涡桨发动机进气道改进设计

2022-05-30岳洋周臣

科学技术创新 2022年16期

岳洋周臣

（中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲 412002）

进气道对发动机的整体性能有着十分重要的影响，其与发动机匹配关系的好坏、供气能力以及出口气流流场均匀性均会影响到发动机的工作能力，因此发动机进气道设计至关重要[1-4]。然而发动机进气道的设计研究，一直以来主要依靠试验，成本高、难度大、周期长，且受试验条件的限制，使进气道研究工作受到了较大影响。但随着计算流体力学（CFD）[5]的发展，采用数值模拟手段对进气道进行分析研究，能够大大缩短的研制周期，更加有利于进气道的设计。

本文对某型涡桨发动机的地面台架进气道进行设计分析研究。由于该型涡桨发动机自身的结构特点：采用的是下方进气，并且该型发动机在飞机上的进气道与地面台架进气道存在差异，因此为满足该型发动机在地面台架上的试验需求，对其地面台架进气道进行了两种不同的方案设计，并且通过数值模拟手段对这两种方案进行对比分析。

1 问题分析及方案设计

本文所研究的该型涡桨发动机在飞机上安装的进气道与发动机进气机匣示意简图见图1，可以发现该发动机在飞机上的进气道除了包含进气口，还有一个次流出口。该次流出口的主要作用是连接发动机上其它的气体管道用于对发动机中的滑油系统进行气冷散热。而该发动机在地面台架上试验时则是采用试车台的供水系统对发动机滑油进行外部水冷散热，因此其在地面台架上的进气道不需要其在飞机上的进气道次流出口。为了满足该型发动机在地面台架上的试验需求，需对其进气道进行重新设计。

图1 飞机上的进气道与机匣连接示意简图

针对该型发动机在飞机上的进气道与地面台架上的进气道差异，在满足发动机进气需求的情况下，新设计的地面台架进气道采用了其在飞机上进气道相似的布局形式，其进口流道基本相似，但取消了飞机进气道后面的次流出口。同时考虑到新设计进气道与发动机进气机匣在连接处的内部流道差异，对进气道下型面进行了两种不同的方案设计，如图2 所示。方案1 的设计思路是根据发动机在地面台架上进气道的设计经验，保持进气道出口与进气机匣进口的几何尺寸完全吻合；方案2设计思路则是保持进气道下型面气流的流动方向能够沿下型面平滑过渡到进气机匣型面，将其下型面设计成顺着气流方向与发动机进气机匣型面相切。这两种进气道的改型设计方式均能够满足该发动机在地面台架上的使用需求，但为了比较这两种设计方案的优劣，下文针对这两种设计方案进行建模、数值模拟，并对其结果进行对比分析。

图2 两种进气道设计方案对比

2 数值模拟及结果分析

2.1 数值模拟

针对以上两种设计方案，对该型发动机地面台架进气道进行了三维几何建模，模型外形如图3 所示。由于考虑到需要分析发动机地面台架进气道与发动机进气机匣内部型面连接对于内部气流流动影响。因此，将这两种模型进气道连接到发动机进气机匣上进行进气道与机匣的整体数值模拟分析。

图3 进气道及进气机匣三维几何模型

利用ANSYS CFX 软件分别对这两种进气道方案几何模型在发动机的不同流量工况下进行数值模拟。首先，使用ANSYS ICEM 软件对两种模型进行网格划分，并对模型进气道喇叭口处及进气机匣网格进行了局部加密，使数值模拟结果更加准确，两种模型网格数均约为310 万，网格如图4 所示。

图4 两种方案模型计算网格

根据以前通用的数值模拟计算经验，本文采用Kepsilon 两方程湍流模型，离散格式采用二阶精度的“High Resolution”格式。在计算中未考虑进气道来流压力损失，进气道进口边界条件为P*=101325Pa，T*=288.15K，出口边界条件给定发动机不同工况下的空气流量，取进气道前方气流计算区域为长方体结构。模型计算边界条件示意图如图5 所示。

图5 计算边界条件

2.2 计算结果分析

对于这两种进气道设计方案的数值模拟结果，主要对其在发动机设计工况下的流场特点及不同工况下性能参数变化进行对比分析。

图6 为设计工况下两种方案模型内部三维流线图，可以看出流场分布均匀，气流流动通畅，数值模拟能够较好的模拟该进气系统模型内部气流的流动情况。

图6 设计工况三维流线图

为了比较两种方案在流道内部的流动细节，图7 和图8 分别给出了在发动机设计工况下，两种模型在中截面处的马赫数云图和流线图。从图7 和图8 中可以看出，方案1 在进气道下型面处存在一个较大的低速区，特别是在靠近交接面处低速区尤为明显，分析其主要原因是由于在发动机进气机匣唇口处有一个曲率较大的弧面，使得发动机进气道与进气机匣在连接时交接面处存在一个台阶，进气道下部气流流过此处时会折转约90°的角度，从而产生了较大的速度损失。由图7 和图8 可以看出，方案2 相对于方案1 而言在进气道下型面处的低速区明显减少，并且气体流线能够沿进气道下型面光滑过渡到进气机匣型面，该结果表明此方案能够达到使气流能够沿其流动方向沿下型面平滑过渡到进气机匣型面的设计目的。只是该方案在进气机匣下唇口处有一个很小的低速三角区，形成该区域的主要原因在于此方案在进气道与机匣连接处有一个死区，有一小部分气流会在此处形成漩涡，并阻滞在此区域内。图9 为两种方案模型在进气道与进气机匣交接面处的马赫数云图，从中可以看出方案1 在进气道型面下方存在明显的低速区，而方案2 在交接面处速度分布均匀，没有很明显的低速区。方案1 低速区原因与上述中截面处分析的原因相同，是由于气流折转造成的速度损失，而方案2 则气流过渡平滑，因此没有此低速区。从流道内的流场情况来看，方案2 要优于方案1。

图7 设计工况下流道中截面马赫数云图

图8 设计工况下流道中截面流线图

图9 设计工况下交接面处马赫数云图

图10 为发动机设计工况下，两种方案在进气机匣出口处的总压分布云图。从云图中可以看出，方案2 模型在进气机匣出口处的总压分布较方案1 更加均匀。

图10 设计工况下进气机匣出口总压云图

式中：

P60min——任意60°扇形区内平均压力最小值，Pa；

Pav——出口截面上的平均总压力，Pa；

Qav——出口截面上的平均动压，Pa。

得到设计工况下，两方案在进气机匣出口处的气流畸变指数，见表1。结果表明方案2 模型在进气机匣出口处的畸变指数小于相对于方案1 模型，因此方案2 机匣出口具有更高的均匀度。

为了进一步比较两种方案模型在性能参数上的变化情况。图11 给出了两种方案模型的总压恢复系数（机匣出口总压/进气道进口总压）及进气机匣出口马赫数随流量的变化趋势。从总压恢复系数上看，随流量增大，两种方案模型总压恢复系数均逐渐减小，在小流量工况下基本相同，但在大流量工况时方案2 的总压恢复系数略大于方案1。从进气机匣出口马赫数来看，方案2 模型在进气机匣出口处的马赫数大于方案1。