環形徑向進氣工藝進氣道設計方法

侯朝山 竇健 吳優萬 鄭家祥 詹俊

摘要： 針對某些小型航空發動機環形徑向進氣模式，提出了一種用于發動機進口性能參數測試的工藝進氣道設計方法。以某型渦軸發動機地面試車臺架為研究對象，利用該方法進行了工藝進氣道設計，并進一步對設計模型開展了三維粘性數值仿真分析，計算結果表明工藝進氣道總壓損失僅為0.2%，擴壓段壁面漩渦是造成流動損失的主要原因，工藝進氣道測量段流場分布均勻，能夠較好地滿足進口參數測試需求。

Abstract： Aiming at the annular radial intake of some small aeroengines， a design method of process intake for measurement engine inlet performance parameters is proposed. The research takes a certain type of turboshaft ground test-bed as the research object， using this method to design the process inlet， and further carrys out a three-dimensional viscous numerical simulation analysis on the design model. The calculation results show that the total pressure loss of the process inlet is only 0.2%， the wall vortex in the diffuser section is the main cause of flow loss. The flow field in the measurement section of the process inlet is evenly distributed， which can better meet the import parameter test requirements.

關鍵詞： 環形徑向進氣;工藝進氣道;總壓損失;漩渦

Key words： annular radial air inlet;process inlet;total pressure loss;vortex

中圖分類號：V216.8 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-957X（2022）01-0031-04

0 ?引言

進氣道作為航空發動機飛發匹配的關鍵因素之一，其設計首先應當滿足飛行的工作要求，其次進氣道在全工況條件下必須為發動機提供足夠和高質量的空氣[1]。對于發動機來講，進氣道的設計直接影響發動機工作狀態。進氣道需根據發動機的類型和發動機對進氣參數的要求進行定制化設計，目前國內外學者已經開展了大量研究。進氣道設計從20世界80年代開始，一些新特點、性功能、新概念的進氣道被提出，從“Caret”進氣道，到凸包進氣道，再到新型凸包進氣道，進氣道設計逐漸為滿足新一代戰機隱蔽性、減重及性能的要求[2-6]。針對飛機整體氣動布局需要，如升阻比、發動機入口與進氣道入口的中心線位置有一定的偏距等情況，S型進氣道被廣泛應用于現代飛發匹配設計中。南京航空航天大學郭榮偉教授對S形進氣道進行了大量研究[7-10]，獲得了進口旋流在S型進氣道內部發展變化規律;翁培奮[11]提出了一種S彎進氣道旋流控制方法;李其技[12]將S彎進氣道用于高亞音速彈用發動機設計;馬高建[13]將S彎進氣道設計應用于無人機上，研究了無人機S彎進氣道的氣動特性。為滿足飛機減重及降低成本的需求，近年來發動機進氣道設計向超緊湊、超融合的方向發展[14]。

對于航空發動機地面試車臺架，進氣道為發動機提供良好的進氣條件同時，還需滿足一定的測試需求，如進口總壓、靜壓及總溫等參數測量，此類為滿足一定功能需求而設計的進氣道稱作工藝進氣道。針對軸向進氣模式，國內外開展了大量的設計研究工作，而對于環形徑向進氣模式，相關研究領域幾乎一片空白。

本文首先創新性地提出了一種環形徑向進氣工藝進氣道設計及進口參數測試方法，其次以某型環形徑向進氣的渦軸發動機為對象，開展了工藝進氣道設計，最后基于CFD技術對所設計的工藝進氣道進行了性能計算評估。

1 ?工藝進氣道設計方法

1.1 工藝進氣道結構設計

考慮發動機進口流場均勻性、穩定性以及測試要求，工藝進氣道具體結構按照功能特征及流動特征分為防護網罩、導流段、測量段、過渡段、配合段以及測試設備，如圖1所示。環形徑向進氣工藝進氣道設計思路：工藝進氣道設計加工要求內壁面流道光滑，氣密性良好;導流段進口無分離，具備良好的測試條件;測量段具有較大的長度，以滿足總壓探針或總壓耙布置;過渡段為圓轉方變截面管路;配合段為上下對半開的環形蝸殼結構，能夠實現與發動機進氣機匣良好的配合。除上述主要結構外，工藝進氣道外部結構還存在支撐裝置，以滿足臺架正常使用，本文不予敘述。

1.2 工藝進氣道功能設計

航空發動機地面臺架試車進口參數測試需求包括：進口總溫Tt1、進口總壓Pt1、進口靜壓P1以及空氣流量W1。測量工藝進氣道進口總溫Tt1的熱電偶布置在防護網罩上，測量進口總壓的總壓Pt1耙布置在測量段，測量進口靜壓P1的靜壓孔也布置在測量段，進口空氣流量通過上述參數以及測量段截面積、流量系數計算獲得。

除上述測試功能外，工藝進氣道設計還需保證內部流動損失較小，即工藝進氣道總壓損失較小，具有較高的總壓恢復系數。

1.3 進口空氣流量測試方法

目前，國內臺架試車進口空氣流量測量主要采用雙扭線流量管測量法，雙扭線曲面結構能基本實現無分離流動，壓力損失小，該段進氣道的出口截面（測量截面）壓力和速度分布比較均勻，通過測量該位置總壓、靜壓，根據流量連續定理，即可計算出發動機進口空氣流量。

式中δ*邊界層位移厚度，δ邊界層厚度，DC為氣流流通面積。其中邊界層δ定義為流道外邊界至通道壁的垂直距離，只要用邊界層探針測出區內總壓，并從壁面靜壓孔得到靜壓，就可求得邊界層厚度δ。

1.4 工藝進氣道設計流程

圖2給出了環形徑向進氣工藝進氣道設計流程，主要包含發動機進口測試需求分析、模型測繪、工藝進氣道設計（氣動、結構設計，材料選擇，測試元器件選擇）、設計校核及迭代（流場及強度分析）、工程出圖、試制加工、校準試驗等工作。

2 ?工藝進氣道設計實例

以某型渦軸發動機為例，開展了環形徑向進氣工藝進氣道設計，該發動機進氣機匣三維掃描模型如圖3所示。工藝進氣道與進氣機匣兩個防火擋板安裝連接，設計時需考慮發動機在飛機上安裝技術要求，主要包括：進氣濾網環形空間與發動機機匣之間最小橫截面積要求;進氣道壁面最小徑向距離要求;機身進氣道與發動機濾網最小距離要求等。

2.1 導流段及測量段設計

工藝進氣道導流段采用雙扭線設計[15]，如圖4所示。采用雙扭線設計，雙扭線型面極坐標方程為：

γ2=α2cos（2θ）（6）

式中θ取值范圍為0～45°，α取值范圍（0.6～0.8）D*，圖4中D*為進口最大直徑，L為導流段長度，D為測量段直徑。

2.2 圓轉矩形過渡段設計

根據發動機進氣機匣尺寸以及發動機安裝要求，確定過渡段出口矩形尺寸，過渡段進口尺寸即為測量段出口尺寸。圓轉矩形過渡段擴張角度為13.8°，從而確定了擴壓段長度。擴壓段沿程面積變化和倒圓變化規律均采用緩急相當的線性變化規律。圖5給出了工藝進氣道圓轉矩形過渡段示意圖。

2.3 環形進氣蝸殼設計

環形進氣蝸殼是工藝進氣道的配合段。根據發動機進氣道外徑，并依據發動機在飛機短艙的安裝技術要求，確定進氣蝸殼內徑為Dv為1.9D0（如圖6），在環形進氣蝸殼徑向內環中心，設計有高度為l的分流擋板，分流擋板旨在避免兩側進氣交匯流場過于復雜，造成較大的壓力損失，l取為0.45L0，以滿足安裝技術要求。

2.4 測試結構設計

按照圖4中雙扭線與中心線的交點定位為總壓及靜壓的測量截面，綜合考慮后期的氣密性和測量精度，工藝進氣道僅加工總壓探針安裝座及靜壓測量孔結構?？倝禾结樃鶕y量截面的尺寸設計為多點梳狀結構，測點數量共計3點，沿周向均布4個，3個等環面位置測出3個總壓后，按照等環面計算均值，具體結構如圖7所示。

3 ?設計結果初步分析

本文重點在于驗證上述設計方法可行性，至于外部管路對進口流場影響不做探究。因此數值分析忽略配合段，僅針對工藝進氣道導流段、測量段以及擴壓段所構成的流體域。利用數值計算方法對工藝進氣道氣動性能進行評估，結果如下：

圖8（a）給出了矩形短邊視圖中間截面總壓分布云圖?？梢钥闯?，主流區域總壓分布均勻，臨近壁面處有總壓損失。對應計算得到的總壓損失約為0.2%。

圖8（b）給出了模型通道內部流線分布?？梢钥闯?，雙扭線進口到測量段出口流線分布均勻;在圓轉矩形的擴壓段出現了漩渦流動，有局部損失。

4 ?結論

本文重點提出了一種環形徑向進氣工藝進氣道設計方法，同時基于某型環形進氣渦軸發動機進氣機匣，完成了工藝進氣道初步設計，給出了工藝進氣道測試方案。最終，對所設計的工藝進氣道導流段、測量段以及擴壓段進行了初步的氣動流場分析，結果表明模型總壓損失僅0.2%，測量段流場分布均勻，能夠較好地滿足測試條件。

參考文獻：

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