拉瓦尔喷管计算模型的改进及其整机仿真验证[1]

拉瓦尔喷管计算模型的改进及其整机仿真验证[1]

第24卷第11期2009年11月

文章编号:100028055(2009)1122601206

航空动力学报

JournalofAerospacePower

Vol.24No.11

Nov.2009

拉瓦尔喷管计算模型的改进及其整机仿真验证

周文祥1,黄金泉1,周人治2

(1.南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016;2.中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院,成都610500)

摘　　　要:根据拉瓦尔喷管的典型工作状态,建立了零维拉瓦尔喷管气体动力学模型,并将其集成到发动机整机部件级模型中,开展了发动机整机加速动态仿真.仿真结果表明:①随着喷口面积的不断收小,发动机低压转速加速曲线存在一段“先降后升”区域,这与实际试车结果吻合;②贴口正激波被推出管外的瞬间,出口马赫数从亚声速突变至超声速,但喷管出口流量、发动机推力变化连续,未见突变现象.关　键　词:航空发动机;拉瓦尔喷管;部件级模型;数值仿真中图分类号:V23511　　　　　文献标识码:A

ImprovementofLavalandcalculation

xiang1,HUANGJin2quan1,ZHOURen2zhi2

(1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,

NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China;

2.ChinaGasTurbineEstablishment,

AviationIndustryCorporationofChina,Chengdu610500,China)

Abstract:ByanalyzingtypicaloperatingregimesofLavalnozzle,azero2dimensionalpneumaticmodelwasbuilttoevaluatetheinfluenceofLavalnozzleontheperformanceofaero2engine.TheLavalnozzlemodelwasintegratedintoawholeaero2enginecomponent2lev2elmodel.Numericalsimulationswereperformedtostudytransientperformanceofaero2en2ginewhennozzlethroatandoutletareasdecreasedduringacceleratingprocessfromidletomiddlestate.Resultsshowthatlowpressurerotorspeeddecreasesduringsomespecificre2gimes,alongwiththereductionofLavalnozzleareainacceleratingprocess,whichalsoex2istsinrealaero2enginerigtests.Besides,afternormalshockclingingtonozzleoutletsectionwaspushedout,therewasamachnumberbreakfromsubsonictosupersonicinnozzleoutletsection,however,boththeoutflowrateandthrustchangedsmoothlywithoutanybreakattheacceler2atingcurve.

Keywords:aero2engine;Lavalnozzle;component2levelmodel;numericalsimulation

　　拉瓦尔喷管(亦称收敛2扩散喷管)的历史最早可追溯至1897年,当时瑞典的一位名叫古斯塔夫 拉瓦尔的发明家做了一根外形酷似沙漏的金属管,起初用在蒸汽机上[1].一百多年来,拉瓦尔

喷管早已不再是蒸汽机领域的专利,在各种超声速飞行器推进系统,如固体火箭发动机、超声速喷

收稿日期:2008211217;修订日期:2009203203

控制及故障诊断方面的研究.作者简介:周文祥(1980-),男,江苏南京人,讲师,博士,主要从事航空发动机建模、

拉瓦尔喷管计算模型的改进及其整机仿真验证[1]

2602航　空　动　力　学　报第24卷

气发动机中,都广泛采用拉瓦尔喷管[224].

当前,世界各国都在加紧研制第四代战机,超声速巡航、推力矢量是其典型特征,这就要求四代机的动力必须采用收敛2扩张型的喷管,且喷口面积、方向可调.近年来,通过发动机台架试车发现:采用拉瓦尔喷管且面积可调的发动机,其过渡态特性与常规收敛喷管发动机有明显的差异,在发动机加速时,在节流状态的某段区域,随着喷口喉道面积A8、出口面积A9的不断收小,发动机低压转速曲线“先降后升”,如图1所示,减速时部分区域低压转速曲线“先升后降”.本文建立了零维拉瓦尔喷管气动热力学模型,并将其集成到发动机部件级模型中,通过整机仿真对上述现象进行了分析和验证;在拉瓦尔喷管建模过程中,对其典型的7种工况进行了合理简化,详细给出了喷管面积比、进口来流变化时拉瓦尔喷管出口参数的计算方法

.

(1)曲线,喷管喉道声速,扩张段及出口超声速.

2)当喷管的实际压比π=π1,喷管处于设计

状态,管外无激波,对应图2中Ⅰ和Ⅱ区边界线(2),喷管喉道声速,扩张段及出口超声速.

3)当喷管的实际压比π1<π<π2,此时反压较高,管外斜激波,对应图2中Ⅱ区(3)曲线,喷管喉道声速,扩张段及出口超声速

.

图2　拉瓦尔喷管中的7种工作状态

Fig.2　Curvesofseventypicaloperatingstatesin

Lavalnozzle

4)当喷管的实际压比π=π2,反压进一步增

图1　带拉瓦尔喷口发动机加减速转速、喷口面积

变化曲线

Fig.1　CurvesoflowpressurerotorspeedwhenLaval

nozzleareasdecreaseduringaero2engine

acceleratingprocess

加,管外斜激波变为正激波贴口,对应图2中Ⅱ和Ⅲ区边界线(4),喷管喉道声速,扩张段超声速,出口波前超声速、波后亚声速.

5)当喷管的实际压比π2<π<π3,反压继续增加,贴口正激波移至管内,对应图2中Ⅲ区(5)曲线,喷管喉道声速,扩张段波前超声速、波后亚声速,出口亚声速.

6)当喷管的实际压比π=π3,反压继续增加,扩张段内贴口正激波移至喉部,对应图2中Ⅲ和Ⅳ区边界线(6),喷管喉道声速,扩张段、出口亚声速.

7)当喷管的实际压比π3<π<1,反压继续增加,喉部正激波消失,对应图2中Ⅳ区(7)曲线,喷管喉道、扩张段、出口全亚声速.

综上所述,对拉瓦尔喷管作气体动力学计算时,必须首先根据喷管的面积比A9/A8算出喷管的3个特征压比,进而根据实际压比π=pb/pt7确定喷管工作状态及出口静压、总压,最终由总压、静压关系式计算出口马赫数,再由出口面积计算出口流量.

112　拉瓦尔喷管特征压比的计算

1　拉瓦尔喷管气体动力学数学模型

111　拉瓦尔喷管工作状态分析

如图2所示,由气体动力学理论,根据拉瓦尔

喷管进口气流总压pt7、总温Tt7、出口外界反压pb和面积比A9/A8可确定喷管的工作状态.对于给定的面积比A9/A8,存在3个特征压比π1=pb1/pt7,π2=pb2/pt7和π3=pb3/pt7,将拉瓦尔喷管内的流动状态划分为4个区域、7种工作状态[5].

1)当喷管的实际压比π=pb/pt7<π1,此时反压较低,喷管出口存在膨胀波,对应图2中Ⅰ区

首先由面积比A9/A8确定上述2)和6)工况

拉瓦尔喷管计算模型的改进及其整机仿真验证[1]

　第11期

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周文祥等:拉瓦尔喷管计算模型的改进及其整机仿真验证

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2603

时,喷管出口马赫数Ma91和Ma92.进而计算特

π征压比π1,2和π3

π1=π3=

ppt7ppt7

此时喷管喉道临界声速,且整个流动绝能等

熵,有

q(λ8)=1pt7=pt8=pt9Tt7=Tt8=Tt9

==

ppt9i

pt9i

(1)2

(Ma9)

=1+2=1+

ppt7

κ

p(2)2

(Ma9)

2

pppb1pt7

κ

(6)

π2=

则式(5)化简为

=

(1)

y(λ9)=

p==ps9A9π(λ9)

=

(1)2

(Ma9)-πκ+1κ+1

式中ps9为喷管出口静压,pt9i为喷管理想出口

总压.

113　拉瓦尔喷管出口气流参数的计算

κκ-1

λ9

(λ)21-κ+19

(7)

根据上述计算出的3个特征压比及实际压比

π=pb/pt7判断喷管工作状态:

1)当反压pb(环境压力p0)小于特征压力pb1时,此时喷管工作在图2中 …… 此处隐藏：7000字，全部文档内容请下载后查看。喜欢就下载吧 ……