徐鑫，劉常青，孫勇，張亞?wèn)|

（1.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015；2.中航工業(yè)發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，北京100028）

某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)流場(chǎng)的數(shù)值分析

徐鑫1，劉常青1，孫勇2，張亞?wèn)|1

（1.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015；2.中航工業(yè)發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，北京100028）

為了揭示燃機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)的流動(dòng)特性，并為進(jìn)氣系統(tǒng)的性能預(yù)測(cè)、優(yōu)化設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)，以某型燃?xì)廨啓C(jī)的進(jìn)氣系統(tǒng)為研究對(duì)象，基于混合網(wǎng)格的SIM PLE算法和標(biāo)準(zhǔn)的k-ε湍流模型，運(yùn)用FLU EN T軟件對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，并從壓力分布、氣流角分布2個(gè)方面進(jìn)行分析。結(jié)果表明：對(duì)氣動(dòng)性能產(chǎn)生重要影響的損失區(qū)域主要集中在進(jìn)氣外環(huán)上方和支板附近，蝸殼內(nèi)錐的繞流分離也是損失源之一。應(yīng)進(jìn)行盡可能消除進(jìn)氣外環(huán)上方的氣流分離，同時(shí)將繞流分離控制在一定范圍內(nèi)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和改進(jìn)。

進(jìn)氣系統(tǒng)；流場(chǎng)；性能預(yù)測(cè)；優(yōu)化設(shè)計(jì)；κ-ε湍流模型；燃?xì)廨啓C(jī)

0 引言

空氣在流過(guò)燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)時(shí)，不可避免地要經(jīng)過(guò)轉(zhuǎn)彎、收縮、擴(kuò)壓、繞流等流動(dòng)。這些流動(dòng)特點(diǎn)將增加進(jìn)氣系統(tǒng)的流動(dòng)阻力損失，增加壓氣機(jī)進(jìn)口截面的流動(dòng)不均勻性[1-3]。流動(dòng)阻力損失的增加降低了機(jī)組的工作效率，而氣流速度場(chǎng)和壓力場(chǎng)分布的不均勻性會(huì)造成壓氣機(jī)偏離設(shè)計(jì)工況點(diǎn)，降低喘振裕度，嚴(yán)重影響壓氣機(jī)工作穩(wěn)定性[4]。因此,開(kāi)展燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的流場(chǎng)研究工作，合理組織壓氣機(jī)進(jìn)口氣流，對(duì)于提高燃?xì)廨啓C(jī)效率和工作穩(wěn)定性具有重要意義。

本文對(duì)某型燃機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的流場(chǎng)進(jìn)行了3維數(shù)值模擬，通過(guò)對(duì)不同工況下進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)流體的動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行比較分析，提出進(jìn)一步改善燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣特性的措施和建議。

1 模型建立及網(wǎng)格劃分

1.1 流場(chǎng)區(qū)域的建立

某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)分為進(jìn)氣蝸殼、進(jìn)氣內(nèi)外環(huán)、進(jìn)氣機(jī)匣3大部件，如圖1所示。

圖1 某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)

以某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)為研究對(duì)象，根據(jù)其結(jié)構(gòu)參數(shù)及支板葉型坐標(biāo)，利用UG軟件，采用由下到上（即由點(diǎn)到線(xiàn)、線(xiàn)到面、面到體）的方式對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)進(jìn)行整體造型，其中進(jìn)氣內(nèi)外環(huán)和進(jìn)氣機(jī)匣含空間曲面，燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣內(nèi)外環(huán)及進(jìn)氣機(jī)匣的結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣內(nèi)外環(huán)及進(jìn)氣機(jī)匣

流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域采用全流道計(jì)算域方法，即整體外殼實(shí)體減去燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)支板等流體無(wú)法穿過(guò)的部件所得的實(shí)體部分，流道3維模型如圖3所示。

圖3 流道3維模型

1.2 網(wǎng)格生成

蝸殼是進(jìn)氣系統(tǒng)重要而特殊的部分，蝸殼進(jìn)口來(lái)流的非均勻性加劇了內(nèi)部漩渦結(jié)構(gòu)的演化，為了便于給準(zhǔn)邊界條件，將蝸殼進(jìn)口部分延長(zhǎng)，使其進(jìn)口為均勻流動(dòng)[5-6]。具體計(jì)算時(shí)將整個(gè)流域分為4部分，即進(jìn)口延長(zhǎng)段、蝸殼段、進(jìn)氣內(nèi)外環(huán)段、進(jìn)氣機(jī)匣段。其中，對(duì)進(jìn)口延長(zhǎng)段采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行劃分，其余部分結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜采用混合網(wǎng)格進(jìn)行劃分，并在支板附近進(jìn)行網(wǎng)格加密，以確保網(wǎng)格精度，網(wǎng)格總質(zhì)量良好，其子午面網(wǎng)格如圖4所示[7-9]。

圖4 燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)子午面（faceY=0）網(wǎng)格

2 控制方程和邊界條件

2.1 控制方程

進(jìn)氣系統(tǒng)可視為絕熱系統(tǒng)，對(duì)其穩(wěn)態(tài)工作過(guò)程的描述可采用3維定?？蓧嚎s黏性流動(dòng)數(shù)學(xué)模型建立其基本控制方程，流體流動(dòng)狀態(tài)為湍流，采用標(biāo)準(zhǔn)κ-ε湍流模型來(lái)封閉方程[10-11]。

連續(xù)方程為

動(dòng)量方程為

能量方程為

式中:ui、uj為流體速度分量；xi、xj為各坐標(biāo)分量；ρ為氣體密度；p為氣體壓力；τij為應(yīng)力張量；E為單位質(zhì)量氣體總能量；λ為有效導(dǎo)熱系數(shù)；h為氣體靜焓[12]。

湍動(dòng)能k和湍動(dòng)能耗散率ε的微分方程為

式中：Gk為湍動(dòng)能產(chǎn)生項(xiàng)；標(biāo)準(zhǔn)k-ε雙方程模型中Cμ=0.09，Gε1=1.44，Gε2=1.92；湍動(dòng)能k和耗散率ε的湍流普朗特?cái)?shù)為σk=1.0，σε=1.3[13-14]。

2.2 邊界條件

2.2.1 進(jìn)口邊界

計(jì)算域進(jìn)口邊界條件為給定的均勻總壓、總溫和與進(jìn)口邊界相垂直的來(lái)流條件，總壓為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，總溫=288 K，隱含了?p/?n=0，間接確定進(jìn)口截面速度。湍流模型邊界條件為

式中：uin為進(jìn)口截面平均流速，m/s；cμ=0.09；L為水力直徑，mm；本文的數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果進(jìn)口湍流度均取5%[15]。

2.2.2 壁面邊界

壁面邊界條件對(duì)于能量守恒方程可以認(rèn)為是絕熱的，即?T/?n=0；對(duì)于動(dòng)量守恒方程由于流體是黏性的，應(yīng)滿(mǎn)足壁面無(wú)滑移邊界條件。

2.2.3 出口邊界

計(jì)算域出口設(shè)置成速度入口邊界條件(Velocity-Inlet)，給定負(fù)的速度值，模擬“抽氣”過(guò)程。假設(shè)出口的速度分量分布均勻，流動(dòng)方向?yàn)榇怪背隹谄矫娣较?，燃?xì)廨啓C(jī)在各工況下進(jìn)氣系統(tǒng)出口速度的值見(jiàn)表1。

表1 燃?xì)廨啓C(jī)各工況下進(jìn)氣系統(tǒng)出口速度

3 結(jié)果分析

在4種工況下（流量分別為26.37、23.675、 20.581、17.144 kg/s）對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行了流體動(dòng)力學(xué)分析，得到某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)流體的流動(dòng)特性，包括壓力分布、氣流角分布等。

3.1 壓力分析

經(jīng)過(guò)數(shù)值模擬，得到在各工況下燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)進(jìn)、出口截面的壓差，如圖5所示。從圖中可見(jiàn)，進(jìn)、出口截面的壓差隨流量的增加呈折線(xiàn)增大，趨勢(shì)與以往燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的試驗(yàn)結(jié)果相一致，從壓差計(jì)算結(jié)果來(lái)看，采用的邊界條件基本可以準(zhǔn)確地模擬壓力損失。

圖5 進(jìn)、出口截面壓差-流量折線(xiàn)

圖6 1.00工況出口截面總壓等值線(xiàn)分布

圖7 0.75工況出口截面總壓等值線(xiàn)分布

圖8 0.50工況出口截面總壓等值線(xiàn)分布

圖9 0.28工況出口截面總壓等值線(xiàn)分布

在工況分別為1.00、0.75、0.50、0.28時(shí)出口截面總壓等值線(xiàn)分布分別如圖6～9所示。從圖中可見(jiàn)，某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的出口總壓受支板影響，其等值線(xiàn)大致呈6個(gè)扇段分布，沿支板投影上、下形成明顯的負(fù)壓中心，說(shuō)明流體在支板前端受到撞擊后形成漩渦，波浪式沿支板表面向下游移動(dòng)，受到支板葉型曲率的進(jìn)一步影響，漩渦進(jìn)一步伸長(zhǎng)，形成一系列尾跡流，上述情況又以頂部支板（Z向）最為突出。

在工況分別為1.00、0.75、0.50、0.28時(shí)子午面氣總壓等值線(xiàn)分布如圖10～13所示。從圖中可見(jiàn)，在某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)，流體流經(jīng)蝸殼段時(shí)總壓變化很?。恢?，流體發(fā)生偏轉(zhuǎn)，進(jìn)入進(jìn)氣內(nèi)外環(huán)，其Z向正上方出現(xiàn)明顯的壓力分布梯度，在A區(qū)（圖1）形成一總壓高損失區(qū)；隨后，流體進(jìn)入進(jìn)氣機(jī)匣，繞過(guò)支板，總壓損失進(jìn)一步增大。

圖10 1.00工況子午面總壓分布

圖11 0.75工況子午面總壓分布

圖12 0.50工況子午面總壓分布

圖13 0.28工況子午面總壓分布

據(jù)此，可以推斷整個(gè)進(jìn)氣系統(tǒng)的壓力高損失區(qū)主要集中在A區(qū)和6塊支板附近。在一定范圍內(nèi)，A區(qū)的流動(dòng)損失所占比重較大，是需要優(yōu)先改進(jìn)的區(qū)域，盡量使氣流的轉(zhuǎn)折分散在較大的空間內(nèi)，避免出現(xiàn)局部分離。

3.2 氣流角α分析

在工況分別為1.00、0.75、0.50、0.28時(shí)子午面氣流角等值線(xiàn)分布如圖14～17所示。從圖中可見(jiàn)，蝸殼內(nèi)錐上方的氣流偏轉(zhuǎn)幅度很小，進(jìn)入進(jìn)氣機(jī)匣上半部的流體更多來(lái)自進(jìn)氣外環(huán)上方，這使得A區(qū)氣流轉(zhuǎn)折加劇，氣流發(fā)生分離，局部出現(xiàn)漩渦，引起較大的壓力損失。A區(qū)的分離渦貼近壁面，損失集中在近壁面區(qū)域內(nèi)，其方向與軸向垂直，對(duì)流道有堵塞作用，A區(qū)分離渦的產(chǎn)生、脫落將產(chǎn)生較大的壓力脈動(dòng)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作裕度產(chǎn)生不利影響。

圖14 1.00工況子午面氣流角等值線(xiàn)分布

圖15 0.75工況子午面氣流角等值線(xiàn)分布

圖16 0.50工況子午面氣流角等值線(xiàn)分布

圖17 0.28工況子午面氣流角等值線(xiàn)分布

蝸殼內(nèi)錐的存在強(qiáng)化了軸向的壓力梯度（軸向流動(dòng)得到加強(qiáng)，Z向的流動(dòng)被削弱），使得內(nèi)錐附近的氣流較早地轉(zhuǎn)向，軸向位置越靠近壓氣機(jī)，錐角的作用越明顯。不過(guò)，內(nèi)錐繞流形成的分離渦不可避免，也是損失源之一，但由于內(nèi)錐的直徑較大，對(duì)氣流的阻礙作用也較大，氣流不易繞過(guò)內(nèi)錐流到其下方，在一定程度上抑制了繞流分離強(qiáng)度，且分離渦為軸向，產(chǎn)生的壓力脈動(dòng)較小，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)裕度的影響較小。

為了定量描述氣流偏轉(zhuǎn)、繞流帶來(lái)的不均勻程度，定義出口截面處的總壓不均勻度

式中:Ptmax為最大總壓；Ptmin為最小總壓；Ptav為平均總壓。

根據(jù)燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)出口截面處的總壓模擬值（Ptmax、Ptmin、Ptav）計(jì)算不均勻度，結(jié)果見(jiàn)表2。由表中數(shù)據(jù)可知，在不同工況下出口的壓力場(chǎng)都較均勻，很明顯由進(jìn)氣道幾何形狀、蝸殼內(nèi)錐繞流、支板繞流產(chǎn)生的氣流偏轉(zhuǎn)、分離和漩渦隨流動(dòng)過(guò)程逐漸減弱，對(duì)出口壓力均勻性影響不大。

表2燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)出口的總壓不均勻度

4 結(jié)論

[1]《航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè):第7分冊(cè)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2000：67-70. Chief Editing Organization of Aeroengine Design Handbook. Aeroengine design handbook：7th volum[M].Beijing:Aviation Industry Press,2000：67-70.(in Chinese)

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（1）某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)流場(chǎng)比較復(fù)雜，對(duì)其流道進(jìn)行3維CFD數(shù)值模擬，可以預(yù)測(cè)總壓損失等外部特性，便于進(jìn)行壓力分布、氣流角分布等流態(tài)分析，有助于認(rèn)識(shí)流體在進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)的流動(dòng)狀態(tài)。

（2）對(duì)氣動(dòng)性能產(chǎn)生重要影響的損失區(qū)域主要集中在A區(qū)和6塊支板附近。

（3）由進(jìn)氣道幾何形狀、蝸殼內(nèi)錐繞流、支板繞流產(chǎn)生的氣流偏轉(zhuǎn)、分離和漩渦可隨流動(dòng)過(guò)程逐漸減弱，對(duì)出口壓力均勻性影響不大。

（4）盡可能消除A區(qū)分離，使氣流的轉(zhuǎn)折分散在較大的空間內(nèi)，同時(shí)將內(nèi)錐和支板的繞流分離控制在一定范圍內(nèi)，是燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)或改進(jìn)的方向。

Numerical Simulation on Interior Flow Field for a Gas Turbine Inlet System

XU Xin1，LIU Chang-qing1，SUN Yong2，ZHANG Ya-dong1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China；2.AVIC Engine Co,.Ltd，Beijing 100028,China）

In order to reveal the main characteristics of the inlet system,and provide the theoretical basis for the performance prediction and the optimization design of the inlet system,taking the inlet system of a gas turbine as a research subject,the interior flow field of the inlet system for gas turbine was simulated by FLUENT based on SIMPLE algorithm and standard k-ε turbulence model of mixed grid.The distribution of pressure and angle of flow were analyzed.The results show that the loss area of an important effect on the aerodynamic performance mainly concentrates on the top of airscoop and around the baffles,and the flow separation around inner cone is also one of the sources of losses.Therefore,the way of improving inlet system is eliminating the flow separation on top of airscoop and keeping the flow separation under control.

inlet system;flow field;performance prediction;optimization design;k-ε turbulence model;gas turbine

V 211.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.02.010

2013-03-10基金項(xiàng)目：燃?xì)廨啓C(jī)工程研究項(xiàng)目資助

徐鑫（1985），男，碩士，工程師，從事燃?xì)廨啓C(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)工作；E-mail:xuxin_hrbeu@aliyun.com。

徐鑫，劉常青，孫勇,等.某型燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)流場(chǎng)的數(shù)值分析[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014,40（2）:51-55,75.XU Xin，LIU Changqing，SUNYong，et al.Numerical simulation on interior flow field for a gas turbine inlet system[J].Aeroengine，2014,40（2）:51-55,75.