大涵道发动机分排喷管参数化设计
合集下载
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
另 一种是基于 中心线及 面积变化 率的参数化 建模 方案 。
～
图 ２ 中位线控 制变量
３ ７
航空航天
图 ３ 大涵道 比分开式排 气喷管
图 ６ 加锯 齿加吊挂 网格模 型图
图 ４ 排气 系统 内外流压 力分布
图 ７ 加锯 齿加吊挂马赫数 图 通道和 内涵收敛段压 力逐渐下降 ，亚声速 气流在收缩流道 中 流速增大压力下降 。气流在外涵出口和内涵喉道后膨胀加 速 ， 产生 一系类膨 胀波 ，气流经过 膨胀波压力 明显下降 。内、外 涵气流在出口后相 互作 用 ，速度有所降低相应压力有所提高 。
受到影 响 ，气 流变化 比没 有开锯齿前 更加平稳 。经过 测试 ， 锯齿可减小飞机在起飞 、降落和正常飞行中的噪声 。
对于巡航 状态 ，翼 身模型计 算条件 ：飞 行高度 １ ０ ｋ ｍ，
结 语
（ １）基于 流道型 面的参 数化 设计变量 多 ，型 面过渡 不
够 光顺 ，但效果直接 ；
本文的研 究工作主要是 采用数值优 化方法和 流场数值模 拟相结 合的手段 ，对大涵道 比涡扇发动机 分别排气 系统喷管 进行多参数气动优化设计 ，以达 到提高气动性能的 目的 。
在通过样 条曲线所连接 的中位线上 ，中位线控 制点所对
应 的面积即 为外 涵进 口面积 、外 涵出 口面积 、外 涵最高点处 管道面积 、内涵进 口面积 、内涵出 口面积以及内涵喉道面积 ，
外涵道 出 口压力高于外 界环境压力 ，这 说明气体在外 涵 道 中没有 达到完全膨 胀 ，于是在 出口处 进一步膨胀 ，由于有
外流和整 流外罩的影 响 ，出口气流膨胀 到比外界环境 压力还
要低 的某个压力 ，这时 出现气流的过膨胀 ，然后形成压缩波 ， 图 ５ 排气系统 内外流马赫 数分布
飞行马赫 数 ０ ． ８ ２，外边界为压力远场边 界 。内外 涵入口均为 压力入 口边界 ，其 中外 涵压 比 ２ ＿ ５ ２，总温 ２ ９ ７ ． ４ Ｋ，内涵压
比２ ． ３ ６，总 温 ７ ８ ３ ． ４ Ｋ。
排气 系统是涡扇发 动机的重要 组成部分 ，一 般由排气 喷
组成外涵 流道的外涵 内壁 面和外壁面 ，与通过 发动机轴线 的 平面相 交 ，所得剖面 线为距离发 动机轴线径 向长度不 同的 ２ 条 曲线 ，可将 其看作是一 系列沿轴 向分布 的 、半径不 同的圆
管 、反推力装置组成 ，其中排气喷管是必不可少的一个部件 ， 它是通过改变管段内壁的几何形状以加速气流的一种装置 ，分 为分别排气式和混合排气式两类 。在亚音速巡航状态下 ，若排
构化网格 。按照 内涵 、外涵 、尾锥 划分三个 Ｏ 型 网格 ，距离 模型较远处 按等 比例 放大节点距 离 ，所有壁面附近 附面层加
密 。网格 质量在 ０ ． ４以上 ，总体质 量较好 ，网格 示意图如 图
３所 示 。
出口部分气 流受到影 响 ，添加 锯齿后 ，内涵 道出口部分气 流
参数 化建 模 基 于流道 型 面的 参数化 建模 方案
本文 共提 出了两种不 同的参数化建模方 案 ，其一是 基于 流道型面 的参数化建模 方案 ，以国外某大涵 道比涡扇发动 机
分别排气系统喷管为参考进行设计 。 确定 排气系统 的内外涵进 口位置 、排气 系统的 内外 涵喉 道 面积 、排 气系统 的内外涵 喉道 位置 、排气 系统的 内外 涵出 口位置 ，将这 些在优化 设计过程 中作为 已知 量保持不 变 。将 内外涵喷管外 形面线 曲率 、外涵 收敛 段长度 、内涵后部锥 长
使整 流外罩甚于表 面上的压力逐 渐升高 ，最终与 内涵道气 流 混合 达到 一个平衡 压力 。内涵道为一面积收敛 一扩张型喷管 ，
ห้องสมุดไป่ตู้
而在中位线的非控制点处 ，面积通过变化律来确定 。 该 方法的优点 在于型面过 渡光顺缓和 ，未确定的参数较
少 ，但是面积变化率不够直观 。
在喷管 出口处 气流膨胀达到超 声速 ，气流压 力减小 。随后 在 尾锥表面 又被压缩 ，压力逐渐升高 。
气喷管推力性能下降 １ ％， 可使发动机推力下降约 １ － ７ ％。 为此 ， 充分借鉴和吸收国外先进设计技术和研制经 验 ，开展大涵道 比 涡扇发动机喷管关键技术的预先研究具有重要意义 。
的包络线 ，圆心连线 即为外涵中位线 。通过控 制中位线上 的
关键点 ，以外 涵为例 ，外涵 中位线共有 ３个控制点 ，其 中 Ａ 点 为外涵进 口内外壁连线 的中点 ，Ｂ点用于控 制外涵径向最 高 点 ，Ｃ点位于 外涵 出口内外壁 连线的中点 ，各控 制点之间 通 过样 条曲线连接 。
图１ 基于流 道型面的参数 化建模方案
作 为变量 。以分段式的方 法进行参数 化建模 ，同时通过导 圆
进行直线 的连接 。
该方法 的优点在于 参数化设计 简单直观 ，但 是型面过 渡 不够光滑缓和 ，而且未确定的参数过多 。
基 于 中心 线及 面积 变化 率 的参数 化 建模 方案
增加 锯齿 形 式
仿真 计算
网 格 及 边 界 设 置
本文 所做 网格 均为 ＡＮＳＹ Ｓ Ｉ ＣＥ Ｍ ＣＦ Ｄ软件 生成 的结
喷管的设计不但 要考虑单独 喷管的设计 ，还 必须考虑在 飞机 上安装的气动 问题 。如 图 ５所示 ，为安 装吊挂和喷管 出 口锯 齿的网格模型 图 。 如图 ７的马赫数 云图所示 ，安装 吊挂后 ，会使得外涵道
Ｃ Ｈ Ｉ Ｎ Ａ Ｓ Ｃ Ｉ Ｅ Ｎ Ｃ Ｅ Ａ Ｎ Ｄ Ｔ Ｅ ｃ Ｈ Ｎ ０ Ｌ ０ Ｇ Ｙ Ｉ Ｎ Ｆ Ｏ Ｒ Ｍ Ａ Ｔ Ｉ Ｏ Ｎ Ｍ ａ ｙ ． ２ ０ １ ７ ・ 中 国 科 技 信 息 ２ ０ １ ７ 年 第 ９ 期
航空航天 ◎
ＤＯＩ ：１ ０ ． ３ ９ ６ ９ ４ ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ １ — ８ ９ ７ ２ ． ２ ０ １ ７ ． ０ ９ ． ０ ０ ９
～
图 ２ 中位线控 制变量
３ ７
航空航天
图 ３ 大涵道 比分开式排 气喷管
图 ６ 加锯 齿加吊挂 网格模 型图
图 ４ 排气 系统 内外流压 力分布
图 ７ 加锯 齿加吊挂马赫数 图 通道和 内涵收敛段压 力逐渐下降 ，亚声速 气流在收缩流道 中 流速增大压力下降 。气流在外涵出口和内涵喉道后膨胀加 速 ， 产生 一系类膨 胀波 ，气流经过 膨胀波压力 明显下降 。内、外 涵气流在出口后相 互作 用 ，速度有所降低相应压力有所提高 。
受到影 响 ，气 流变化 比没 有开锯齿前 更加平稳 。经过 测试 ， 锯齿可减小飞机在起飞 、降落和正常飞行中的噪声 。
对于巡航 状态 ，翼 身模型计 算条件 ：飞 行高度 １ ０ ｋ ｍ，
结 语
（ １）基于 流道型 面的参 数化 设计变量 多 ，型 面过渡 不
够 光顺 ，但效果直接 ；
本文的研 究工作主要是 采用数值优 化方法和 流场数值模 拟相结 合的手段 ，对大涵道 比涡扇发动机 分别排气 系统喷管 进行多参数气动优化设计 ，以达 到提高气动性能的 目的 。
在通过样 条曲线所连接 的中位线上 ，中位线控 制点所对
应 的面积即 为外 涵进 口面积 、外 涵出 口面积 、外 涵最高点处 管道面积 、内涵进 口面积 、内涵出 口面积以及内涵喉道面积 ，
外涵道 出 口压力高于外 界环境压力 ，这 说明气体在外 涵 道 中没有 达到完全膨 胀 ，于是在 出口处 进一步膨胀 ，由于有
外流和整 流外罩的影 响 ，出口气流膨胀 到比外界环境 压力还
要低 的某个压力 ，这时 出现气流的过膨胀 ，然后形成压缩波 ， 图 ５ 排气系统 内外流马赫 数分布
飞行马赫 数 ０ ． ８ ２，外边界为压力远场边 界 。内外 涵入口均为 压力入 口边界 ，其 中外 涵压 比 ２ ＿ ５ ２，总温 ２ ９ ７ ． ４ Ｋ，内涵压
比２ ． ３ ６，总 温 ７ ８ ３ ． ４ Ｋ。
排气 系统是涡扇发 动机的重要 组成部分 ，一 般由排气 喷
组成外涵 流道的外涵 内壁 面和外壁面 ，与通过 发动机轴线 的 平面相 交 ，所得剖面 线为距离发 动机轴线径 向长度不 同的 ２ 条 曲线 ，可将 其看作是一 系列沿轴 向分布 的 、半径不 同的圆
管 、反推力装置组成 ，其中排气喷管是必不可少的一个部件 ， 它是通过改变管段内壁的几何形状以加速气流的一种装置 ，分 为分别排气式和混合排气式两类 。在亚音速巡航状态下 ，若排
构化网格 。按照 内涵 、外涵 、尾锥 划分三个 Ｏ 型 网格 ，距离 模型较远处 按等 比例 放大节点距 离 ，所有壁面附近 附面层加
密 。网格 质量在 ０ ． ４以上 ，总体质 量较好 ，网格 示意图如 图
３所 示 。
出口部分气 流受到影 响 ，添加 锯齿后 ，内涵 道出口部分气 流
参数 化建 模 基 于流道 型 面的 参数化 建模 方案
本文 共提 出了两种不 同的参数化建模方 案 ，其一是 基于 流道型面 的参数化建模 方案 ，以国外某大涵 道比涡扇发动 机
分别排气系统喷管为参考进行设计 。 确定 排气系统 的内外涵进 口位置 、排气 系统的 内外 涵喉 道 面积 、排 气系统 的内外涵 喉道 位置 、排气 系统的 内外 涵出 口位置 ，将这 些在优化 设计过程 中作为 已知 量保持不 变 。将 内外涵喷管外 形面线 曲率 、外涵 收敛 段长度 、内涵后部锥 长
使整 流外罩甚于表 面上的压力逐 渐升高 ，最终与 内涵道气 流 混合 达到 一个平衡 压力 。内涵道为一面积收敛 一扩张型喷管 ，
ห้องสมุดไป่ตู้
而在中位线的非控制点处 ，面积通过变化律来确定 。 该 方法的优点 在于型面过 渡光顺缓和 ，未确定的参数较
少 ，但是面积变化率不够直观 。
在喷管 出口处 气流膨胀达到超 声速 ，气流压 力减小 。随后 在 尾锥表面 又被压缩 ，压力逐渐升高 。
气喷管推力性能下降 １ ％， 可使发动机推力下降约 １ － ７ ％。 为此 ， 充分借鉴和吸收国外先进设计技术和研制经 验 ，开展大涵道 比 涡扇发动机喷管关键技术的预先研究具有重要意义 。
的包络线 ，圆心连线 即为外涵中位线 。通过控 制中位线上 的
关键点 ，以外 涵为例 ，外涵 中位线共有 ３个控制点 ，其 中 Ａ 点 为外涵进 口内外壁连线 的中点 ，Ｂ点用于控 制外涵径向最 高 点 ，Ｃ点位于 外涵 出口内外壁 连线的中点 ，各控 制点之间 通 过样 条曲线连接 。
图１ 基于流 道型面的参数 化建模方案
作 为变量 。以分段式的方 法进行参数 化建模 ，同时通过导 圆
进行直线 的连接 。
该方法 的优点在于 参数化设计 简单直观 ，但 是型面过 渡 不够光滑缓和 ，而且未确定的参数过多 。
基 于 中心 线及 面积 变化 率 的参数 化 建模 方案
增加 锯齿 形 式
仿真 计算
网 格 及 边 界 设 置
本文 所做 网格 均为 ＡＮＳＹ Ｓ Ｉ ＣＥ Ｍ ＣＦ Ｄ软件 生成 的结
喷管的设计不但 要考虑单独 喷管的设计 ，还 必须考虑在 飞机 上安装的气动 问题 。如 图 ５所示 ，为安 装吊挂和喷管 出 口锯 齿的网格模型 图 。 如图 ７的马赫数 云图所示 ，安装 吊挂后 ，会使得外涵道
Ｃ Ｈ Ｉ Ｎ Ａ Ｓ Ｃ Ｉ Ｅ Ｎ Ｃ Ｅ Ａ Ｎ Ｄ Ｔ Ｅ ｃ Ｈ Ｎ ０ Ｌ ０ Ｇ Ｙ Ｉ Ｎ Ｆ Ｏ Ｒ Ｍ Ａ Ｔ Ｉ Ｏ Ｎ Ｍ ａ ｙ ． ２ ０ １ ７ ・ 中 国 科 技 信 息 ２ ０ １ ７ 年 第 ９ 期
航空航天 ◎
ＤＯＩ ：１ ０ ． ３ ９ ６ ９ ４ ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ １ — ８ ９ ７ ２ ． ２ ０ １ ７ ． ０ ９ ． ０ ０ ９