隨著航空航天技術(shù)的飛速發(fā)展，當今世界各國對航空發(fā)動機提出了寬速域、寬空域以及高環(huán)境適應(yīng)能力的迫切要求。傳統(tǒng)航空發(fā)動機受固定部件及系統(tǒng)的限制，難以在亞聲速、跨聲速和超聲速等多種飛行狀態(tài)下同時保持高效性能，已無法滿足未來飛行器全包線性能優(yōu)化的需求。在此背景下，變循環(huán)發(fā)動機（Variable Cycle Engine, VCE）作為新一代推進系統(tǒng)，通過改變發(fā)動機的循環(huán)參數(shù)和幾何結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)了不同飛行狀態(tài)下性能的優(yōu)化調(diào)節(jié)。航空發(fā)動機及燃氣輪機基礎(chǔ)科學(xué)中心新提出的雙變循環(huán)發(fā)動機概念構(gòu)型，采用三涵道變循環(huán)氣動熱力布局，使發(fā)動機能夠在Ma0-5的寬速域范圍內(nèi)實現(xiàn)三種工作模式的高效轉(zhuǎn)換：亞聲速巡航渦扇模式、經(jīng)濟超聲速巡航渦扇模式以及高速飛行渦噴模式。

在雙變循環(huán)發(fā)動機中，變幾何部件是實現(xiàn)多模式轉(zhuǎn)換的核心技術(shù)，其中變幾何分流環(huán)作為關(guān)鍵部件之一，位于發(fā)動機風扇之后、壓氣機之前，承擔著分配第一和第二涵道氣流流量的重要功能。通過調(diào)節(jié)分流環(huán)的幾何形狀，可以大幅改變涵道比及增壓比，從而滿足雙變循環(huán)發(fā)動機在不同模式下的氣動需求。自20世紀80年代起，國外研究人員便開始對分流環(huán)的結(jié)構(gòu)及分流段流場展開研究，美國普惠公司以F100發(fā)動機為對象，研究了不同軸向長度分流環(huán)對風扇出口畸變的響應(yīng)特性。國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)的劉波等人也對分流環(huán)進行了一系列研究，包括分流機匣前緣形狀及厚度分布對附面層發(fā)展的影響等。然而，現(xiàn)有研究主要集中于定幾何分流環(huán)及其流場分析，對于應(yīng)用于雙變循環(huán)發(fā)動機的變幾何分流環(huán)設(shè)計、型線優(yōu)化及氣動特性研究尚屬空白。

本文針對雙變循環(huán)發(fā)動機寬范圍涵道比調(diào)節(jié)的需求，設(shè)計了一種雙扇葉型變幾何分流環(huán)結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)了120°大角度轉(zhuǎn)動范圍，避免了機構(gòu)干涉問題。通過數(shù)值仿真方法，系統(tǒng)研究了不同前緣及壁面型線在發(fā)動機三種典型工況下對分流段流場的影響規(guī)律，為變幾何分流環(huán)的優(yōu)化設(shè)計提供了理論依據(jù)和技術(shù)支撐。

一、雙變循環(huán)發(fā)動機的核心構(gòu)造及工作原理

雙變循環(huán)發(fā)動機作為一種創(chuàng)新的航空動力系統(tǒng)，其核心特征在于采用三涵道變循環(huán)氣動熱力布局，通過精巧調(diào)節(jié)多個變幾何部件，實現(xiàn)在不同飛行狀態(tài)下的性能最優(yōu)化。這種發(fā)動機的流道結(jié)構(gòu)相比傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機更為復(fù)雜，增加了第三涵道和一系列可調(diào)機構(gòu)，使其能夠根據(jù)飛行需求靈活改變內(nèi)部氣流路徑和循環(huán)參數(shù)。

從氣動熱力學(xué)角度看，雙變循環(huán)發(fā)動機的三種工作模式對應(yīng)著不同的熱力循環(huán)狀態(tài)：

亞聲速巡航渦扇模式：在此模式下，發(fā)動機以高涵道比狀態(tài)工作，類似于現(xiàn)代大涵道比渦扇發(fā)動機。模式選擇閥（MSV）調(diào)節(jié)至適當位置，使大部分氣流通過外涵道，形成高速噴流與內(nèi)涵道高溫燃氣混合，顯著降低平均排氣速度和溫度，從而提高推進效率和熱效率。這種模式的核心優(yōu)勢在于低油耗特性，特別適用于長時間亞聲速巡航任務(wù)。研究表明，在此模式下，雙外涵變循環(huán)發(fā)動機的耗油率可比常規(guī)渦扇發(fā)動機降低13.3%。

經(jīng)濟超聲速巡航渦扇模式：當飛行器需要進行超聲速飛行時，發(fā)動機通過調(diào)節(jié)模式選擇閥和變幾何分流環(huán)，適度減小涵道比，使發(fā)動機在渦扇模式下實現(xiàn)超聲速巡航。此模式下，內(nèi)涵道流量比例增加，外涵道流量相應(yīng)減少，發(fā)動機的單位推力得到提升，同時保持了相對經(jīng)濟的燃油消耗。

高速飛行渦噴模式：當飛行馬赫數(shù)進一步增加（如Ma>3），發(fā)動機將轉(zhuǎn)換為小涵道比狀態(tài)，接近傳統(tǒng)渦噴發(fā)動機的工作特性。此時，變幾何分流環(huán)調(diào)節(jié)至最小外涵通道狀態(tài)，絕大部分氣流進入內(nèi)涵道參與燃燒，產(chǎn)生高單位推力，滿足高速飛行的需求。研究表明，在此模式下，變循環(huán)發(fā)動機的單位推力可比常規(guī)渦扇發(fā)動機提高約10%。

實現(xiàn)這些模式轉(zhuǎn)換的關(guān)鍵在于發(fā)動機中多個變幾何部件的協(xié)同調(diào)節(jié)，包括模式選擇閥（MSV）、變幾何渦輪和變幾何分流環(huán)等。模式選擇閥作為實現(xiàn)變循環(huán)發(fā)動機模式轉(zhuǎn)換的關(guān)鍵部件，通過旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)不同涵道之間的氣流分配。而變幾何分流環(huán)則位于風扇后方，負責將風扇出口氣流按照需求分配到不同的涵道中，其調(diào)節(jié)精度和流動特性直接影響到整個發(fā)動機的性能和穩(wěn)定性。

雙變循環(huán)發(fā)動機的控制系統(tǒng)需要實時監(jiān)測飛行狀態(tài)并根據(jù)預(yù)定的控制規(guī)律調(diào)節(jié)這些變幾何部件?，F(xiàn)代控制方法如直接推力自適應(yīng)控制已被應(yīng)用于變循環(huán)發(fā)動機的控制中，通過智能推力估計器和自適應(yīng)控制算法，實現(xiàn)發(fā)動機在全飛行包線內(nèi)的最優(yōu)性能。這種先進的控制系統(tǒng)確保了發(fā)動機在各種飛行狀態(tài)下都能保持高效、穩(wěn)定的工作狀態(tài)。

二、變幾何分流環(huán)的結(jié)構(gòu)設(shè)計

為滿足雙變循環(huán)發(fā)動機寬范圍涵道比調(diào)節(jié)的需求，本文創(chuàng)新性地提出了一種雙扇葉型變幾何分流環(huán)結(jié)構(gòu)。該設(shè)計突破了傳統(tǒng)定幾何分流環(huán)的固定流道限制，通過獨特的機械結(jié)構(gòu)實現(xiàn)了120°大角度轉(zhuǎn)動范圍，顯著提升了分流比的調(diào)節(jié)能力，同時有效避免了機構(gòu)干涉問題。

2.1 雙扇葉型創(chuàng)新設(shè)計

雙扇葉型變幾何分流環(huán)的整體結(jié)構(gòu)安裝于發(fā)動機的中介機匣上，其核心由兩類扇葉構(gòu)成：母扇葉和子扇葉。母扇葉成對存在，通過鉸接方式固定于中介機匣端部，作為整個結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)支撐和主要流動邊界。子扇葉同樣成對布置，精密地置于母扇葉的上下表面之上，通過轉(zhuǎn)軸機構(gòu)與母扇葉連接。這種雙層扇葉設(shè)計是實現(xiàn)大范圍調(diào)節(jié)能力的關(guān)鍵，與傳統(tǒng)單扇葉結(jié)構(gòu)相比，調(diào)節(jié)角度提升了約50%。

在聚攏狀態(tài)下，母扇葉與子扇葉重疊緊密，形成較小的外涵通道開度，此時對應(yīng)于發(fā)動機的大涵道比工作狀態(tài)，適合亞聲速巡航。隨著調(diào)節(jié)機構(gòu)的作用，母扇葉逐漸展開，子扇葉同步滑出，填補母扇葉之間因擴張而產(chǎn)生的泄漏區(qū)域，確保分流環(huán)在所有狀態(tài)下的氣密性。當達到完全擴張狀態(tài)時，子扇葉完全展開，有效阻擋了內(nèi)涵通道，使更多氣流轉(zhuǎn)向外涵道，此時對應(yīng)于小涵道比工作狀態(tài)，適用于高速飛行。

2.2 驅(qū)動機構(gòu)與工作原理

變幾何分流環(huán)的驅(qū)動系統(tǒng)由液壓作動筒、連桿機構(gòu)和錐齒輪機構(gòu)組成。液壓作動筒作為動力源，通過精密設(shè)計的連桿機構(gòu)帶動母扇葉轉(zhuǎn)動。與此同時，連桿機構(gòu)觸發(fā)錐齒輪機構(gòu)，同步驅(qū)動子扇葉向相鄰母扇葉之間的空隙轉(zhuǎn)動。這種雙動機制確保在母扇葉角度變化的同時，子扇葉能夠?qū)崟r補償可能出現(xiàn)的泄漏區(qū)域，維持流道的連續(xù)性和氣動效率。

該機構(gòu)的核心創(chuàng)新在于實現(xiàn)了母扇葉轉(zhuǎn)動與子扇葉平移的精確協(xié)同運動。通過優(yōu)化連桿和齒輪的幾何參數(shù)，確保了在整個120°調(diào)節(jié)范圍內(nèi)，子扇葉都能準確填充母扇葉間的間隙，避免了部分開口狀態(tài)下氣流泄漏導(dǎo)致的性能損失。機構(gòu)設(shè)計的難點在于如何在有限的空間內(nèi)布置這些運動部件，并確保其在高溫、高應(yīng)力環(huán)境下的可靠性。

2.3 氣動密封與熱管理

在高溫高壓的發(fā)動機環(huán)境中，氣動密封和熱管理是變幾何分流環(huán)設(shè)計中的關(guān)鍵挑戰(zhàn)。為解決這些問題，我們在扇葉間隙處采用了階梯式密封結(jié)構(gòu)，利用氣動原理形成多道阻滯屏障，有效減少泄漏流量。同時，在扇葉內(nèi)部設(shè)計了沖擊冷卻+氣膜冷卻的復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，將壓氣機引出的冷卻空氣導(dǎo)向高溫區(qū)域，確保材料工作在允許溫度范圍內(nèi)。

扇葉前緣區(qū)域特別加強了熱防護設(shè)計，因為該區(qū)域直接面對來自風扇的高溫來流，且氣動加熱效應(yīng)顯著。前緣型線不僅考慮了氣動性能，還兼顧了冷卻通道的布置空間，確保在極端工況下的結(jié)構(gòu)完整性。

三、變幾何分流環(huán)前緣型線設(shè)計及仿真分析

分流環(huán)前緣型線作為氣流接觸的第一個幾何特征，其設(shè)計優(yōu)劣直接影響到分流段內(nèi)部的流動結(jié)構(gòu)、壓力損失以及流動穩(wěn)定性。優(yōu)異的前緣型線能夠有效控制氣流分離，降低流動損失，提高分流精度。本研究基于參數(shù)化設(shè)計方法，開發(fā)了多種前緣型線方案，并通過計算流體動力學(xué)（CFD）數(shù)值模擬，系統(tǒng)評估了各方案在不同工況下的氣動性能。

3.1 分流段二維模型的建立

為高效評估不同前緣型線的氣動特性，首先建立了分流段的二維簡化模型。該模型包含了風扇出口流道、分流環(huán)前緣區(qū)域以及內(nèi)外涵道的初始部分，捕捉了分流環(huán)附近的關(guān)鍵流動特征。二維建模雖簡化了實際三維流動效應(yīng)，但能有效反映前緣型線對流動分離和壓力損失的主要影響，在設(shè)計的初期階段提供了快速評估的手段。

模型采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進行離散，近壁區(qū)域進行加密處理，確保y+值小于1，滿足湍流模型對近壁分辨率的要求。網(wǎng)格獨立性驗證通過三套不同密度的網(wǎng)格進行，確保關(guān)鍵參數(shù)如壓力損失系數(shù)和分流比的誤差控制在2%以內(nèi)。

3.2 變幾何分流環(huán)前緣型線設(shè)計

基于西北工業(yè)大學(xué)鄧小明的分流環(huán)前緣設(shè)計方法，本文提出了三種具有代表性的前緣型線方案：

方案A：橢圓前緣型線- 采用橢圓曲線構(gòu)建前緣輪廓，長軸與短軸比例為2：1。這種型線前部較為尖銳，有利于在高迎角工況下引導(dǎo)氣流平滑過渡，減少流動分離的可能性。

方案B：雙圓弧前緣型線- 由兩段不同曲率半徑的圓弧平滑連接而成，第一段圓弧半徑較小，第二段較大，形成先急后緩的過渡特征。這種型線在中等開度條件下表現(xiàn)出良好的攻角適應(yīng)性。

方案C：Bezier曲線前緣型線- 采用四次Bezier曲線構(gòu)造，通過控制點精確調(diào)整前緣輪廓的曲率分布，實現(xiàn)前緣區(qū)域的優(yōu)化壓力分布。這種型線設(shè)計靈活度高，但加工復(fù)雜度也相應(yīng)增加。

3.3 算例設(shè)置與數(shù)值方法

針對雙變循環(huán)發(fā)動機三種典型工作模式，設(shè)置了具有代表性的仿真算例：

工況一：亞聲速巡航條件（Ma0.8，高度10km）- 對應(yīng)發(fā)動機渦扇模式，分流環(huán)處于中等開度（60°），涵道比約為2.0。入口湍流強度設(shè)置為5%，模擬風扇出口的實際流動條件。

工況二：超聲速巡航條件（Ma1.5，高度12km）- 對應(yīng)發(fā)動機經(jīng)濟超聲速巡航模式，分流環(huán)開度較小（30°），涵道比約為0.8。入口邊界考慮激波/附面層干擾效應(yīng)。

工況三：高速飛行條件（Ma2.5，高度15km）- 對應(yīng)發(fā)動機渦噴模式，分流環(huán)開度最大（100°），涵道比降至0.2以下。該工況下熱力學(xué)效應(yīng)顯著，需考慮粘性加熱。

數(shù)值模擬采用雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程，結(jié)合SST k-ω湍流模型，該模型在逆壓梯度流動分離預(yù)測方面具有較高精度。離散格式采用二階迎風差分格式，增強數(shù)值計算的穩(wěn)定性。收斂準則為殘差下降5個數(shù)量級，同時監(jiān)測關(guān)鍵參數(shù)如出口流量和壓力損失的穩(wěn)定性。

3.4 不同前緣方案下仿真結(jié)果分析

通過對三種前緣型線在多種工況下的數(shù)值模擬，獲得了分流環(huán)附近的詳細流場結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)。

在亞聲速巡航條件下，方案A（橢圓前緣）表現(xiàn)出最佳的流動特性，前緣附近未出現(xiàn)明顯流動分離，壓力分布均勻。方案B（雙圓弧前緣）在前緣壓力面出現(xiàn)了小范圍分離泡，但再附著情況良好。方案C（Bezier前緣）雖然前緣流動平滑，但在下游出現(xiàn)了較早的附面層增厚現(xiàn)象。

在超聲速巡航條件下，方案C展現(xiàn)出獨特優(yōu)勢，其前緣激波強度最弱，激波/附面層干擾程度最低。這是由于Bezier曲線優(yōu)化的前緣曲率分布有效緩解了壓力急劇變化。方案A和B均出現(xiàn)了明顯的激波誘導(dǎo)分離現(xiàn)象，尤其是方案B的分離區(qū)域較大，導(dǎo)致總壓損失增加約15%。

在高速飛行條件下，三種前緣型線均表現(xiàn)出不同程度的流動分離，但方案A的分離點最靠后，流動保持能力最強。方案C由于前緣較為鈍化，產(chǎn)生了較強的弓形激波，波后壓力梯度陡峭，導(dǎo)致附面層迅速增厚并分離。

綜合分析，橢圓前緣型線（方案A）在寬范圍工況下表現(xiàn)出最為穩(wěn)定的氣動特性，特別是在發(fā)動機經(jīng)常工作的亞聲速和跨聲速區(qū)域。而Bezier前緣型線（方案C）在特定超聲速工況下具有獨特優(yōu)勢，但亞聲速性能一般。這為不同飛行任務(wù)側(cè)重的發(fā)動機提供了前緣型線選擇依據(jù)。

四、變幾何分流環(huán)壁面型線設(shè)計及仿真分析

分流環(huán)壁面型線決定了內(nèi)外涵道的氣流流動路徑和加速特性，對分流段的流動損失和氣流偏轉(zhuǎn)效率有著決定性影響。優(yōu)秀的壁面型線能夠有效抑制流動分離，降低氣動損失，提高發(fā)動機的整體效率。本研究基于類別形狀轉(zhuǎn)換（CST）參數(shù)化方法，構(gòu)建了多種壁面型線方案，并通過數(shù)值仿真分析了其在雙變循環(huán)發(fā)動機典型工況下的氣動性能。

4.1 變幾何分流環(huán)壁面型線設(shè)計

壁面型線設(shè)計采用CST參數(shù)化方法，該方法通過伯恩斯坦多項式和控制函數(shù)構(gòu)建具有高度靈活性的幾何外形。對于分流環(huán)壁面型線，我們將其分為前緣區(qū)域、中部區(qū)域和尾緣區(qū)域三段進行設(shè)計，每段采用不同的類別函數(shù)和控制點權(quán)重，以精確控制壁面的曲率分布。

基于西北工業(yè)大學(xué)高麗敏團隊的研究成果，我們設(shè)計了三種典型的壁面型線方案：

型線（a）：緩急相當中線規(guī)律+先急后緩面積規(guī)律 -該型線采用中等曲率的前緣，配合漸變的壁面斜率分布，使氣流在分流環(huán)前半段緩慢加速，后半段保持穩(wěn)定。這種設(shè)計源于對多種成功分流環(huán)型線的統(tǒng)計分析，旨在平衡加速性與流動控制的需求。

型線（b）：急進型中線規(guī)律+先緩后急面積規(guī)律- 該型線前緣曲率較大，氣流在接觸壁面后迅速加速，隨后在壁面中部區(qū)域保持相對穩(wěn)定的壓力分布。這種設(shè)計側(cè)重于減小前緣區(qū)域的壓力損失，但增加了流動分離的風險。

型線（c）：保守型中線規(guī)律+均勻面積規(guī)律- 該型線采用較小的前緣曲率和均勻變化的壁面斜率，使氣流在整個流動過程中平穩(wěn)加速。這種設(shè)計較為保守，但在大攻角工況下表現(xiàn)穩(wěn)定。

每種型線都通過參數(shù)化方程精確描述，便于在優(yōu)化過程中自動調(diào)整。參數(shù)化控制點與氣動性能之間的關(guān)聯(lián)通過試驗設(shè)計（DOE） 方法進行分析，篩選出對性能影響顯著的關(guān)鍵參數(shù)作為優(yōu)化變量。

4.2 同壁面型線算例設(shè)置與數(shù)值方法

為全面評估不同壁面型線的性能，設(shè)置了與前述前緣型線研究相對應(yīng)的三種典型工況，確保結(jié)果的可比性。數(shù)值方法采用與第四章相同的RANS方程和SST k-ω湍流模型，但網(wǎng)格生成針對壁面型線特點進行了適應(yīng)性優(yōu)化。

仿真分析重點關(guān)注以下性能參數(shù)：總壓損失系數(shù)、壁面靜壓分布、附面層發(fā)展狀況以及流動分離情況。通過這些參數(shù)的綜合分析，評估各型線在不同工況下的氣動性能。

計算域采用多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，確保在壁面曲率變化劇烈區(qū)域具有足夠的網(wǎng)格密度。網(wǎng)格節(jié)點總數(shù)控制在150萬左右，在保證計算精度的同時提高計算效率。邊界條件設(shè)置與第四章保持一致，確保結(jié)果的可比性。

4.3 不同壁面型線仿真結(jié)果分析

通過對三種壁面型線在多種工況下的數(shù)值模擬，獲得了詳細的氣動性能數(shù)據(jù)。

在亞聲速巡航條件下，型線（a）表現(xiàn)出最佳的綜合性能，總壓損失系數(shù)比型線（b）低18%，比型線（c）低9%。型線（a）的壁面壓力分布呈現(xiàn)平滑的加速-減速-再加速特征，有效抑制了附面層增厚，避免了流動分離。型線（b）由于前緣加速過猛，在中部區(qū)域出現(xiàn)了明顯的壓力回升，導(dǎo)致附面層增厚，增加了流動損失。型線（c）雖然流動穩(wěn)定，但加速能力不足，未能充分利用流道潛力。

在超聲速巡航條件下，型線（b）表現(xiàn)出獨特優(yōu)勢，其前緣強加速特性有效抑制了激波/附面層干擾，總壓損失比型線（a）低12%。數(shù)值模擬結(jié)果顯示，型線（b）產(chǎn)生的弱斜激波系更加有序，波后壓力恢復(fù)更為平緩。型線（c）在該工況下表現(xiàn)最差，出現(xiàn)了明顯的激波誘導(dǎo)分離現(xiàn)象。

在高速飛行條件下，三種型線的性能差異減小，但型線（a）仍保持最低的總壓損失。該工況下，熱力學(xué)效應(yīng)顯著，粘性力作用相對減弱，因此各型線的表現(xiàn)趨于接近。型線（a）的優(yōu)勢在于其優(yōu)化的曲率分布，使氣流在高溫條件下仍保持較好的附面層特性。

4.4 型線（a）多Rho值算例的設(shè)置

為深入研究型線（a）在不同分流比條件下的性能變化規(guī)律，設(shè)置了多Rho值算例，模擬變幾何分流環(huán)在不同開度下的工作狀態(tài)。Rho值定義為外涵流量與總流量之比，從0.2到0.8，覆蓋了發(fā)動機所有可能的工作范圍。

每個Rho值條件下都進行了詳細的流場模擬，重點關(guān)注分流環(huán)附近的流動結(jié)構(gòu)演變和性能參數(shù)變化。通過這一系列計算，可以建立型線（a）在全工況范圍內(nèi)的性能圖譜，為發(fā)動機控制規(guī)律設(shè)計提供依據(jù)。

4.5 型線（a）多Rho值算例仿真結(jié)果分析

型線（a）在多Rho值條件下的仿真結(jié)果顯示，其性能表現(xiàn)與分流比之間存在明顯的非線性關(guān)系。在中等Rho值（0.4-0.6）范圍內(nèi)，型線（a）表現(xiàn)出最低的總壓損失，流動結(jié)構(gòu)最為合理。這是由于在該范圍內(nèi)，內(nèi)外涵道的氣流競爭達到平衡，流線彎曲程度適中，沒有出現(xiàn)明顯的流動分離。

在低Rho值（<0.3）條件下，內(nèi)涵道流量占主導(dǎo)，外涵道流動出現(xiàn)加速不足的情況，導(dǎo)致外涵附面層增厚，輕微分離。而在高Rho值（>0.7）條件下，外涵道流量過大，流線彎曲劇烈，在分流環(huán)壓力面出現(xiàn)了明顯的分離泡，增加了流動損失。

綜合分析，型線（a）在寬范圍工況下表現(xiàn)出優(yōu)良的適應(yīng)性，特別是在發(fā)動機最常工作的中等涵道比區(qū)域。其優(yōu)化的曲率分布和面積變化規(guī)律有效平衡了加速需求和分離風險，是實現(xiàn)寬范圍涵道比調(diào)節(jié)的理想選擇。

五、三種模式典型工況下的型線影響研究

在分別研究了前緣型線和壁面型線的基礎(chǔ)上，綜合評估優(yōu)選型線在雙變循環(huán)發(fā)動機三種典型模式下的流場特性和氣動性能。通過對比分析，揭示型線參數(shù)對分流段流動的影響機制，為變幾何分流環(huán)的優(yōu)化設(shè)計提供完整理論依據(jù)。

在亞聲速巡航渦扇模式下，發(fā)動機處于高涵道比狀態(tài)（約2.0），分流環(huán)開度約為60%。該工況下，橢圓前緣型線配合型線（a）壁面表現(xiàn)最佳，分流環(huán)附近流場均勻，無明顯流動分離。前緣滯止區(qū)壓力分布合理，氣流平滑過渡到內(nèi)外涵道。數(shù)值模擬結(jié)果顯示，該組合的總壓損失系數(shù)比基準設(shè)計降低了26%，顯著提高了分流效率。外涵道出口流場均勻，湍流度低于5%，為高壓壓氣機提供了穩(wěn)定的進氣條件。

在此模式下，前緣型線的鈍頭特性發(fā)揮了重要作用，其對來流攻角變化不敏感，有效改善了風扇出口周向不均勻性對分流效果的影響。壁面型線的平緩加速特性則避免了附面層過早增厚，維持了流道的通流能力。組合型線使內(nèi)涵壓氣機的穩(wěn)定工作范圍擴大了15%，提升了發(fā)動機在亞聲速巡航時的穩(wěn)定性。

在經(jīng)濟超聲速巡航渦扇模式下，發(fā)動機涵道比降至約0.8，分流環(huán)開度約為30%。該工況下，Bezier前緣型線與型線（b）壁面組合表現(xiàn)出獨特優(yōu)勢。前緣區(qū)域的優(yōu)化曲率分布有效緩解了激波/附面層干擾，降低了波系強度。壁面的強加速特性則抑制了逆壓梯度下的流動分離，使總壓損失比基準設(shè)計降低了18%。

超聲速條件下的流場模擬顯示，優(yōu)選型線組合使分流環(huán)下游的湍動能水平降低了30%，表明流動摻混損失顯著減小。內(nèi)涵出口流場的周向不均勻度從12%降至7%，提高了核心機的進氣品質(zhì)。外涵道雖然流量減小，但流場結(jié)構(gòu)仍保持合理，未出現(xiàn)大范圍分離。

在高速飛行渦噴模式下，發(fā)動機涵道比降至0.2以下，分流環(huán)開度達到100%。此工況下，橢圓前緣與型線（a）壁面組合再次展現(xiàn)優(yōu)良性能。雖然前緣激波強度略高于Bezier前緣，但波后流動結(jié)構(gòu)更為穩(wěn)定，沒有出現(xiàn)明顯的分離氣泡。壁面型線的合理曲率分布使氣流在高溫條件下仍保持較好的附面層特性，總壓損失比基準設(shè)計低14%。

該模式下的數(shù)值模擬特別關(guān)注了熱力學(xué)效應(yīng)對流動的影響。由于馬赫數(shù)高，氣動加熱顯著，流場溫度分布對材料熱防護設(shè)計至關(guān)重要。優(yōu)選型線組合使分流環(huán)表面最高溫度降低了8%，減少了冷卻氣量需求。同時，內(nèi)涵出口溫度分布更加均勻，峰值溫度降低了5%，有利于提高渦輪壽命。

通過三種模式下的綜合分析，可以得出以下型線選擇策略：

對于多任務(wù)戰(zhàn)斗機的發(fā)動機，推薦采用橢圓前緣+型線（a）壁面的組合，其在寬范圍工況下表現(xiàn)穩(wěn)定，適應(yīng)多樣的任務(wù)需求。

對于高速攔截機的發(fā)動機，Bezier前緣+型線（b）壁面在超聲速條件下的優(yōu)勢明顯，適合高速任務(wù)為主的平臺。

型線（a）壁面在大多數(shù)工況下表現(xiàn)優(yōu)良，是實現(xiàn)寬范圍涵道比調(diào)節(jié)的理想選擇。

本研究為雙變循環(huán)發(fā)動機變幾何分流環(huán)的設(shè)計提供了系統(tǒng)的型線選擇依據(jù)和優(yōu)化方向，通過型線的精細化設(shè)計，顯著提升了分流段的氣動性能，為下一代航空發(fā)動機的發(fā)展奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

六、結(jié)論與展望

本研究針對雙變循環(huán)發(fā)動機寬范圍涵道比調(diào)節(jié)的需求，設(shè)計了具有120°大角度轉(zhuǎn)動范圍的雙扇葉型變幾何分流環(huán)結(jié)構(gòu)，避免了機構(gòu)干涉問題。通過數(shù)值仿真方法系統(tǒng)研究了不同前緣及壁面型線對分流段流場的影響規(guī)律，得出以下結(jié)論：

在結(jié)構(gòu)設(shè)計方面，雙扇葉型變幾何分流環(huán)通過母扇葉和子扇葉的協(xié)同運動，實現(xiàn)了120°大范圍調(diào)節(jié)能力，有效覆蓋了發(fā)動機三種工作模式的需求。液壓作動筒驅(qū)動的連桿機構(gòu)和錐齒輪機構(gòu)確保了運動的精確性和可靠性。

在前緣型線研究方面，橢圓前緣型線在寬范圍工況下表現(xiàn)出最穩(wěn)定的氣動特性，特別是在亞聲速和高速飛行條件下。Bezier前緣型線在特定超聲速工況下具有獨特優(yōu)勢，但亞聲速性能一般。前緣型線的選擇需根據(jù)發(fā)動機的主要任務(wù)剖面進行權(quán)衡。

在壁面型線研究方面，型線（a）（緩急相當中線規(guī)律+先急后緩面積規(guī)律）在大多數(shù)工況下表現(xiàn)優(yōu)良，總壓損失比對比方案降低9%-18%。其優(yōu)化的曲率分布和面積變化規(guī)律有效平衡了加速需求和分離風險，是實現(xiàn)寬范圍涵道比調(diào)節(jié)的理想選擇。

在典型工況研究方面，不同發(fā)動機模式對型線有不同的需求。亞聲速巡航模式下，橢圓前緣配合型線（a）壁面表現(xiàn)最佳；超聲速巡航模式下，Bezier前緣與型線（b）壁面組合有獨特優(yōu)勢；高速飛行模式下，橢圓前緣與型線（a）壁面組合再次展現(xiàn)優(yōu)良性能。

未來可以從以下幾個方面繼續(xù)深入：開展變幾何分流環(huán)的三維優(yōu)化設(shè)計，考慮周向不均勻性和二次流動的影響；進行模型發(fā)動機試驗驗證，確認數(shù)值仿真結(jié)果的準確性；研究分流環(huán)調(diào)節(jié)對發(fā)動機整體性能的影響，建立分流環(huán)與其它部件的匹配規(guī)律；探索智能材料在變幾何機構(gòu)中的應(yīng)用，簡化驅(qū)動機構(gòu)，提高響應(yīng)速度。

雙變循環(huán)發(fā)動機變幾何分流環(huán)的研究為下一代航空動力系統(tǒng)的發(fā)展提供了重要技術(shù)支撐，其寬范圍調(diào)節(jié)能力和優(yōu)良的氣動特性將使飛行器在更廣闊的速域和空域內(nèi)高效工作，滿足未來航空航天領(lǐng)域的發(fā)展需求。

&注：文章內(nèi)使用的及部分文字內(nèi)容來源網(wǎng)絡(luò)，部分圖片來源于《推進技術(shù) 46卷 》，僅供參考使用，如侵權(quán)可聯(lián)系我們刪除，如需了解公司產(chǎn)品及商務(wù)合作，請與我們聯(lián)系?。?/span>

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