分開式與混合式排氣噴管氣動特性對比研究

康冠群，王 強(qiáng)

（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

分開式與混合式排氣噴管氣動特性對比研究

康冠群，王 強(qiáng)

（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

通過內(nèi)外流場的3維數(shù)值模擬，考察多種結(jié)構(gòu)形式的V形齒和波瓣混合器分別對分開式和混合式排氣噴管氣動特性的影響，此外，比較了涵道比為7一級的分開式和混合式2種噴管在起飛和巡航狀態(tài)下的推力性能，以期為大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)的方案選擇和氣動設(shè)計(jì)提供參考和指導(dǎo)。計(jì)算結(jié)果表明：內(nèi)外交錯型V形尾緣十分顯著地加強(qiáng)了分開排氣噴管尾噴流的摻混，并且造成的推力損失不大；內(nèi)窄外寬型尾緣的波瓣混合器有利于混合排氣噴管氣動性能的提高；在7一級的涵道比下，混合排氣噴管的推力性能要優(yōu)于分開排氣噴管的。

排氣噴管；氣動特性；數(shù)值模擬；分開流動；混合流動；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

由于大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)具有工作可靠、經(jīng)濟(jì)性好、噪聲水平低等特點(diǎn)，成為大型飛機(jī)（民用客機(jī)、軍用運(yùn)輸機(jī)等）所采用的主要動力裝置?，F(xiàn)有和未來大型飛機(jī)使用的大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)不僅能夠提供高推力以滿足飛機(jī)較大的起飛總質(zhì)量，還需要確保發(fā)動機(jī)在巡航狀態(tài)下?lián)碛斜M可能低的單位燃油消耗率（SFC），同時(shí)還必須嚴(yán)格控制高速尾噴流產(chǎn)生的噪聲污染[1-3]。排氣噴管是航空發(fā)動機(jī)的重要組成部分，其設(shè)計(jì)的優(yōu)劣直接關(guān)乎大涵道比發(fā)動機(jī)的上述性能或指標(biāo)，例如：發(fā)動機(jī)的推力和耗油率受排氣噴管的影響較大，無論是在超聲速飛行狀態(tài)還是在亞聲速巡航狀態(tài)下，若排氣噴管的效率下降1%，發(fā)動機(jī)的凈推力損失將會大于1%[4]。對于大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)而言，排氣噴管分為分開式和混合式2種，其中，經(jīng)過V形尾緣修形的分開排氣噴管和帶有波瓣混合器的混合排氣噴管分別是分開式和混合式這2種排氣噴管的關(guān)鍵技術(shù)，國外眾多知名的科研機(jī)構(gòu)和工業(yè)部門針對這2項(xiàng)技術(shù)已經(jīng)開展了大量卓有成效的研究工作[5-9]。

本文對帶V形尾緣的分開排氣噴管和擁有波瓣混合器的混合排氣噴管進(jìn)行了內(nèi)外流場的3維數(shù)值模擬，考察多種形式的結(jié)構(gòu)修形對噴管流場和氣動特性的影響，并在相同的涵道比下比較分開式和混合式2種排氣噴管的推力性能。

1 數(shù)值計(jì)算方法及算例驗(yàn)證

本文采用商業(yè)軟件Fluent進(jìn)行流場模擬。CFD算法為耦合隱式的有限體積法，求解時(shí)間推進(jìn)的雷諾平均N-S方程。流體物理量和湍流量的離散均選用2階迎風(fēng)格式，對流通量的計(jì)算使用通量差分分裂（FDS）法，擴(kuò)散通量項(xiàng)利用中心差分方法處理。所有固壁均假設(shè)為無滑移絕熱壁。

為了保證所用計(jì)算網(wǎng)格、數(shù)值方法、湍流模型等數(shù)值計(jì)算要素選擇和設(shè)置的準(zhǔn)確性和可靠性，首先需要進(jìn)行相關(guān)的算例驗(yàn)證。用于數(shù)值驗(yàn)證的基準(zhǔn)軸對稱分開排氣噴管（命名為3BB）的局部網(wǎng)格分布如圖1所示（實(shí)際計(jì)算采用的是周向范圍為30°的區(qū)域，為了明晰地呈現(xiàn)網(wǎng)格劃分結(jié)果，此處給出的是經(jīng)過周向擴(kuò)展后在180°范圍內(nèi)的網(wǎng)格分布），模型的具體尺寸見文獻(xiàn)[3]。計(jì)算區(qū)域在軸向延伸至距離風(fēng)扇噴管出口30D（D為風(fēng)扇噴管出口的外徑）處，徑向延伸至距離噴管軸線10D處。計(jì)算網(wǎng)格數(shù)大約為159萬，均為6面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。

圖1 3BB模型的局部計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算條件為：核心噴管和風(fēng)扇噴管的落壓比分別為1.68和1.83，進(jìn)口氣體總溫分別為833.33 K和333.33 K，自由流Ma=0.28。在距風(fēng)扇噴管出口（χ=0）為8.04D的軸向位置處，使用多種湍流模型計(jì)算得到的沿徑向的軸向速度分布如圖2所示。從圖中可見，在噴流中心線附近的徑向區(qū)域，使用SST k-ω湍流模型的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)[10]的吻合程度明顯優(yōu)于3種k-ε模型的。據(jù)此，本文選取SST k-ω模型作為后續(xù)流場模擬的湍流模型。

圖2 噴流沿徑向的軸向速度計(jì)算結(jié)果（χ=8.04D位置）

2 帶V形尾緣的分開排氣噴管內(nèi)外流場數(shù)值模擬

2.1 計(jì)算模型與網(wǎng)格

本文中所有的V形尾緣分開排氣噴管均是在基準(zhǔn)軸對稱噴管3BB基礎(chǔ)上對核心噴管進(jìn)行尾緣修形得到的，并且V形齒的數(shù)量均為12。其中，3C12B表示直齒型修形，即V形齒與基準(zhǔn)噴管的尾緣方向一致，V形齒的長度為25.4 mm；3IB是將3C12B的所有V形齒向內(nèi)（噴管軸線方向）偏轉(zhuǎn)5°形成的；3AB代表內(nèi)外交錯型，即將3C12B的V形齒依次向內(nèi)、向外偏轉(zhuǎn)5°。3C12B模型的局部計(jì)算網(wǎng)格如圖3所示，網(wǎng)格總數(shù)大約為170萬。

圖3 3C12B模型的局部計(jì)算網(wǎng)格

2.2 計(jì)算結(jié)果和分析

通過數(shù)值模擬方法，對比第2.1節(jié)中各種V形尾緣修形方案對飛機(jī)起飛狀態(tài)下（ 計(jì)算邊界條件數(shù)值與驗(yàn)證算例中的數(shù)值相同）噴流流場的影響。

在不同的V形尾緣修形方案下噴流中心線（y=0 mm）附近y=12.7 mm位置沿軸向的最大速度分布和中心線上的總溫分布分別如圖4、5所示?？傮w來看，這2幅圖反映的基本趨勢和規(guī)律是相似的，均能體現(xiàn)各種V形尾緣修形方案對于噴流核心區(qū)的影響。從圖中可見，相對基準(zhǔn)噴管3BB，若對核心噴管尾緣進(jìn)行直齒修形（3C12B），噴流中心線附近的速度并沒有顯著變化，僅出現(xiàn)細(xì)微的下降。若將核心噴管上的V形齒全部向內(nèi)偏轉(zhuǎn)（3IB），則噴流速度出現(xiàn)明顯的下降，出現(xiàn)此結(jié)果的部分原因是由于V形尾緣向內(nèi)偏轉(zhuǎn)有利于誘導(dǎo)外涵道氣流偏向內(nèi)涵道氣流，增強(qiáng)了2股氣流的摻混，故而帶來噴流速度的衰減和溫度的降低。值得注意的是，3AB修形方案加強(qiáng)內(nèi)外涵道2股噴流混合的效果最為顯著，噴流中心線附近的速度出現(xiàn)大幅下降，而高溫核心區(qū)的長度由3BB的7D劇烈縮減為大約3D。

圖4 噴流中心線附近(y=12.7 mm)沿軸向的速度計(jì)算結(jié)果

圖5 噴流中心線上的總溫計(jì)算結(jié)果

噴流橫截面上的流線分布如圖6所示。從圖中可見，相對于基準(zhǔn)軸對稱噴管3BB的噴流橫截面上的常規(guī)徑向流動，3C12B和3IB生成的離散結(jié)構(gòu)以及3AB產(chǎn)生的波瓣結(jié)構(gòu)中的每個凸起處2側(cè)（內(nèi)外涵2股噴流的剪切層處）均存在1對逆向旋轉(zhuǎn)的大尺度流向渦，該流向渦的出現(xiàn)顯然極大地促進(jìn)了內(nèi)外涵2股氣流之間的質(zhì)量、動量和能量交換，是V形尾緣強(qiáng)化不同氣流摻混的關(guān)鍵原因；同時(shí)，3IB和3AB的漩渦在尺寸上大于3C12B的漩渦，有利于卷吸更多的氣流參與到摻混中，并且3AB的流向渦衰減速度比3C12B和3IB的漩渦衰減速度要緩慢，使其流向渦在軸向的作用距離更長，因此，3AB強(qiáng)化氣流摻混的效果最佳。

圖6 噴流橫截面上的流線分布（背景顏色代表總溫）

3 帶波瓣混合器的混合排氣噴管內(nèi)外流場數(shù)值模擬

3.1 計(jì)算模型與網(wǎng)格

本文研究的所有波瓣混合排氣噴管模型的外罩壁面、風(fēng)扇氣流通道的內(nèi)外壁面、核心氣流通道的內(nèi)外壁面、中心錐壁面均與文獻(xiàn)[11]中的“V1 confluent”模型相同，所不同的僅是匯流混合器被波瓣混合器取代。3種尾緣形式的波瓣模型如圖7所示，其中圖7 （a）、（b）中的波瓣尾緣均為內(nèi)寬外窄型（周向波瓣數(shù)目分別為8和12），并且圖7（a）的內(nèi)寬外窄特征尤為明顯，圖7（c）中的波瓣尾緣為內(nèi)窄外寬型（周向波瓣數(shù)目為16），需要指出的是，這3種波瓣混合器雖然構(gòu)造不同，但是在混合器出口處內(nèi)、外涵道的面積比分別為3.91、3.87、3.93，十分接近?？紤]到波瓣幾何結(jié)構(gòu)的周期特性，選取1個波瓣范圍的周向區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分和數(shù)值模擬。周向波瓣數(shù)目為12（對應(yīng)于圖7 （b）模型）的波瓣混合排氣噴管內(nèi)外流場的計(jì)算區(qū)域和局部網(wǎng)格劃分如圖8所示，總的網(wǎng)格數(shù)約為265萬，均為6面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，所有固壁附近進(jìn)行網(wǎng)格加密。噴管內(nèi)、外涵進(jìn)口截面使用壓力入口邊界條件，外流場3個截面（前部、頂部、后部）采用壓力無窮遠(yuǎn)邊條，計(jì)算域的周向2個截面采用周期性邊條，所有固體壁面設(shè)定為絕熱、無滑移固壁。

圖7 不同尾緣形式的波瓣結(jié)構(gòu)

圖8 波瓣混合排氣噴管的計(jì)算區(qū)域及網(wǎng)格劃分

3.2 計(jì)算結(jié)果與分析

選取10000 m高空下飛機(jī)的巡航狀態(tài)（Ma∞=0. 8）進(jìn)行計(jì)算研究，內(nèi)外涵氣流的落壓比均為2.46，內(nèi)外涵進(jìn)口的氣流總溫分別為807.8 K和300 K。評價(jià)波瓣結(jié)構(gòu)對于混合排氣噴管性能的影響通常首先關(guān)注其熱混合效率，熱混合效率反映了在不考慮波瓣內(nèi)氣體流動偏轉(zhuǎn)帶來的損失和波瓣壁面摩擦損失的前提下，混合排氣方式相對分開排氣方式的實(shí)際推力增益與理想 （2股氣流100%完全混合）推力增益的比值，即用以衡量混合器能夠使內(nèi)外涵2股氣流達(dá)到何種混合程度的能力。本文使用文獻(xiàn)[12]提出的熱混合效率（設(shè)為K）計(jì)算式（1），該式可以克服傳統(tǒng)熱效率計(jì)算方法由于諸多假設(shè)條件而可能出現(xiàn)較大的計(jì)算偏差甚至違背真實(shí)的物理機(jī)制。

式中：mc、mf分別為內(nèi)外涵道氣流的質(zhì)量流率，Ttc、Ttf分別為內(nèi)外涵道進(jìn)口氣流的總溫。

分別使用圖7中的3個波瓣模型的混合排氣噴管的熱混合效率自波瓣尾緣向下游發(fā)展變化的計(jì)算結(jié)果如圖9所示，同時(shí)無波瓣的匯流混合式排氣噴管（confluent）的熱混合效率也一并給出。顯而易見，流體從波瓣尾緣向下游發(fā)展到噴管出口的過程中，隨著內(nèi)外涵2股氣流摻混的不斷深入，所有形式混合排氣噴管的熱混合效率呈現(xiàn)單調(diào)增加的趨勢，并且采用波瓣混合器的熱混合效率在大部分位置都遠(yuǎn)高于匯流混合器的熱效率（在波瓣尾緣附近的位置，由于氣流摻混處于初始階段，故波瓣混合器強(qiáng)化混合的效果尚未充分顯現(xiàn)）。此外，波瓣尾緣為內(nèi)窄外寬型（即16波瓣模型）的排氣噴管在噴管出口處的熱效率已經(jīng)超過70%，體現(xiàn)了該型波瓣結(jié)構(gòu)加強(qiáng)冷熱2股氣流摻混的優(yōu)異性能。隨著波瓣數(shù)目的增加，也即波瓣尾緣由內(nèi)寬外窄型變化到內(nèi)窄外寬型的過程中，熱混合效率出現(xiàn)明顯的提高，說明擁有內(nèi)窄外寬型尾緣的波瓣有利于產(chǎn)生較高的熱混合效率，而對尾緣形式為內(nèi)寬外窄型的波瓣結(jié)構(gòu)，其具有的氣流混合能力遜色不少。

式中，TtM為冷熱2股氣流完全混合后的均勻總溫，可通過下式求出

圖9 沿波瓣尾緣下游的熱混合效率計(jì)算結(jié)果

熱混合效率代表了混合排氣方式能夠獲得的正面收益的程度，與此同時(shí)，波瓣結(jié)構(gòu)的引入勢必對混合排氣噴管的氣動性能帶來負(fù)面影響，具體講，主要包括氣流在流經(jīng)波瓣時(shí)由于偏轉(zhuǎn)所造成的損失以及波瓣混合器壁面的氣動摩擦損失，并且前者在總損失中起主導(dǎo)作用。本文使用總壓恢復(fù)系數(shù)來衡量混合排氣噴管內(nèi)的流動損失，其定義為

式中：pt,mix為混合器尾緣下游某個位置處橫截面上通過質(zhì)量加權(quán)平均得到的總壓值；pt,c、pt,f分別為內(nèi)外涵氣流在上游入口處的總壓；mc、mf分別為內(nèi)外涵氣流的質(zhì)量流率。

相對于匯流混合排氣噴管，波瓣混合器的使用導(dǎo)致排氣噴管在各軸向位置的總壓恢復(fù)系數(shù)均有所降低，如圖10所示，在χ/L=0位置的總壓恢復(fù)系數(shù)反映了氣流經(jīng)過波瓣結(jié)構(gòu)后產(chǎn)生的能量損失，可見在本文研究的幾何參數(shù)范圍內(nèi)，單純由波瓣結(jié)構(gòu)帶來的壁面摩擦損失和流動偏轉(zhuǎn)損失并不明顯。由于波瓣結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的流向渦向噴管出口發(fā)展的過程中持續(xù)存在，其不斷地強(qiáng)烈卷吸冷熱2股氣流以加強(qiáng)二者的混合，因此卷吸摻混過程中隨之產(chǎn)生的摻混壓力損失也一直比較大，而匯合器僅由剪切層混合造成的流動損失始終較小，因此二者之間的壓力損失差值順著下游方向呈現(xiàn)擴(kuò)大的趨勢。此外，比較圖9、10可以發(fā)現(xiàn)，3種尾緣形式的波瓣構(gòu)造對排氣噴管熱混合效率和總壓恢復(fù)系數(shù)的影響規(guī)律呈現(xiàn)相反的趨勢，即有利于冷、熱2股氣流熱混合效率提高的波瓣混合器產(chǎn)生的流動損失也相對較大，說明混合排氣噴管的熱混合效率和流動損失是1對相互抵觸的性能參數(shù)。

圖10 沿波瓣尾緣下游的總壓恢復(fù)系數(shù)計(jì)算結(jié)果

4 分開式和混合式2種排氣噴管的氣動性能計(jì)算及對比

針對基準(zhǔn)軸對稱分開排氣噴管進(jìn)行的各種V形尾緣修形，在不同程度上改變了原本設(shè)計(jì)合理的噴管型面和流動通道，不可避免地增加了氣流在噴管內(nèi)部的流動損失。因此，在研究各種結(jié)構(gòu)方案的V形尾緣對分開排氣噴管的噴流混合帶來裨益的同時(shí)，必須兼顧V形齒給噴管氣動性能造成的損失，對其進(jìn)行綜合評判。

本文選取推力系數(shù)Cf,g來衡量分開排氣噴管的氣動性能，其定義為

式中：Fg,a為數(shù)值模擬得到的分開排氣噴管總的實(shí)際推力，包括氣體在噴管內(nèi)部所產(chǎn)生的推力和氣體流出噴管后對固壁的作用力；Fg,i為總的理想完全膨脹推力（即最大推力）。

計(jì)算公式為

式中：mc、mf分別為核心流和風(fēng)扇流的實(shí)際質(zhì)量流率；vi,c、vi,f分別為核心流和風(fēng)扇流的理想完全膨脹速度。

理想完全膨脹速度的計(jì)算式為

式中：pa為外流大氣壓，Tt、pt分別為噴管進(jìn)口的總溫和總壓。

在起飛和巡航2種狀態(tài)下經(jīng)過不同V形尾緣修形的分開排氣噴管相對基準(zhǔn)噴管3BB的推力性能損失如圖11所示。起飛狀態(tài)的計(jì)算條件數(shù)值與驗(yàn)證算例中的對應(yīng)參數(shù)保持一致，巡航狀態(tài)的飛行高度選為10000 m，飛行馬赫數(shù)為0.8，核心噴管和風(fēng)扇噴管的落壓比分別為2.4和2.58。從圖中可見，3AB的推力系數(shù)在2種狀態(tài)下的下降程度均大于3C12B和3IB，3IB的推力損失在起飛狀態(tài)下大于3C12B，而在巡航狀態(tài)下卻略微小于3C12B。此外，在巡航狀態(tài)下，各種V形尾緣修形方案造成的推力損失均小于0.3%，噴管氣動性能僅出現(xiàn)微小的下降，因此，綜合權(quán)衡其利弊可知，合理的V形尾緣修形方案是1種對分開排氣噴管的推力性能影響較小、十分有效的強(qiáng)化噴流摻混的方式。

圖11 各種V形齒給分開排氣噴管造成的推力性能損失

由前述的研究結(jié)果可知，對于混合排氣噴管而言，有利于噴管熱混合效率提高的混合器結(jié)構(gòu)其產(chǎn)生的流動損失也相對較大，即混合排氣噴管的熱混合效率和流動損失是1對相互矛盾的性能指標(biāo)，因此必須通過反映噴管綜合氣動性能的推力系數(shù)來衡量各種混合器構(gòu)造形式的優(yōu)劣。

在巡航狀態(tài)下使用前述3種波瓣混合器的混合排氣噴管相對于自然匯流方式的推力增益計(jì)算結(jié)果如圖12所示，以此評判這3種尾緣形式的波瓣對于混合排氣噴管綜合氣動性能的影響。推力的增益通過有、無波瓣混合器這2種混合方式之間的推力系數(shù)差值來確定，混合排氣噴管的推力系數(shù)定義為

圖12 帶有不同波瓣混合器的混合排氣噴管的推力性能增益

式中：分子為通過積分得到的噴管出口的實(shí)際推力；分母為基于主、次流實(shí)際流量mc和mf的2股氣流分別通過理想完全膨脹得到的推力之和；vi,c、vi,f分別為主流和次流的理想完全膨脹速度。

從圖12中可見，相對于匯流混合器，本文的3種波瓣混合器使混合排氣噴管的推力性能均有不同程度的提升，可見采用波瓣混合器后帶來的熱混合效率增加的正面收益超過了壓力損失造成的不利影響。由于12波瓣和16波瓣模型的排氣噴管產(chǎn)生的推力系數(shù)增益接近0.4%，而8波瓣的推力收益為0.29%，故采用內(nèi)窄外寬形尾緣的波瓣構(gòu)造更有利于整個混合排氣噴管氣動性能的提高，而內(nèi)寬外窄型波瓣結(jié)構(gòu)應(yīng)該棄用。

上述內(nèi)容分別考察了V形尾緣修形和波瓣混合器分別對分開式和混合式2種排氣噴管推力性能的影響，為同一種排氣方式下的各種氣動方案的評價(jià)和選擇提供了參考和依據(jù)。對于大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)的研發(fā)和設(shè)計(jì)而言，首先面臨的1個問題就是排氣方式的選擇，而排氣系統(tǒng)的氣動性能在排氣方式的選擇上起到至關(guān)重要的作用。在起飛狀態(tài)和巡航狀態(tài)下混合式和分開式排氣噴管的推力系數(shù)計(jì)算結(jié)果如圖13所示，其中混合式噴管選用前述的12波瓣模型，而分開排氣噴管選用3BB模型，為了使2種排氣方式的涵道比相同（BPR=6.9），將3BB的模型按比例進(jìn)行調(diào)整以使其內(nèi)外涵出口面積與混合排氣噴管中混合器出口處的內(nèi)外涵面積分別保持相等（即喉道面積保持相等）。從圖中可見，無論是在起飛還是巡航狀態(tài)，混合排氣方式的推力性能均優(yōu)于分開排氣方式，并且作巡航狀態(tài)飛行時(shí)更為顯著（推力系數(shù)相差1.0%），可見在涵道比為7一級的渦扇發(fā)動機(jī)上使用合適的波瓣混合式排氣噴管相對分開排氣噴管擁有更佳的推力性能，進(jìn)而有利于降低整個發(fā)動機(jī)的單位燃油消耗率。之所以混合式噴管的推力性能優(yōu)于分開式，是由于分開式的核心噴管和風(fēng)扇噴管分別將核心流和風(fēng)扇流直接排入到外界大氣中，2股氣流在排氣系統(tǒng)內(nèi)部并未產(chǎn)生任何摻混，而在外部發(fā)生的氣流摻混對發(fā)動機(jī)推力沒有增益作用；而混合排氣方式由于較長的外部機(jī)匣，為內(nèi)外涵2股氣流在進(jìn)入外界環(huán)境前在排氣系統(tǒng)內(nèi)部進(jìn)行充分混合創(chuàng)造了條件，使混合排氣方式的熱效率相對分開式明顯提高，故而其推力系數(shù)大于分開式，可以獲得較低的SFC。需要強(qiáng)調(diào)的是，雖然混合排氣噴管的氣動性能優(yōu)于分開排氣噴管，但混合式噴管較長的外罩以及波瓣結(jié)構(gòu)的存在明顯增加了整個動力裝置的質(zhì)量和排氣系統(tǒng)的外罩阻力，并且隨著發(fā)動機(jī)涵道比的提高上述質(zhì)量和阻力增加的程度愈發(fā)明顯，若在作短距飛行的大型飛機(jī)上采用此類型混合排氣噴管，則由混合式排氣帶來的節(jié)油收益很有可能抵不過質(zhì)量和阻力增加所造成的負(fù)面效應(yīng)。因此，在遴選、設(shè)計(jì)大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)的排氣方式時(shí)，必須綜合考慮和權(quán)衡排氣系統(tǒng)的氣動性能、質(zhì)量和阻力大小、噪聲水平，以及發(fā)動機(jī)的用途（短距飛行/遠(yuǎn)距飛行）、涵道比大小、發(fā)動機(jī)廠商的設(shè)計(jì)習(xí)慣和技術(shù)優(yōu)勢等多種因素，通過科學(xué)的研究和論證，來最終確定合理的排氣方式。

圖13 涵道比為7一級的混合式和分開式排氣噴管的推力性能比較

5 結(jié)論

（1）對分開排氣噴管的核心噴管進(jìn)行V形尾緣修形時(shí)，直齒型對于內(nèi)外涵2股噴流混合的強(qiáng)化作用較小，而內(nèi)外交錯型和向內(nèi)偏轉(zhuǎn)型能夠明顯增強(qiáng)噴流的摻混，內(nèi)外交錯型的效果最為顯著。

（2）內(nèi)窄外寬型尾緣的波瓣結(jié)構(gòu)有利于混合排氣噴管熱混合效率和推力性能的提高，相比之下，若采用內(nèi)寬外窄尾緣特性明顯的波瓣，噴管的推力性能遜色不少。

（3）本文研究的各種V形齒給分開排氣噴管帶來的氣動損失均較小，在巡航狀態(tài)下推力系數(shù)的下降不超過0.3%。

（4）對于7一級的涵道比，混合排氣噴管的推力性能要優(yōu)于分開排氣噴管的，但需要兼顧混合排氣方式由于質(zhì)量和阻力的增加所造成的性能損失。

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Comparison Investigation on Aerodynamic Characteristics of Separate-Flow and Mixed-Flow Exhaust Nozzles

KANG Guan-qun,WANG Qiang
（School of Energy and Power Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China）

Three-dimensional numerical simulation of internal and external flow fields was conducted to identify the influence of a variety of chevrons and lobed mixers on the aerodynamic characteristics of separate-flow and mixed-flow exhaust nozzles respectively. Moreover,a thrust efficiency comparison between separate-flow and mixed-flow exhaust nozzles with the equal bypass ratio of 7 was presented under both take-off and cruise conditions.The objective of the research reported here is to provide reference and guideline for the scheme selection or aerodynamic design of high bypass ratio turbofan engine exhaust system.The calculation results show the chevrons which alternately deflect inward and outward significantly enhance the jets mixing of separate-flow exhaust nozzle.The lobed mixer with the trailing edge of narrow inner wall and broad outer wall contributes to improve aerodynamic performance of the mixed-flow exhaust nozzle. The thrust coefficient of mixed-flow exhaust nozzle is higher than that of separate-flow exhaust nozzle at a bypass ratio of 7.

exhaust nozzle;aerodynamic characteristics;numerical simulation;separate-flow;mixed-flow;aeroengine

康冠群（1984），男，在讀博士研究生，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動機(jī)內(nèi)流氣動熱力學(xué)。

2013-05-15