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1前言
航空发动机进气道用于为发动机提供均匀的进气条件，并测量进入发动机的流量。进气道包括唇口段、测量段及扩张段。进气道的设计需综合考虑各方面的因素，测试段内气流Ma数过大和过下都将导致测量不准确；此外扩张段扩张角也需适中，角度过大可能带来气流分离，角度过小又会导致长度偏长，压力损失增加。本文针对某型航空发动机，采用理论设计和CFD验证相结合的方法进行进气道设计。经优化比选后，测量段Ma范围为0.11～ 0.43，扩散段选取半角6°，测量截面各参数分布均匀，静压不均匀度为0.055%，进气道出口静压分布均匀光滑，静压不均匀度0.093%。
2设计方法
本文所针对某型航空发动机进行进气道设计，流量范围17～62kg/s，发动机进口内径尺寸为1500mm。
2.1唇口段
进气道唇口段采取双扭线型面使空气均匀流入测量段，在测量段一定位置安排测量截面测量总压和静压计算流量。为了保证进气道测量截面处的速度场均匀，流量测量精度不高于±0.5%F.S，进气道进气喇叭口内壁按如下公式造型：
式中：0.6D 2.2测量段
进气道通过在特征截面测量总压和静压参数来计算流量，由于静压测量对气流动压头特别敏感，因此，当进气道几何尺寸一定时，其流量测量范围是有限制的，工程上为保证测量精度，目前一般将测量段气流Ma数控制在0.1～0.6。取测量截面位于唇口末端与测量段切点下游0.5D处。
2.3扩散段
扩散段用于连接测量段与发动机试验件进口，扩张角一般选取半角6°左右。
3设计结果
静压测量对气流动压头特别敏感，因此，当进气道测量段几何尺寸一定时，其流量测量范围是有限制的，工程上为保证测量精度，目前一般将管内气流Ma数控制在0.1以上。为保证进气道在扩散段流场不因逆压力梯度而产生分离，扩张角选取半角6°。然而过大的流速将导致测量段直径偏小，扩散段长度偏长，压力损失相应增加，整体重量也会升高。总静压差、Ma数及扩散段长度随喉道尺寸变化关系如下图所示：
综合考虑各方面因素，最终选取测量段直径700mm，Ma范围为0.11～ 0.43。扩散段角度选取半角6°，整体结构如下所示：
4流场分析
采用CFD方法对进气道设计进行初步校核，非粘性对流通量采用基于MUSCL插值的Roe格式进行离散，粘性通量采用二阶中心差分格式进行离散，时间推进采用隐式方法。湍流模型采用k-ε模型，同样使用二阶格式离散，分子粘性系数采用Sutherland公式计算。采用了压力进口、压力出口及无滑移绝热固壁边界条件，进口给定大气压101325Pa，温度298K，出口压力预估100000Pa。方程的离散均选择二阶迎风格式。计算收敛的标准为：各残差指标下降到10-5以下或不再变化，进出口流量的相对误差在10-4以下。
4.1仿真结果
计算流量为70kg/s，进气道内速度云图如下图所示：
上图表明进气道内速度分布均匀，进气唇口段及扩散段无分离，进气唇口段型线设计及扩散段扩张角选取合理。进气道出口静压沿径向分布均匀光滑，进气道出口静压不均匀度0.093%，远小于0.5%指标要求。
4.1.1唇口段
唇口段作用是使进气道进口处的气流均匀的流入进气道内，避免在进口处出现附面层分离和漩涡。下图为唇口段压力分布云图及速度分布云图：
上图表明唇口型线设计合理，气流在流入进气道的过程中虽发生壁面分离，但很快再附于下游壁面，形成較小的分离泡，对下游流场无明显影响。测量截面各参数分布均匀，静压不均匀度为0.055%，满足相关规范测试指标。
4.1.2扩张段
以下对扩张段扩张角半角7°和半角6°进行比选，进气道出口部分壁面速度矢量图对比如下：
上图表明扩张角半角7°进气道出口壁面速度发生逆流，由于扩张角过大，附面层在逆压力梯度和粘性的共同作用下，在扩张段产生附面层分离；而扩张角半角7°进气道出口壁面速度型较为饱满，未出现附面层分离现象。表明扩张角半角选择6°合理，更大的扩张角将导致附面层分离的发生。
5结论
经优化比选后，测量截面各参数分布均匀，静压不均匀度为0.055%；进气道出口静压沿径向分布均匀光滑，进气道出口静压不均匀度0.093%，满足相关规范测试指标。优化后进气道设计方案合理，并为进气道设计提供设计参考和依据。
（作者单位：中航工程集成设备有限公司）
航空发动机进气道用于为发动机提供均匀的进气条件，并测量进入发动机的流量。进气道包括唇口段、测量段及扩张段。进气道的设计需综合考虑各方面的因素，测试段内气流Ma数过大和过下都将导致测量不准确；此外扩张段扩张角也需适中，角度过大可能带来气流分离，角度过小又会导致长度偏长，压力损失增加。本文针对某型航空发动机，采用理论设计和CFD验证相结合的方法进行进气道设计。经优化比选后，测量段Ma范围为0.11～ 0.43，扩散段选取半角6°，测量截面各参数分布均匀，静压不均匀度为0.055%，进气道出口静压分布均匀光滑，静压不均匀度0.093%。
2设计方法
本文所针对某型航空发动机进行进气道设计，流量范围17～62kg/s，发动机进口内径尺寸为1500mm。
2.1唇口段
进气道唇口段采取双扭线型面使空气均匀流入测量段，在测量段一定位置安排测量截面测量总压和静压计算流量。为了保证进气道测量截面处的速度场均匀，流量测量精度不高于±0.5%F.S，进气道进气喇叭口内壁按如下公式造型：
式中：0.6D
进气道通过在特征截面测量总压和静压参数来计算流量，由于静压测量对气流动压头特别敏感，因此，当进气道几何尺寸一定时，其流量测量范围是有限制的，工程上为保证测量精度，目前一般将测量段气流Ma数控制在0.1～0.6。取测量截面位于唇口末端与测量段切点下游0.5D处。
2.3扩散段
扩散段用于连接测量段与发动机试验件进口，扩张角一般选取半角6°左右。
3设计结果
静压测量对气流动压头特别敏感，因此，当进气道测量段几何尺寸一定时，其流量测量范围是有限制的，工程上为保证测量精度，目前一般将管内气流Ma数控制在0.1以上。为保证进气道在扩散段流场不因逆压力梯度而产生分离，扩张角选取半角6°。然而过大的流速将导致测量段直径偏小，扩散段长度偏长，压力损失相应增加，整体重量也会升高。总静压差、Ma数及扩散段长度随喉道尺寸变化关系如下图所示：
综合考虑各方面因素，最终选取测量段直径700mm，Ma范围为0.11～ 0.43。扩散段角度选取半角6°，整体结构如下所示：
4流场分析
采用CFD方法对进气道设计进行初步校核，非粘性对流通量采用基于MUSCL插值的Roe格式进行离散，粘性通量采用二阶中心差分格式进行离散，时间推进采用隐式方法。湍流模型采用k-ε模型，同样使用二阶格式离散，分子粘性系数采用Sutherland公式计算。采用了压力进口、压力出口及无滑移绝热固壁边界条件，进口给定大气压101325Pa，温度298K，出口压力预估100000Pa。方程的离散均选择二阶迎风格式。计算收敛的标准为：各残差指标下降到10-5以下或不再变化，进出口流量的相对误差在10-4以下。
4.1仿真结果
计算流量为70kg/s，进气道内速度云图如下图所示：
上图表明进气道内速度分布均匀，进气唇口段及扩散段无分离，进气唇口段型线设计及扩散段扩张角选取合理。进气道出口静压沿径向分布均匀光滑，进气道出口静压不均匀度0.093%，远小于0.5%指标要求。
4.1.1唇口段
唇口段作用是使进气道进口处的气流均匀的流入进气道内，避免在进口处出现附面层分离和漩涡。下图为唇口段压力分布云图及速度分布云图：
上图表明唇口型线设计合理，气流在流入进气道的过程中虽发生壁面分离，但很快再附于下游壁面，形成較小的分离泡，对下游流场无明显影响。测量截面各参数分布均匀，静压不均匀度为0.055%，满足相关规范测试指标。
4.1.2扩张段
以下对扩张段扩张角半角7°和半角6°进行比选，进气道出口部分壁面速度矢量图对比如下：
上图表明扩张角半角7°进气道出口壁面速度发生逆流，由于扩张角过大，附面层在逆压力梯度和粘性的共同作用下，在扩张段产生附面层分离；而扩张角半角7°进气道出口壁面速度型较为饱满，未出现附面层分离现象。表明扩张角半角选择6°合理，更大的扩张角将导致附面层分离的发生。
5结论
经优化比选后，测量截面各参数分布均匀，静压不均匀度为0.055%；进气道出口静压沿径向分布均匀光滑，进气道出口静压不均匀度0.093%，满足相关规范测试指标。优化后进气道设计方案合理，并为进气道设计提供设计参考和依据。
（作者单位：中航工程集成设备有限公司）