環繞式渦槳進氣道主流道設計及優化方法

張宜琳,鐘易成

(南京航空航天大學 能源與動力學院,江蘇 南京 210016)

0 引言

近些年,民用航空運輸需求的提高使得運輸機尤其是渦槳飛機得到快速發展。傳統的渦槳發動機配置迫使前置螺旋槳的軸穿過偏置較大的S型進氣道,例如美國?？?60[1];目前我國新舟系列客機開始采用帶旁通支路的渦槳進氣道。由于前置螺旋槳的軸穿過進氣道,會對進氣道內的氣流品質產生較大的影響。因此渦槳進氣道的外型氣動設計是影響渦槳飛機性能的關鍵因素,有必要研究渦槳進氣道的參數化設計方法。

國內外對渦槳進氣道均開展了大量研究,包括氣動設計、分離效率和防冰性能等方面[2]。國外,ROBICHAUD等[3]開發NS3D程序對渦槳進氣道進行設計及分析,預測的總壓損失及畸變與實驗對比滿足誤差要求。ATALAYER[4]開展了針對渦槳進氣道主流道設計方法的研究,先后對普通軸穿透式渦槳進氣道和環繞式渦槳進氣道進行對比,發現環繞式渦槳進氣道具有更高的總壓恢復系數和較小的總壓畸變。國內,徐弘歷[5]開發程序對單流道渦槳進氣道進行了參數化設計,并考慮了短艙及螺旋槳對進氣道的影響。潘鑫智[6]對進氣道、螺旋槳進行了一體化設計,研究了螺旋槳滑流對進氣道性能的影響。王利敏等[7]針對帶旁通支路的渦槳進氣道,采用6自由度方法對進氣道外來異物的排除特性進行數值模擬。

本文采用一種參數化設計方法設計環繞式渦槳進氣道主流道,研究主流道的流場品質及進氣道性能,通過流場評價指標改進進氣道的參數型線,以望得到進氣道的最優氣動型線設計,可以對以后渦槳進氣道的設計及優化分析提供一定參考。

1 參數化設計方法

1.1 物理模型及固定參數

暫不考慮旁通支路,針對環繞式渦槳進氣道主流道,利用UG軟件建立進氣道三維模型,構建計算域。進氣道的固定參數包括進氣道出口外徑、進氣道出口內徑、進出口偏置量和進氣道長度。進氣道出口面被螺旋槳軸穿過,如圖1所示。

圖1 環繞式渦槳進氣道結構圖

為方便描述,進氣道固定設計參數采用無量綱尺寸,選擇進氣道出口外徑(直徑)為基數,其他進氣道設計參數如表1所示。其中,進氣道唇口采用標準NACA0010翼型改進設計,唇口長度為進氣道進口截面沿軸向擴展0.28D。

表1 進氣道固定設計參數

1.2 環形截面設計方法

環繞式渦槳進氣道不同于普通軸穿透式進氣道,在沿軸向截面上表現相當于用一個圓環將螺旋槳軸圍繞起來,如圖2所示。

圖2 進氣道沿軸向截面

環形截面的設計需要規定5個參數:內環半徑r,外環半徑R,圓環擴展角θ,收縮因子ε和側型線長度b,如圖3所示。其中內環半徑r、外環半徑R和側型線長度由環形圓心和上下型線方程控制,圓環擴展角θ使用樣條曲線進行控制。收縮因子ε的定義如下:

圖3 環形截面設計參數

(1)

式中:Rd為擴展角半圓控制的半徑;d為半圓收縮后由原半圓圓心至收縮線的距離。為方便控制參數,環形圓心統一設定為螺旋槳軸心線。螺旋槳軸心距離中心高度可以作為參數也可以作為固定值給出,在本文中即為進出口偏置量。

1.3 型線方程及B樣條曲線

區別于一般進氣道造型方法中的中心線方程,本文采用上型線方程及下型線方程作為進氣道上下型面的造型方程[8]。上、下型線方程均采用一元多次多項式。為簡化計算,便于控制參數,一元多次多項式最高次不超過6次,多項式系數最多為3個。

y(x)=Axn+Bxn+1+Cxn+2

(2)

式中:A、B、C為多項式的系數;x在0～1范圍內取值;n在2～4之間取值。為保證進氣道進出口面符合設計要求,現對型線方程提出如下限制:

(3)

這樣即保證進氣道進出口型線斜率為0,選擇合適參數n、C得到滿足上述要求的型線方程,如表2所示。

表2 不同參數控制下的型線參數方程

B樣條曲線相比型線方程控制更加靈活,本文采用3次B樣條曲線控制圓心擴展角的變化規律,k次B樣條曲線的表達式如式(4)所示。

(4)

式中:pi為控制點向量;Ni,k(u)為樣條基函數。

通過選擇不同控制點,共建立了4種不同的樣條曲線C1、C2、C3和C4,如圖4所示。

圖4 不同參數控制的樣條曲線

2 數值方法及評價指標

2.1 數值計算方法

在原模型基礎上,在進口和出口處添加遠場和出口段。遠場大小設置為(10×10×10)D,出口段為出口面沿軸向方向延伸1D,如圖5所示。

圖5 遠場及出口延伸設置

采用ICEM進行非結構網格劃分,利用密度盒加密方法對進氣道模型網格局部加密,總網格量在350萬左右,如圖6所示。邊界條件設置為壓力遠場邊界條件,出口設置為壓力出口。設計狀態點為0.4Ma,飛行高度7 500m。

圖6 局部網格加密

2.2 性能評價指標

對于進氣道的性能評價,本文選擇最常用的總壓恢復系數和總壓畸變作為評價指標[9]?？倝夯謴拖禂翟u定空氣擴壓過程中的能量損失,定義為σ:

(5)

(6)

式中:Pave是進氣道出口平均總壓;qave是進氣道出口平均動壓;P60是進氣道出口60°扇形區域內平均總壓的最小值。

3 計算結果與分析

3.1 圓心擴展角影響結果

上型線參數選擇編號3方程控制,下型線參數選擇編號6方程控制,圓心擴展角沿軸向變化規律采用圖4 的4條樣條曲線,得到C1、C2、C3和C4進氣道模型,其他參數保持不變。計算結果如表3所示。

表3 不同圓心擴展角變化規律結果對比

實際上圓心擴展角對進氣道模型來說,對進氣道環繞軸的型線影響較大,也就是進氣道后半段的上半部分。由表3可以看出,C2模型總壓恢復系數最高,為0.994 2,但從總壓畸變的角度來說,選擇C1模型更好。C4模型總壓恢復系數最低,但變化不明顯,總壓畸變比較其他3個模型明顯增大,這說明圓心擴展角的先急后緩這種變化規律會造成較高的總壓畸變和較低的總壓恢復系數,不符合實際的設計要求。

3.2 下型線參數影響結果

選擇C2作為初始模型,改變下型線參數,分析下型線參數對進氣道性能的影響。上型線參數選擇編號3方程控制,圓心擴展角沿軸向變化規律選擇圖4 的C2樣條曲線。下型線參數分布選擇編號1、4、5、6和7,共計5個模型命名為B1—B5,其他參數保持不變。計算結果如表4所示。

表4 不同下型線參數結果對比

B1—B5共計5種模型,它們參數的變化過程實際上是下型線形狀的變化。在x-y平面中,隨型線方程參數C的減小或者n的增大,型線方程除起點和終點外整體向下偏移,也就是下型線整體向下移動。由表4可看出B5模型下型線位置最低,總壓畸變最小,但總壓恢復系數最低。相比于B5,B3模型雖然總壓畸變明顯提高,但總壓恢復系數最高,總壓畸變與其他模型相比也較低。

3.3 上型線參數影響結果

選擇B3作為初始模型,改變上型線參數,分析上型線參數對進氣道性能的影響。下型線參數選擇編號5方程控制,圓心擴展角沿軸向變化規律選擇圖4 的C2樣條曲線。上型線參數分布選擇編號2、3、4、5和6,共計5個模型命名為A1—A5,其他參數保持不變。計算結果如表5所示。

表5 不同上型線參數結果對比

同理,A1—A5參數的變化過程實際上是上型線形狀的變化。由表5可看出A5模型上型線位置最低,總壓恢復系數最低。A1模型相比較其他模型比較理想,總壓恢復系數最高,總壓畸變雖然沒有A4模型低,但兩者相差不大。

3.4 優化結果分析

選擇上節優化型線參數和圓心擴展角變化規律得到的A1模型與初始模型進行對比,出口流場及總壓如圖7所示。

圖7 優化前后出口流場對比

由圖7可看出,渦槳進氣道由于螺旋槳軸的影響,不可避免地會在螺旋槳軸附近產生較大的低壓區。優化后的A1模型雖然在靠近螺旋槳軸的低壓區面積有所增大,但下壁面和上壁面低壓區面積有所減小,低壓區分布更加均勻。根據表3和表4的結果,優化后總壓恢復系數得到提高,總壓畸變有所降低。

4 結語

本文使用一種參數化設計方法,設計了一種環繞式渦槳進氣道的主流道,通過流場分析和進氣道性能指標的評價得到如下結論。

1)環形截面設計方法約束較多,能夠滿足渦槳進氣道的設計要求,通過修改相關參數可以得到不同構型的進氣道。

2)對進氣道氣動型面優化后,A1模型相對于初始模型,進氣道出口流場更加均勻,總壓恢復系數提高0.13%,總壓畸變降低8.4%。