羅炳亮，楊蓓，王云，張呈

（1.南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院，南昌 330063）（2.臺(tái)州學(xué)院 航空工程學(xué)院，臺(tái)州 318000）

0 引言

微型燃?xì)廨啓C(jī)在航空航天、地面設(shè)備等動(dòng)力裝置上應(yīng)用廣泛，一直是研究的熱點(diǎn)。國內(nèi)外對微型燃?xì)廨啓C(jī)的各個(gè)方向的研究不勝枚舉，但近幾十年來技術(shù)發(fā)展趨于平緩，亟待有原理和結(jié)構(gòu)上的創(chuàng)新來實(shí)現(xiàn)高性能、高循環(huán)參數(shù)的突破。雙面復(fù)合葉輪具有更高的氣動(dòng)性能，有望為高效費(fèi)比的微燃機(jī)提供必要的技術(shù)儲(chǔ)備。

有關(guān)常規(guī)葉輪進(jìn)氣畸變的研究已成為近年來的研究熱點(diǎn)，國外，I.Ariga等采用實(shí)驗(yàn)方法證明了進(jìn)氣的總壓畸變會(huì)使葉輪的性能惡化，其中周向畸變影響力最大；A.Engeda等發(fā)現(xiàn)在進(jìn)氣管道內(nèi)設(shè)置整流板可以改善葉輪進(jìn)口流場。國內(nèi)，周頌東等較早地通過試驗(yàn)對比了有無進(jìn)氣畸變的常規(guī)葉輪，發(fā)現(xiàn)徑向組合畸變拓寬了葉輪工作的穩(wěn)定范圍，改善了其性能，且隨轉(zhuǎn)速上升愈加明顯；李杜等、老大中等分別對帶有90°和180°彎管的常規(guī)葉輪進(jìn)行了大量的試驗(yàn)與數(shù)值模擬研究，得出安裝周向位置、軸向位置的最優(yōu)方案，發(fā)現(xiàn)彎管的總壓畸變與下游的蝸殼傳播上來的周向總壓畸變耦合是造成葉輪性能下降的原因等一系列豐碩成果。

復(fù)雜的二次流動(dòng)和局部溫升情況嚴(yán)重影響著葉輪進(jìn)氣條件和氣動(dòng)性能，但目前國內(nèi)外對微燃機(jī)的進(jìn)氣畸變研究主要針對常規(guī)葉輪進(jìn)氣通道，對新型雙面復(fù)合葉輪的進(jìn)氣鮮少涉及。由于雙面復(fù)合葉輪采用雙向進(jìn)氣，即除了與傳統(tǒng)葉輪具有相同的前進(jìn)氣通道外，還存在后進(jìn)氣通道，而后進(jìn)氣通道與前進(jìn)氣通道完全不同，因此有必要闡明后進(jìn)氣管對雙面復(fù)合葉輪的影響機(jī)理。

本文通過對三種形狀后進(jìn)氣管進(jìn)行壓縮特性及流場分析，對比不同后進(jìn)氣管的優(yōu)缺點(diǎn)，以期為后進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供借鑒。

1 研究模型和研究方法

1.1 雙面復(fù)合葉輪模型

本文研究的雙面復(fù)合葉輪模型是由雙面常規(guī)葉輪與空心渦輪葉片徑向連接為一體的，是一個(gè)鏡像幾何對稱的雙面常規(guī)葉輪，而空心渦輪葉片在此對稱基面上并不對稱，如圖1所示，其主要設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。

圖1 雙面復(fù)合葉輪3D模型Fig.1 3D model of double-sided composite impeller

表1 雙面復(fù)合葉輪設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Design parameters of double-sided composite impeller

雙面復(fù)合葉輪進(jìn)氣系統(tǒng)一端軸向進(jìn)氣，另一端則經(jīng)過較為彎曲的通道實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣，如圖2所示，將軸向進(jìn)氣的葉輪定義為主葉輪，反之為副葉輪。

圖2 軸輸出功的新型微燃機(jī)Fig.2 New micro gas turbine with shaft output work

1.2 網(wǎng)格劃分及邊界條件

不同幾何形狀后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪各內(nèi)流場均采用meshing劃分網(wǎng)格并拼接成一體。網(wǎng)格的參考單元畸變度最大值均在0.94以下，表明該計(jì)算模型可用于計(jì)算仿真。其中雙面復(fù)合葉輪的網(wǎng)格數(shù)目約有266萬，含直管型后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪341萬、對稱翼型后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪765萬、橢圓型后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪759萬。

采用CFX（Computational Fuid X）對不同幾何形狀后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪進(jìn)行數(shù)值模擬，基于有限體積法與自帶壁面函數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型對三維雷諾平均Navier-Stokes方程進(jìn)行近似求解，其中熱傳導(dǎo)模型采用Total Energy，轉(zhuǎn)速設(shè)置為設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速，計(jì)算殘差到10以下確認(rèn)為收斂。對軸向進(jìn)氣及后進(jìn)氣的雙面復(fù)合葉輪采用進(jìn)口總溫總壓出口靜壓邊界條件，對于后進(jìn)氣管氣熱耦合情況，外通道設(shè)置進(jìn)口總溫、流量出口靜壓，通過調(diào)整空心渦輪葉片出口靜壓值得到總流量，從而糾正外通道進(jìn)口條件，計(jì)算出不同工況點(diǎn)數(shù)據(jù)。含后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪計(jì)算模型如圖3所示。

圖3 含后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪計(jì)算模型Fig.3 Calculation model of double-sided composite impeller with rear intake pipe

1.3 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

為檢驗(yàn)網(wǎng)格是否會(huì)影響數(shù)值模擬的計(jì)算結(jié)果，采用5種不同的網(wǎng)格尺度對雙面復(fù)合葉輪計(jì)算模型進(jìn)行模擬，如圖4所示，可以看出：當(dāng)網(wǎng)格保持在266萬以上時(shí)，設(shè)計(jì)工況下的總壓比和等熵效率數(shù)值趨于平穩(wěn)，總壓比和等熵效率數(shù)值隨著網(wǎng)格數(shù)量的增大，誤差在5%以內(nèi)。因此綜合計(jì)算精度和計(jì)算量的需要，可采用266萬網(wǎng)格數(shù)的雙面復(fù)合葉輪計(jì)算模型進(jìn)行模擬。

圖4 雙面復(fù)合葉輪網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證Fig.4 Grid independence verification of double-sided composite impeller

2 后進(jìn)氣管對雙面復(fù)合葉輪的影響

鑒于雙面復(fù)合葉輪（雙面常規(guī)葉輪共享空心渦輪葉片）不同于常規(guī)葉輪獨(dú)自享有擴(kuò)壓器，取常規(guī)葉輪出口為出口計(jì)算截面進(jìn)行分析。

不同后進(jìn)氣管道的雙面復(fù)合葉輪性能比較如圖5所示，可以看出：不同幾何形狀的后進(jìn)氣管讓雙面復(fù)合葉輪的流量范圍達(dá)到了理想要求，而對稱翼型和橢圓型后進(jìn)氣管對葉輪的性能影響差異很小，兩者相比直管型后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪，性能在靠近失速點(diǎn)的小流量范圍內(nèi)差異性最大。

圖5 不同后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪性能比較Fig.5 Performance comparison of double-sided composite impellers with different rear intake pipes

不同進(jìn)氣畸變的副葉輪對比如圖6所示，可以看出：進(jìn)口總壓隨流量增大而減少，影響葉輪性能，同時(shí)圖6驗(yàn)證了進(jìn)口總溫的畸變對葉輪性能的影響程度更大。

圖6 不同進(jìn)氣畸變的副葉輪對比Fig.6 Comparison of auxiliary impellers with different inlet distortion

雙面復(fù)合葉輪質(zhì)量流量比與折合質(zhì)量流量的特性曲線如圖7所示，質(zhì)量流量比定義為主葉輪氣體流量與副葉輪氣體質(zhì)量流量的比值。

圖7 流量比分布特性曲線Fig.7 Flow ratio distribution characteristic curve

從圖7可以看出：隨折合流量減少，后進(jìn)氣直管的雙面復(fù)合葉輪流量比逐步增大，說明對于幾何形狀一致的主/副葉輪，由于出口空心渦輪形狀的影響，對副葉輪而言，對應(yīng)的空心渦輪葉片出口面積小，有憋背壓的作用，副葉輪趨于小流量；對稱翼型和橢圓型后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪流量比隨折合流量的減少而顯著增大，即副葉輪更趨于小流量，這不僅是下游空心渦輪葉片的影響，也可能是副葉輪由于徑向進(jìn)氣方式所帶來的進(jìn)氣畸變造成的，進(jìn)氣畸變使得副葉輪流場復(fù)雜。另一方面，流量的減少對應(yīng)著進(jìn)口絕對速度減少，由速度三角形可知，副葉輪進(jìn)口正攻角增大，副葉輪要比主葉輪提前發(fā)生喘振，使得主副葉輪工作模式發(fā)生轉(zhuǎn)變，這在文獻(xiàn)［21］中也有所提及。因此，選取近失速與近堵塞工況點(diǎn)對不同幾何形狀后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪進(jìn)行分析。

3 后進(jìn)氣管與副葉輪流場結(jié)構(gòu)研究

3.1 后進(jìn)氣管流場

鑒于后進(jìn)氣管是一個(gè)軸對稱模型，為方便研究，取對稱翼型與橢圓型管道對稱中心面為剖面進(jìn)行分析，從左到右依次是直管型、對稱翼型、橢圓型，近堵塞點(diǎn)后進(jìn)氣管各參數(shù)云圖如圖8所示。

圖8 近堵塞點(diǎn)后進(jìn)氣管剖面各參數(shù)云圖Fig.8 Cloud diagram of parameters of inlet pipe profile near the plug point

從圖8（a）可以看出：由于副葉輪的抽吸作用，使得離副葉輪軸向位置越近的抽吸效果越明顯，且因?yàn)楦比~輪葉尖速度的擾動(dòng)影響，也讓后進(jìn)氣管對應(yīng)出口處速度增大。反之，在后進(jìn)氣管外側(cè)區(qū)域出現(xiàn)低速區(qū)，橢圓型后進(jìn)氣管相對對稱翼型后進(jìn)氣管流場較佳。這在圖8（b）中也有所體現(xiàn)，此外相對對稱翼型后進(jìn)氣管，橢圓型進(jìn)氣管受進(jìn)口輪轂的滯止氣流影響較弱，管內(nèi)流場均勻，這在圖8（c）、圖8（d）中也得以驗(yàn)證。

對稱翼型后進(jìn)氣管和橢圓型后進(jìn)氣管外通道（尾噴管通道）的馬赫數(shù)云圖如圖8（e）所示，可以看出：對稱翼型后進(jìn)氣管外通道喉道已出現(xiàn)超聲現(xiàn)象，易出現(xiàn)激波干擾附面層損失。而橢圓型后進(jìn)氣管外通道喉道未出現(xiàn)超聲現(xiàn)象，且流場分布均勻。就近失速點(diǎn)而言，與上同理，不再贅述。

這兩種后進(jìn)氣管方案對雙面復(fù)合葉輪性能影響并無明顯差異（從圖5可知），加之考慮到尾噴管流動(dòng)損失直接關(guān)系到發(fā)動(dòng)機(jī)推力的好壞。因此考慮采用橢圓型后進(jìn)氣管方案作為后進(jìn)氣系統(tǒng)。

為進(jìn)一步分析進(jìn)氣方式所帶來的副葉輪流場流動(dòng)的變化，下文均以橢圓型后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪為對象展開分析。

3.2 副葉輪進(jìn)口流場

3.2.1 直管進(jìn)氣時(shí)副葉輪進(jìn)口流場

直管進(jìn)氣時(shí)副葉輪進(jìn)口5個(gè)葉高位置總溫和總壓分布如圖9所示。

圖9 近堵塞點(diǎn)副葉輪進(jìn)口不同葉高流場參數(shù)分布（直管型后進(jìn)氣管）Fig.9 Distribution of flow field parameters at different blade heights at the inlet of auxiliary impeller near the plug point（straight rear inlet）

從圖9可以看出：隨葉高的上升，總溫沿周向分布差異性增大，且呈周期性正弦曲線變化更明顯。這種波動(dòng)振幅正好對應(yīng)著副葉輪各主流道位置（R1～R14），說明這是受葉輪葉片葉尖的擾動(dòng)所造成的結(jié)果，總溫正負(fù)峰值也在285～300 K之間波動(dòng)。分析總壓分布時(shí)可見，葉輪進(jìn)口處的總壓沿周向也呈現(xiàn)周期性正弦曲線變化，但由于受葉輪輪轂滯止氣流及葉輪抽吸作用，葉根處的周向總壓比葉中段高，總壓得到了恢復(fù)。同時(shí)受空心渦輪葉片的壓力梯度傳播至上游的影響，使得葉尖處周向總壓波動(dòng)更加明顯。

綜上，受到葉輪葉片分布位置及空心渦輪葉片壓力梯度的影響，總溫和總壓在周向分布上呈現(xiàn)周期性正弦曲線現(xiàn)象，且隨葉高上升，波動(dòng)情況更加明顯。

3.2.2 橢圓型后進(jìn)氣管進(jìn)氣時(shí)副葉輪進(jìn)口流場

為方便研究副葉輪進(jìn)口流場情況，進(jìn)口葉輪近堵塞點(diǎn)和近失速點(diǎn)五種葉高位置的各參數(shù)分布分別如圖10～圖11所示，其中比較同流量下不同進(jìn)氣管給副葉輪進(jìn)口流場帶來的影響。

圖10 近堵塞點(diǎn)副葉輪進(jìn)口不同葉高流場參數(shù)分布（橢圓型后進(jìn)氣管）Fig.10 Distribution of flow field parameters at different blade heights at the inlet of auxiliary impeller near the plug point（elliptical rear inlet）

圖11 近失速點(diǎn)副葉輪進(jìn)口流場參數(shù)分布Fig.11 Parameter distribution of flow field at inlet of auxiliary impeller near stall point

從圖10可以看出：相對于直管進(jìn)氣的副葉輪，橢圓型后進(jìn)氣管的副葉輪進(jìn)口周向與徑向總溫畸變變化明顯，受后進(jìn)氣管對流換熱影響，進(jìn)口除葉中處外其他處的總溫均得到上升且徑向總溫畸變增加，說明在后進(jìn)氣管換熱時(shí)，越靠近后進(jìn)氣管壁面位置的后進(jìn)氣氣流換熱越明顯，反之進(jìn)氣管的中部氣流無明顯溫升；而由于后進(jìn)氣管進(jìn)氣周向位置與副葉輪葉片周向位置的疊加效果，使得總溫的正峰值高近325 K。從圖10（b）可以看出：受后進(jìn)氣管彎道的影響，進(jìn)口葉根處的總壓恢復(fù)減少并開始惡化，同時(shí)后進(jìn)氣管的徑向進(jìn)氣結(jié)構(gòu)及彎道的沿程損失讓靠近葉尖處的總壓周向分布波動(dòng)更大，整個(gè)進(jìn)口流場參數(shù)分布不均勻化加劇。

進(jìn)口的總溫、總壓組合畸變與空心渦輪葉片壓力梯度向上游傳播相耦合，共同改變了副葉輪進(jìn)口流場的結(jié)構(gòu)。

從圖11可以看出：在近失速點(diǎn)的小流量工況下，徑向總溫畸變變化較小，而在0.7葉高處的周向總溫畸變卻整體升高，說明在小流量工況下，更多的氣流參與了與后進(jìn)氣管的壁面換熱，且管中部的氣流占比小，冷卻效果下降。從總壓分布可知，小流量工況下的各葉高處周向總壓分布波動(dòng)下降，徑向總壓畸變得到緩解。

3.2.3 副葉輪進(jìn)口流場對其性能的影響

直管與橢圓型后進(jìn)氣管近堵塞點(diǎn)副葉輪進(jìn)口不同葉軸向速度分布如圖12所示。

圖12 直管與橢圓型后進(jìn)氣管近堵塞點(diǎn)副葉輪進(jìn)口不同葉軸向速度分布Fig.12 Axial velocity distribution of different blades at the inlet of auxiliary impeller near the plug point of straight pipe and elliptical rear inlet pipe

從圖12可以看出：直管進(jìn)氣的副葉輪軸向速度在周向分布上周期正弦曲線規(guī)律明顯，同時(shí)葉尖區(qū)域波動(dòng)最大；相比于直管進(jìn)氣，橢圓型后進(jìn)氣管的副葉輪在葉尖區(qū)域的周向分布波動(dòng)平緩，而近葉根部位的軸向速度整體下滑，對應(yīng)著上述副葉輪進(jìn)口總溫總壓組合畸變?nèi)~根處?；谒俣热切卧?，在轉(zhuǎn)速與葉輪進(jìn)口流量不變的條件下，有且僅當(dāng)軸向速度變化時(shí)，才能夠改變進(jìn)口相對氣流角。因此，受橢圓型后進(jìn)氣管結(jié)構(gòu)及氣熱耦合的影響，副葉輪葉根處進(jìn)口軸向速度下降，因此進(jìn)口處的相對氣流角增大，攻角減少，副葉輪性能惡化。

與近堵塞點(diǎn)工況不同，直管與橢圓型后進(jìn)氣管近失速點(diǎn)副葉輪進(jìn)口不同葉軸向速度分布如圖13所示，可以看出：近失速點(diǎn)工況下，直管進(jìn)氣的副葉輪軸向速度依次沿葉高上升逐步下降，說明由于直管壁面的沿程損失產(chǎn)生的邊界層分離渦，使得副葉輪葉尖處相對氣流角增大，影響葉輪效率。與直管的副葉輪軸向速度比較發(fā)現(xiàn)，橢圓型后進(jìn)氣管進(jìn)氣會(huì)造成副葉輪進(jìn)口葉根處軸向速度下降并影響至葉中處，同時(shí)也說明，在近失速點(diǎn)附近，后進(jìn)氣管結(jié)構(gòu)引起的總溫總壓組合畸變造成副葉輪進(jìn)口葉根處相對氣流角增大才是導(dǎo)致副葉輪性能下降的原因。

圖13 直管與橢圓型后進(jìn)氣管近失速點(diǎn)副葉輪進(jìn)口不同葉軸向速度分布Fig.13 Axial velocity distribution of different blades at the inlet of auxiliary impeller near stall point of straight pipe and elliptical rear inlet pipe

綜上所述，副葉輪進(jìn)口流場受橢圓型后進(jìn)氣管結(jié)構(gòu)帶來的總溫總壓組合畸變的影響，導(dǎo)致葉根處的軸向速度減少，這也是副葉輪性能下降的主要原因。

3.3 副葉輪流場流動(dòng)研究

為了更直觀地了解葉輪流動(dòng)的機(jī)理，基于邊界渦量動(dòng)力學(xué)，選取經(jīng)典軸向邊界渦量流物理量進(jìn) 行 分 析。近 堵 塞 點(diǎn) 副 葉 輪BVFz（Axial Boundary Vorticity Flux）分布如圖14所示，可以看出：直管進(jìn)氣的副葉輪前緣及尾緣葉尖區(qū)域出現(xiàn)BVFz峰值，說明該區(qū)域壓力梯度過大，產(chǎn)生了較多的壁面分離渦，這也是誘導(dǎo)葉尖泄露渦及二次流的主要原因；與直管進(jìn)氣比較，橢圓型后進(jìn)氣管的副葉輪表面的BVFz峰值已出現(xiàn)在前緣葉根部，說明該處也存在分離流動(dòng)的情況，副葉輪流場不均勻性加劇，也驗(yàn)證了上述葉輪根部出現(xiàn)相對氣流角增大的現(xiàn)象。同時(shí)由于副葉輪的壓力面負(fù)峰值區(qū)域減少，葉輪的壓縮能力下降。

圖14 近堵塞點(diǎn)雙面常規(guī)葉輪BVFz分布Fig.14 BVFz distribution of double-sided conventional impeller near the plug point

綜上可知，將邊界渦量動(dòng)力學(xué)與CFD結(jié)合可以更加直接準(zhǔn)確地找到副葉輪流動(dòng)損失的位置，直管型后進(jìn)氣管的副葉輪損失主要位于葉輪前緣與后緣葉尖處，而橢圓型后進(jìn)氣管的副葉輪前緣根部還存在分離流動(dòng)的情況；副葉輪表面的壓力梯度主要是由副葉輪進(jìn)口流場條件所決定的，因此控制BVFz正峰值區(qū)域和改善葉輪進(jìn)口流場條件，是優(yōu)化后進(jìn)氣管的主要研究方向。

4 結(jié)論

（1）相比直管進(jìn)氣，不同幾何形狀后進(jìn)氣管使雙面復(fù)合葉輪的工作穩(wěn)定范圍達(dá)到理想值，但由于受到后進(jìn)氣管換熱和結(jié)構(gòu)的影響，在小流量范圍內(nèi)性能差異最大，而橢圓型后進(jìn)氣管與對稱翼型后進(jìn)氣管的雙面復(fù)合葉輪之間性能無明顯差異。相對流量變化的同時(shí)也改變了雙面復(fù)合葉輪的工作模式，通常副葉輪較主葉輪提前出現(xiàn)喘振。

（2）受葉輪輪轂滯止及抽吸作用影響，對應(yīng)的后進(jìn)氣管流場出口處靜壓得到提高，且離副葉輪進(jìn)口越近抽吸效果越明顯；橢圓型后進(jìn)氣管因外通道流場均勻，可為進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供參考。

（3）直管進(jìn)氣的葉輪進(jìn)口流場分布較為均勻且葉尖區(qū)域呈正弦曲線規(guī)律性強(qiáng)，而橢圓型后進(jìn)氣管結(jié)構(gòu)造成的總溫總壓組合畸變與空心渦輪葉片耦合共同決定了葉輪進(jìn)口流場的結(jié)構(gòu)，同時(shí)也使葉輪進(jìn)口葉根處的相對氣流角增大，是葉輪性能損失的主要原因之一。

（4）將邊界渦量動(dòng)力學(xué)與CFD融合，可更方便直觀地找到葉輪流動(dòng)損失的根源，橢圓型后進(jìn)氣管的副葉輪前緣的葉尖、葉根部均有分離流動(dòng)的情況，這也是雙面復(fù)合葉輪流動(dòng)損失的主要原因，有待后期對后進(jìn)氣管進(jìn)一步優(yōu)化。