变循环发动机高工况适应性变几何分流环设计：前缘/壁面型线影响规律与优化策略

随着航空航天技术的飞速发展，当今世界各国对航空发动机提出了宽速域、宽空域以及高环境适应能力的迫切要求。传统航空发动机受固定部件及系统的限制，难以在亚声速、跨声速和超声速等多种飞行状态下同时保持高效性能，已无法满足未来飞行器全包线性能优化的需求。在此背景下，变循环发动机（Variable Cycle Engine, VCE）作为新一代推进系统，通过改变发动机的循环参数和几何结构，实现了不同飞行状态下性能的优化调节。航空发动机及燃气轮机基础科学中心新提出的双变循环发动机概念构型，采用三涵道变循环气动热力布局，使发动机能够在Ma0-5的宽速域范围内实现三种工作模式的高效转换：亚声速巡航涡扇模式、经济超声速巡航涡扇模式以及高速飞行涡喷模式。

在双变循环发动机中，变几何部件是实现多模式转换的核心技术，其中变几何分流环作为关键部件之一，位于发动机风扇之后、压气机之前，承担着分配第一和第二涵道气流流量的重要功能。通过调节分流环的几何形状，可以大幅改变涵道比及增压比，从而满足双变循环发动机在不同模式下的气动需求。自20世纪80年代起，国外研究人员便开始对分流环的结构及分流段流场展开研究，美国普惠公司以F100发动机为对象，研究了不同轴向长度分流环对风扇出口畸变的响应特性。国内西北工业大学的刘波等人也对分流环进行了一系列研究，包括分流机匣前缘形状及厚度分布对附面层发展的影响等。然而，现有研究主要集中于定几何分流环及其流场分析，对于应用于双变循环发动机的变几何分流环设计、型线优化及气动特性研究尚属空白。

本文针对双变循环发动机宽范围涵道比调节的需求，设计了一种双扇叶型变几何分流环结构，实现了120°大角度转动范围，避免了机构干涉问题。通过数值仿真方法，系统研究了不同前缘及壁面型线在发动机三种典型工况下对分流段流场的影响规律，为变几何分流环的优化设计提供了理论依据和技术支撑。

一、双变循环发动机的核心构造及工作原理

双变循环发动机作为一种创新的航空动力系统，其核心特征在于采用三涵道变循环气动热力布局，通过精巧调节多个变几何部件，实现在不同飞行状态下的性能最优化。这种发动机的流道结构相比传统涡扇发动机更为复杂，增加了第三涵道和一系列可调机构，使其能够根据飞行需求灵活改变内部气流路径和循环参数。

从气动热力学角度看，双变循环发动机的三种工作模式对应着不同的热力循环状态：

亚声速巡航涡扇模式：在此模式下，发动机以高涵道比状态工作，类似于现代大涵道比涡扇发动机。模式选择阀（MSV）调节至适当位置，使大部分气流通过外涵道，形成高速喷流与内涵道高温燃气混合，显著降低平均排气速度和温度，从而提高推进效率和热效率。这种模式的核心优势在于低油耗特性，特别适用于长时间亚声速巡航任务。研究表明，在此模式下，双外涵变循环发动机的耗油率可比常规涡扇发动机降低13.3%。

经济超声速巡航涡扇模式：当飞行器需要进行超声速飞行时，发动机通过调节模式选择阀和变几何分流环，适度减小涵道比，使发动机在涡扇模式下实现超声速巡航。此模式下，内涵道流量比例增加，外涵道流量相应减少，发动机的单位推力得到提升，同时保持了相对经济的燃油消耗。

高速飞行涡喷模式：当飞行马赫数进一步增加（如Ma>3），发动机将转换为小涵道比状态，接近传统涡喷发动机的工作特性。此时，变几何分流环调节至最小外涵通道状态，绝大部分气流进入内涵道参与燃烧，产生高单位推力，满足高速飞行的需求。研究表明，在此模式下，变循环发动机的单位推力可比常规涡扇发动机提高约10%。

实现这些模式转换的关键在于发动机中多个变几何部件的协同调节，包括模式选择阀（MSV）、变几何涡轮和变几何分流环等。模式选择阀作为实现变循环发动机模式转换的关键部件，通过旋转调节不同涵道之间的气流分配。而变几何分流环则位于风扇后方，负责将风扇出口气流按照需求分配到不同的涵道中，其调节精度和流动特性直接影响到整个发动机的性能和稳定性。

双变循环发动机的控制系统需要实时监测飞行状态并根据预定的控制规律调节这些变几何部件。现代控制方法如直接推力自适应控制已被应用于变循环发动机的控制中，通过智能推力估计器和自适应控制算法，实现发动机在全飞行包线内的最优性能。这种先进的控制系统确保了发动机在各种飞行状态下都能保持高效、稳定的工作状态。

二、变几何分流环的结构设计

为满足双变循环发动机宽范围涵道比调节的需求，本文创新性地提出了一种双扇叶型变几何分流环结构。该设计突破了传统定几何分流环的固定流道限制，通过独特的机械结构实现了120°大角度转动范围，显著提升了分流比的调节能力，同时有效避免了机构干涉问题。

2.1 双扇叶型创新设计

双扇叶型变几何分流环的整体结构安装于发动机的中介机匣上，其核心由两类扇叶构成：母扇叶和子扇叶。母扇叶成对存在，通过铰接方式固定于中介机匣端部，作为整个结构的基础支撑和主要流动边界。子扇叶同样成对布置，精密地置于母扇叶的上下表面之上，通过转轴机构与母扇叶连接。这种双层扇叶设计是实现大范围调节能力的关键，与传统单扇叶结构相比，调节角度提升了约50%。

在聚拢状态下，母扇叶与子扇叶重叠紧密，形成较小的外涵通道开度，此时对应于发动机的大涵道比工作状态，适合亚声速巡航。随着调节机构的作用，母扇叶逐渐展开，子扇叶同步滑出，填补母扇叶之间因扩张而产生的泄漏区域，确保分流环在所有状态下的气密性。当达到完全扩张状态时，子扇叶完全展开，有效阻挡了内涵通道，使更多气流转向外涵道，此时对应于小涵道比工作状态，适用于高速飞行。

2.2 驱动机构与工作原理

变几何分流环的驱动系统由液压作动筒、连杆机构和锥齿轮机构组成。液压作动筒作为动力源，通过精密设计的连杆机构带动母扇叶转动。与此同时，连杆机构触发锥齿轮机构，同步驱动子扇叶向相邻母扇叶之间的空隙转动。这种双动机制确保在母扇叶角度变化的同时，子扇叶能够实时补偿可能出现的泄漏区域，维持流道的连续性和气动效率。

该机构的核心创新在于实现了母扇叶转动与子扇叶平移的精确协同运动。通过优化连杆和齿轮的几何参数，确保了在整个120°调节范围内，子扇叶都能准确填充母扇叶间的间隙，避免了部分开口状态下气流泄漏导致的性能损失。机构设计的难点在于如何在有限的空间内布置这些运动部件，并确保其在高温、高应力环境下的可靠性。

2.3 气动密封与热管理

在高温高压的发动机环境中，气动密封和热管理是变几何分流环设计中的关键挑战。为解决这些问题，我们在扇叶间隙处采用了阶梯式密封结构，利用气动原理形成多道阻滞屏障，有效减少泄漏流量。同时，在扇叶内部设计了冲击冷却+气膜冷却的复合冷却结构，将压气机引出的冷却空气导向高温区域，确保材料工作在允许温度范围内。

扇叶前缘区域特别加强了热防护设计，因为该区域直接面对来自风扇的高温来流，且气动加热效应显著。前缘型线不仅考虑了气动性能，还兼顾了冷却通道的布置空间，确保在极端工况下的结构完整性。

三、变几何分流环前缘型线设计及仿真分析

分流环前缘型线作为气流接触的第一个几何特征，其设计优劣直接影响到分流段内部的流动结构、压力损失以及流动稳定性。优异的前缘型线能够有效控制气流分离，降低流动损失，提高分流精度。本研究基于参数化设计方法，开发了多种前缘型线方案，并通过计算流体动力学（CFD）数值模拟，系统评估了各方案在不同工况下的气动性能。

3.1 分流段二维模型的建立

为高效评估不同前缘型线的气动特性，首先建立了分流段的二维简化模型。该模型包含了风扇出口流道、分流环前缘区域以及内外涵道的初始部分，捕捉了分流环附近的关键流动特征。二维建模虽简化了实际三维流动效应，但能有效反映前缘型线对流动分离和压力损失的主要影响，在设计的初期阶段提供了快速评估的手段。

模型采用结构化网格进行离散，近壁区域进行加密处理，确保y+值小于1，满足湍流模型对近壁分辨率的要求。网格独立性验证通过三套不同密度的网格进行，确保关键参数如压力损失系数和分流比的误差控制在2%以内。

3.2 变几何分流环前缘型线设计

基于西北工业大学邓小明的分流环前缘设计方法，本文提出了三种具有代表性的前缘型线方案：

方案A：椭圆前缘型线- 采用椭圆曲线构建前缘轮廓，长轴与短轴比例为2：1。这种型线前部较为尖锐，有利于在高迎角工况下引导气流平滑过渡，减少流动分离的可能性。

方案B：双圆弧前缘型线- 由两段不同曲率半径的圆弧平滑连接而成，第一段圆弧半径较小，第二段较大，形成先急后缓的过渡特征。这种型线在中等开度条件下表现出良好的攻角适应性。

方案C：Bezier曲线前缘型线- 采用四次Bezier曲线构造，通过控制点精确调整前缘轮廓的曲率分布，实现前缘区域的优化压力分布。这种型线设计灵活度高，但加工复杂度也相应增加。

3.3 算例设置与数值方法

针对双变循环发动机三种典型工作模式，设置了具有代表性的仿真算例：

工况一：亚声速巡航条件（Ma0.8，高度10km）- 对应发动机涡扇模式，分流环处于中等开度（60°），涵道比约为2.0。入口湍流强度设置为5%，模拟风扇出口的实际流动条件。

工况二：超声速巡航条件（Ma1.5，高度12km）- 对应发动机经济超声速巡航模式，分流环开度较小（30°），涵道比约为0.8。入口边界考虑激波/附面层干扰效应。

工况三：高速飞行条件（Ma2.5，高度15km）- 对应发动机涡喷模式，分流环开度最大（100°），涵道比降至0.2以下。该工况下热力学效应显著，需考虑粘性加热。

数值模拟采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程，结合SST k-ω湍流模型，该模型在逆压梯度流动分离预测方面具有较高精度。离散格式采用二阶迎风差分格式，增强数值计算的稳定性。收敛准则为残差下降5个数量级，同时监测关键参数如出口流量和压力损失的稳定性。

3.4 不同前缘方案下仿真结果分析

通过对三种前缘型线在多种工况下的数值模拟，获得了分流环附近的详细流场结构和性能参数。

在亚声速巡航条件下，方案A（椭圆前缘）表现出最佳的流动特性，前缘附近未出现明显流动分离，压力分布均匀。方案B（双圆弧前缘）在前缘压力面出现了小范围分离泡，但再附着情况良好。方案C（Bezier前缘）虽然前缘流动平滑，但在下游出现了较早的附面层增厚现象。

在超声速巡航条件下，方案C展现出独特优势，其前缘激波强度最弱，激波/附面层干扰程度最低。这是由于Bezier曲线优化的前缘曲率分布有效缓解了压力急剧变化。方案A和B均出现了明显的激波诱导分离现象，尤其是方案B的分离区域较大，导致总压损失增加约15%。

在高速飞行条件下，三种前缘型线均表现出不同程度的流动分离，但方案A的分离点最靠后，流动保持能力最强。方案C由于前缘较为钝化，产生了较强的弓形激波，波后压力梯度陡峭，导致附面层迅速增厚并分离。

综合分析，椭圆前缘型线（方案A）在宽范围工况下表现出最为稳定的气动特性，特别是在发动机经常工作的亚声速和跨声速区域。而Bezier前缘型线（方案C）在特定超声速工况下具有独特优势，但亚声速性能一般。这为不同飞行任务侧重的发动机提供了前缘型线选择依据。

四、变几何分流环壁面型线设计及仿真分析

分流环壁面型线决定了内外涵道的气流流动路径和加速特性，对分流段的流动损失和气流偏转效率有着决定性影响。优秀的壁面型线能够有效抑制流动分离，降低气动损失，提高发动机的整体效率。本研究基于类别形状转换（CST）参数化方法，构建了多种壁面型线方案，并通过数值仿真分析了其在双变循环发动机典型工况下的气动性能。

4.1 变几何分流环壁面型线设计

壁面型线设计采用CST参数化方法，该方法通过伯恩斯坦多项式和控制函数构建具有高度灵活性的几何外形。对于分流环壁面型线，我们将其分为前缘区域、中部区域和尾缘区域三段进行设计，每段采用不同的类别函数和控制点权重，以精确控制壁面的曲率分布。

基于西北工业大学高丽敏团队的研究成果，我们设计了三种典型的壁面型线方案：

型线（a）：缓急相当中线规律+先急后缓面积规律 -该型线采用中等曲率的前缘，配合渐变的壁面斜率分布，使气流在分流环前半段缓慢加速，后半段保持稳定。这种设计源于对多种成功分流环型线的统计分析，旨在平衡加速性与流动控制的需求。

型线（b）：急进型中线规律+先缓后急面积规律- 该型线前缘曲率较大，气流在接触壁面后迅速加速，随后在壁面中部区域保持相对稳定的压力分布。这种设计侧重于减小前缘区域的压力损失，但增加了流动分离的风险。

型线（c）：保守型中线规律+均匀面积规律- 该型线采用较小的前缘曲率和均匀变化的壁面斜率，使气流在整个流动过程中平稳加速。这种设计较为保守，但在大攻角工况下表现稳定。

每种型线都通过参数化方程精确描述，便于在优化过程中自动调整。参数化控制点与气动性能之间的关联通过试验设计（DOE） 方法进行分析，筛选出对性能影响显著的关键参数作为优化变量。

4.2 同壁面型线算例设置与数值方法

为全面评估不同壁面型线的性能，设置了与前述前缘型线研究相对应的三种典型工况，确保结果的可比性。数值方法采用与第四章相同的RANS方程和SST k-ω湍流模型，但网格生成针对壁面型线特点进行了适应性优化。

仿真分析重点关注以下性能参数：总压损失系数、壁面静压分布、附面层发展状况以及流动分离情况。通过这些参数的综合分析，评估各型线在不同工况下的气动性能。

计算域采用多块结构化网格划分，确保在壁面曲率变化剧烈区域具有足够的网格密度。网格节点总数控制在150万左右，在保证计算精度的同时提高计算效率。边界条件设置与第四章保持一致，确保结果的可比性。

4.3 不同壁面型线仿真结果分析

通过对三种壁面型线在多种工况下的数值模拟，获得了详细的气动性能数据。

在亚声速巡航条件下，型线（a）表现出最佳的综合性能，总压损失系数比型线（b）低18%，比型线（c）低9%。型线（a）的壁面压力分布呈现平滑的加速-减速-再加速特征，有效抑制了附面层增厚，避免了流动分离。型线（b）由于前缘加速过猛，在中部区域出现了明显的压力回升，导致附面层增厚，增加了流动损失。型线（c）虽然流动稳定，但加速能力不足，未能充分利用流道潜力。

在超声速巡航条件下，型线（b）表现出独特优势，其前缘强加速特性有效抑制了激波/附面层干扰，总压损失比型线（a）低12%。数值模拟结果显示，型线（b）产生的弱斜激波系更加有序，波后压力恢复更为平缓。型线（c）在该工况下表现最差，出现了明显的激波诱导分离现象。

在高速飞行条件下，三种型线的性能差异减小，但型线（a）仍保持最低的总压损失。该工况下，热力学效应显著，粘性力作用相对减弱，因此各型线的表现趋于接近。型线（a）的优势在于其优化的曲率分布，使气流在高温条件下仍保持较好的附面层特性。

4.4 型线（a）多Rho值算例的设置

为深入研究型线（a）在不同分流比条件下的性能变化规律，设置了多Rho值算例，模拟变几何分流环在不同开度下的工作状态。Rho值定义为外涵流量与总流量之比，从0.2到0.8，覆盖了发动机所有可能的工作范围。

每个Rho值条件下都进行了详细的流场模拟，重点关注分流环附近的流动结构演变和性能参数变化。通过这一系列计算，可以建立型线（a）在全工况范围内的性能图谱，为发动机控制规律设计提供依据。

4.5 型线（a）多Rho值算例仿真结果分析

型线（a）在多Rho值条件下的仿真结果显示，其性能表现与分流比之间存在明显的非线性关系。在中等Rho值（0.4-0.6）范围内，型线（a）表现出最低的总压损失，流动结构最为合理。这是由于在该范围内，内外涵道的气流竞争达到平衡，流线弯曲程度适中，没有出现明显的流动分离。

在低Rho值（<0.3）条件下，内涵道流量占主导，外涵道流动出现加速不足的情况，导致外涵附面层增厚，轻微分离。而在高Rho值（>0.7）条件下，外涵道流量过大，流线弯曲剧烈，在分流环压力面出现了明显的分离泡，增加了流动损失。

综合分析，型线（a）在宽范围工况下表现出优良的适应性，特别是在发动机最常工作的中等涵道比区域。其优化的曲率分布和面积变化规律有效平衡了加速需求和分离风险，是实现宽范围涵道比调节的理想选择。

五、三种模式典型工况下的型线影响研究

在分别研究了前缘型线和壁面型线的基础上，综合评估优选型线在双变循环发动机三种典型模式下的流场特性和气动性能。通过对比分析，揭示型线参数对分流段流动的影响机制，为变几何分流环的优化设计提供完整理论依据。

在亚声速巡航涡扇模式下，发动机处于高涵道比状态（约2.0），分流环开度约为60%。该工况下，椭圆前缘型线配合型线（a）壁面表现最佳，分流环附近流场均匀，无明显流动分离。前缘滞止区压力分布合理，气流平滑过渡到内外涵道。数值模拟结果显示，该组合的总压损失系数比基准设计降低了26%，显著提高了分流效率。外涵道出口流场均匀，湍流度低于5%，为高压压气机提供了稳定的进气条件。

在此模式下，前缘型线的钝头特性发挥了重要作用，其对来流攻角变化不敏感，有效改善了风扇出口周向不均匀性对分流效果的影响。壁面型线的平缓加速特性则避免了附面层过早增厚，维持了流道的通流能力。组合型线使内涵压气机的稳定工作范围扩大了15%，提升了发动机在亚声速巡航时的稳定性。

在经济超声速巡航涡扇模式下，发动机涵道比降至约0.8，分流环开度约为30%。该工况下，Bezier前缘型线与型线（b）壁面组合表现出独特优势。前缘区域的优化曲率分布有效缓解了激波/附面层干扰，降低了波系强度。壁面的强加速特性则抑制了逆压梯度下的流动分离，使总压损失比基准设计降低了18%。

超声速条件下的流场模拟显示，优选型线组合使分流环下游的湍动能水平降低了30%，表明流动掺混损失显著减小。内涵出口流场的周向不均匀度从12%降至7%，提高了核心机的进气品质。外涵道虽然流量减小，但流场结构仍保持合理，未出现大范围分离。

在高速飞行涡喷模式下，发动机涵道比降至0.2以下，分流环开度达到100%。此工况下，椭圆前缘与型线（a）壁面组合再次展现优良性能。虽然前缘激波强度略高于Bezier前缘，但波后流动结构更为稳定，没有出现明显的分离气泡。壁面型线的合理曲率分布使气流在高温条件下仍保持较好的附面层特性，总压损失比基准设计低14%。

该模式下的数值模拟特别关注了热力学效应对流动的影响。由于马赫数高，气动加热显著，流场温度分布对材料热防护设计至关重要。优选型线组合使分流环表面最高温度降低了8%，减少了冷却气量需求。同时，内涵出口温度分布更加均匀，峰值温度降低了5%，有利于提高涡轮寿命。

通过三种模式下的综合分析，可以得出以下型线选择策略：

对于多任务战斗机的发动机，推荐采用椭圆前缘+型线（a）壁面的组合，其在宽范围工况下表现稳定，适应多样的任务需求。

对于高速拦截机的发动机，Bezier前缘+型线（b）壁面在超声速条件下的优势明显，适合高速任务为主的平台。

型线（a）壁面在大多数工况下表现优良，是实现宽范围涵道比调节的理想选择。

本研究为双变循环发动机变几何分流环的设计提供了系统的型线选择依据和优化方向，通过型线的精细化设计，显著提升了分流段的气动性能，为下一代航空发动机的发展奠定了技术基础。

六、结论与展望

本研究针对双变循环发动机宽范围涵道比调节的需求，设计了具有120°大角度转动范围的双扇叶型变几何分流环结构，避免了机构干涉问题。通过数值仿真方法系统研究了不同前缘及壁面型线对分流段流场的影响规律，得出以下结论：

在结构设计方面，双扇叶型变几何分流环通过母扇叶和子扇叶的协同运动，实现了120°大范围调节能力，有效覆盖了发动机三种工作模式的需求。液压作动筒驱动的连杆机构和锥齿轮机构确保了运动的精确性和可靠性。

在前缘型线研究方面，椭圆前缘型线在宽范围工况下表现出最稳定的气动特性，特别是在亚声速和高速飞行条件下。Bezier前缘型线在特定超声速工况下具有独特优势，但亚声速性能一般。前缘型线的选择需根据发动机的主要任务剖面进行权衡。

在壁面型线研究方面，型线（a）（缓急相当中线规律+先急后缓面积规律）在大多数工况下表现优良，总压损失比对比方案降低9%-18%。其优化的曲率分布和面积变化规律有效平衡了加速需求和分离风险，是实现宽范围涵道比调节的理想选择。

在典型工况研究方面，不同发动机模式对型线有不同的需求。亚声速巡航模式下，椭圆前缘配合型线（a）壁面表现最佳；超声速巡航模式下，Bezier前缘与型线（b）壁面组合有独特优势；高速飞行模式下，椭圆前缘与型线（a）壁面组合再次展现优良性能。

未来可以从以下几个方面继续深入：开展变几何分流环的三维优化设计，考虑周向不均匀性和二次流动的影响；进行模型发动机试验验证，确认数值仿真结果的准确性；研究分流环调节对发动机整体性能的影响，建立分流环与其它部件的匹配规律；探索智能材料在变几何机构中的应用，简化驱动机构，提高响应速度。

双变循环发动机变几何分流环的研究为下一代航空动力系统的发展提供了重要技术支撑，其宽范围调节能力和优良的气动特性将使飞行器在更广阔的速域和空域内高效工作，满足未来航空航天领域的发展需求。

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