引射的涡扇发动机外涵气流在出口处分为两股，一股与核心机气流掺混进入主喷管形成主流，另一股进入引射涵道形成次流，表达式分别为：
[0048][0049]
式中，α
ej
为引射涵道比，定义为m
26
与m
16
之比。
[0050]
结合式(2)可得引射喷管主、次流流量与发动机进气量的关系为：
[0051][0052]
计算中先假设主、次流在交汇处静压平衡，即p8＝p
27
，同时由假定知主流在主喷管出口为声速，由此可计算进口次流的总、静压之比p
t27
/p
27
:
[0053][0054]
其中，g(f8,t
t8
,m8)表示用8截面气流的油气比、总温和马赫数迭代求解其总、静压之比。
[0055]
若求得的次流总、静压之比p
t27
/p
27
不大于1，表明主喷管出口静压过大，无法引射外涵次流，此时引射次流量为0；若求得的次流总、静压之比p
t27
/p
27
大于1，可进一步迭代求解马赫数m
27
：
[0056]m27
＝g(f
27
,t
t27
,p
t27
/p
t7
)
ꢀꢀ
(6)
[0057]
依据上文对引射喷管内气流状态的假定，若m
27
大于1，引射次流不再符合设计状态，静压平衡条件也不再满足，此时设定m
27
＝1重新计算次流；若m
27
不大于1，主、次流可满
足静压平衡条件。依据次流的气体参数可求得其流量函数，截面的流量函数定义如下：
[0058][0059]
式中，a为截面积，γ为气体比热比，r为气体常数。
[0060]
由于参数循环分析输入量中设定了主、次流的膨胀状态，由此可计算气流的总、静压之比，迭代求解可获得气流出口马赫数，进而计算气流静参数和流速等。以主流为例，其表达式为：
[0061][0062]
式中，h
t
和h分别为气流的总焓和静焓。
[0063]
主、次流的总压和流量之比是决定引射次流状态的重要因素，而参数循环分析模型的输入量中，风扇压比、高压压气机压比、燃烧室出口温度、总涵道比和引射涵道比是影响主、次流总压和流量之比的关键参数，其中总涵道比和引射涵道比与主、次流流量比相关，并且影响规律类似，下文以总涵道比为例进行阐述。
[0064]
图3是发动机核心部件的迭代设计流程，以上述4个模型关键参数作为迭代变量，迭代变量的初始值按照aaf发动机设计参数给定。在迭代过程大致分为3个部分，首先计算发动机进气道至低压涡轮各部件，依据涡轮出口和外涵进口参数判断外涵是否出现倒流，若出现异常的倒流须对迭代变量作修改；而后计算混合室至引射喷管各部件，依据主喷管出口和引射涵道出口气流参数判断次流是否达到音速，若达到音速须调整迭代变量以降低次流流速；最后评估发动机的推力及油耗性能，由于迭代变量是依据aaf发动机给定的，因此评估标准为与aaf发动机性能差距在5％以内。
[0065]
依照图3所示的流程，经多次迭代循环后，可获得满足性能需求的迭代变量设计值，包含其在内的参数循环分析模型输入量设定值如表2所示。设计点选取在高空超音速飞行状态，并且不开启加力燃烧室。
[0066]
表2参数循环分析模型输入量设定值
[0067][0068][0069]
本发明采用mattingly j d著作elements of propulsion:gas turbines and rockets volume给出的变热气体模型，气体比热容可描述为关于温度的7次多项式，并采用油气比进行修正，以提高计算结果的准确性。
[0070][0071]
式中，系数ai、bi(i＝1,2
…
7)均为已知常数，下标air表示空气，对应油气比为0时的数值，下标prod代表最大油气比(约0.0676)时的数值，最终计算所得的cp即为当前油气比下的比热容数值。
[0072]
参数循环分析模型的部分计算结果如表3所示，其中f为燃烧室油气比，fs为单位推力，s为单位推力耗油率。
[0073]
表3参数循环分析模型计算结果
[0074][0075]
发动机参数循环分析数学模型是未给定进气流量的“橡皮发动机”模型，计算结果的截面积是以无量纲参数的形式给出。本实施例的研究对象为小涵道比涡扇发动机，为进行后续的准一维设计，现给定发动机进气流量m0＝90(kg/s)，由此可计算得到一系列排气系统的关键截面积，如表4所示。
[0076]
表4引射喷管关键截面积值
[0077][0078]
典型的收-扩形引射喷管结构如图6所示：d8为主喷管出口直径，ds为外套筒喉道直径，d9为外套筒出口直径；θ
p
为主喷管收敛半角，θc和θd分别为外套筒的收敛和扩张半角。
[0079]
通常可用以下四个无量纲参数描述引射喷管的几何特征：喉道直径比ds/d8，喉道间距比s/d8，出口直径比d9/d8，出口间距比l/d8。其中，d8、d9可由表3中a8、a9及a
29
直接计算得出,其他无量纲特征需要补充喷管的收扩、扩张半角再加以确定。半角的选取原则是使尾喷流能够高效地将压力势能转换为动能。若半角选取过小，会导致喷管的长度过长，气流沿程损失严重，发动机重量增大；若半角选取过大，超音速气流在扩张段会与管壁分离，产生涡流损失。
[0080]
本具体实施方式设计了3种不同结构的引射喷管结构方案，其几何特征参数如表4所示。a喷管为收扩半角较大的短喷管，c喷管为收扩半角较小的长喷管，b喷管的收扩半角介于a、c喷管之间，3个结构方案如图4所示。
[0081]
为检验本发明构建参数循环分析模型的准确性，以及设计的喷管在多种工况下的性能表现，基于商用cfd计算软件fluent，依据上述引射喷管结构方案建立二维几何模型。由于本文研究的轴对称引射喷管是以中心线旋转对称的，因而建立的二维几何模型可用于模拟三维流场的流动和传热。图5是引射喷管及外流场的网格划分图，3种喷管结构方案的网格数均为8万左右，并经过了网格无关性验证。图6是仿真计算域与边界条件的示意图，引射喷管主、次流进口采用压力进口，因设计点高空超音速飞行，外流场进、出口也设为压力
进、出口。图中p
t
和t
t
分别代表总温和总压，p和t分别代表静温和静压，下标p，s和f分别代表主流、次流和外流场。
[0082]
由于篇幅限制，此处以方案b为例给出参数循环分析模型的检验结果，如表5所示。表中ve和me分别为引射喷管出口平均速度和马赫数，t
t,e
为气流出口平均总温，pe和pb分别为气流出口静压与环境背压。由于参数循环分析本质上是依据气动热力学定律计算的零维数学模型，而cfd流场计算是基于二维几何模型，为将二者的计算结果进行对比，流场计算结果的截面参数进行了面积分处理。其中，流速和马赫数取的是基于质量流量的积分，其他参数是基于面积的积分。
[0083]
表5参数循环分析模型(pca)与cfd流场仿真结果误差
[0084][0085]
由表中数据可知，参数循环分析模型对于主流的计算误差非常低，而对于引射流的计算误差略稍高。误差主要来源于壁面的摩擦损失、激波损失与气流间的掺混效应等，且主流的流量显著大于引射流(约为5倍)，由此产生的误差对次流的计算结果影响更大。但从整体来看，模型计算误差值仍处于可接受的范围内，模型能够准确地反映带引射喷管的发动机流场特征与性能特性。
[0086]
推力系数是衡量不同喷管推力性能的重要指标，定义为喷管实际产生的推力与理想推力之比，对引射喷管而言，理想推力包含主流和引射次流两部分，推力系数的计算表达式如下：
[0087][0088]
式中，主、次流的理想出口速度vi可用一维等熵流理论计算：
[0089][0090]
为研究所设计引射喷管在不同工况下的推力性能，选取了起飞(to)、亚音速巡航
(sbc)、超音速巡航(spc)、盘旋(ho)与水平加速(ha)五个典型任务段开展仿真工作。表7给出了各任务段的飞行条件以及仿真边界条件，其中仿真边界条件设置的数值来源于发动机整机部件级模型，在相应的任务段求解共同工作方程得出。
[0091]
表6典型任务点仿真边界条件
[0092][0093]
图7是各任务段喷管的推力系数和引射系数。从图中可以看出，3种类型喷管的推力系数非常接近，而不同任务段下的推力系数存在一定差异。引射喷管的推力系数主要与引射系数和喷管落压比有关，不同任务段的引射系数均维持在0.115附近，而喷管落压比变化范围非常大(3～15)。
[0094]
图8是在维持恒定引射系数(ω＝0.115)的条件下，喷管的推力系数随npr的变化曲线。从图中可以看出，当喷管处于设计状态时可获得最大的推力系数(约为0.995)，气流以近乎完全膨胀的状态排出；当npr大于设计值时(p-q段)，出口气流为欠膨胀状态，推力系数有略微下降；当npr小于设计值时(p-m段)，推力系数随npr下降呈现先下降，后上升的趋势。p-o段推力系数下降的主要原因是气流的过膨胀，且npr越低过膨胀状态越剧烈；o点喷管外套筒的扩张段开始出现正激波，o-n段管内正激波不断向喉道移动，在这一段a喷管的推力系数始终大于b、c喷管；n-m段正激波消失，气流脱离壁面的引起的损失开始占主导因素，c喷管由于收缩扩张半角较小而具备一定优势。
[0095]
综合以上分析可知，在高npr工况下(o-q段)，喷管推力系数对引射喷管的收扩半角不敏感，而在低npr工况下(m-o段)，a喷管同样具备优秀的推力性能，因此在整个宽广的npr变化范围内，a喷管的推力性能更优。最后，从设计喷管的泵抽特性和推力特性的仿真结果来看，a喷管既可泵抽足够的气流满足抑制红外辐射的需要，又在包线内具有良好的推力性能，同时a喷管还具备轴向长度小，质量轻的优势，是3个结构方案中综合性能最佳的喷管。