摘要： 基于Mixture模型對液環(huán)式航空燃油泵進行自吸階段的非穩(wěn)態(tài)數(shù)值計算，研究自吸過程中燃油泵內氣液兩相分布的變化過程，對不同時刻下燃油泵內部含氣率、氣液兩相分布、壓力及速度流線、熵產(chǎn)率和湍動能變化規(guī)律進行分析.結果表明：燃油泵的吸氣和排氣主要集中在自吸過程的前期和中期；隨著自吸時間的增加，各監(jiān)測面的含氣率逐漸降低，當自吸時間為3.00 s時，蝸殼出口含氣率接近于0，自吸過程結束；泵內壓力隨相對距離的增加而增大，泵內同一相對距離平面壓力隨自吸時間的增加而增大；在氣液混合時，高速區(qū)域主要集中在葉輪中間流道和蝸殼壁面處，低速區(qū)域則集中分布在隔舌附近和導葉出口；隨著自吸過程的進行，泵內湍動能和熵產(chǎn)率也隨之增大，泵內能量損失增大，主要集中在葉輪葉片、導葉葉片和蝸殼出口處.

關鍵詞： 液環(huán)式航空燃油離心泵；自吸性能；含氣率；熵產(chǎn)率

中圖分類號： V228.1；TH311 文獻標志碼： A 文章編號： 1674-8530（2024）04-0342-08

DOI：10.3969/j.issn.1674-8530.23.0213

張嶺，楊興，李一鳴，等.液環(huán)式航空燃油離心泵自吸性能［J］.排灌機械工程學報，2024，42（4）：342-349.

ZHANG Ling， YANG Xing， LI Yiming， et al. Self-priming performance of liquid-ring aviation fuel centrifugal pump［J］.Journal of drainage and irrigation machinery engineering（JDIME），2024，42（4）：342-349.（in Chinese）

Self-priming performance of liquid-ring aviation fuel centrifugal pump

ZHANG Ling1， YANG Xing1， LI Yiming1， WANG Kai2*， GONG Yongxiang2， LIU Houlin2

（1. AVIC Xinxiang Aviation Industry （Group） Co.，Ltd.， Xinxiang， Henan 453049， China; 2. National Research Center of Pumps， Jiangsu University， Zhenjiang， Jiangsu 212013， China）

Abstract： The unsteady gas-liquid two-phase flow in the self-priming process of a liquid-ring aviation fuel pump was simulated using the Mixture model， and change of gas-liquid two-phase distribution in the fuel pump during the self-priming process was analyzed. The changes in gas content， gas-liquid two-phase distribution， pressure and velocity streamlines， entropy production rate， and turbulent kinetic energy in the fuel pump at different times during self-priming were studied. The results show that the suction and exhaust of the fuel pump primarily occur during the early and middle stages of the self-priming process. As the self-priming time increases， the gas content of each monitoring surface gradually decreases. When the self-priming time is 3.00 s， the gas content at the outlet of the volute approaches 0， and the self-priming process ends. The pressure inside the pump increases as the relative distance increases， and the pressure in the same relative distance plane in the pump increases with the increase of self-priming time. The high-velocity area is mainly concentrated near the partition middle flow path of the impeller and the volute wall， while the low-velocity area is concentrated in tongue of the volute and outlet of the guide vane during gas-liquid mixing. With the development of the self-priming process， the turbulent kinetic energy and entropy yield inside the pump also increase， and the energy loss inside the pump as well increases by mainly occurring in the impeller blades， guide vane blades， and outlet of the volute.

Key words： liquid-ring aviation fuel centrifugal pump;self-priming performance;gas content;entropy production rate

液環(huán)式航空燃油離心泵是一種由主離心泵和液環(huán)泵組合而成的特種泵，其結構簡單、體積小、重量輕、便于安裝和維護，適用于各種燃料，如航空煤油、航空汽油等，可以適應不同的工作環(huán)境和要求.當油箱液位不足時，入口管路存在氣體，燃油離心泵自吸能力不足以將燃油從油箱送至發(fā)動機內部，飛機無法獲得充足的動力，容易造成嚴重的飛行事故.液環(huán)式燃油離心泵能夠將泵入口管路的氣體排出，降低泵入口壓力，提高離心泵的自吸能力.為此，研究液環(huán)式航空燃油離心泵的自吸性能，對于提高航空發(fā)動機的安全性和可靠性具有重要的意義［1］.

離心泵的自吸過程是一個非常復雜的氣液兩相流過程，隨著泵體內的氣體完成排盡，燃油離心泵最終完成自吸，進入正常輸送燃油狀態(tài)［2-3］.LANE等［4］詳細介紹了自吸泵特有的結構以及自吸過程，對自吸泵的自吸機理進行了深入研究，帶動了越來越多的學者針對自吸泵性能展開了一系列研究.HUBBARD［5］通過試驗測試發(fā)現(xiàn)，自吸泵不僅可以輸送含氣率較高的流體，還可以防止進口管路中的氣體堵塞.HENKE［6］在自吸泵的進口處增設誘導輪后發(fā)現(xiàn)，其不僅可以減小運行時的噪聲，還能降低自吸泵的能量損耗.WERTH等［7］深入研究了自吸式離心泵虹吸結構對泵內流場以及自吸性能的影響.BARRIO等［8］數(shù)值分析了時間步長對自吸泵性能的影響規(guī)律，并對自吸泵整體特性做出了預測.此外，中國學者針對自吸泵性能的影響因素及優(yōu)化也進行了大量研究.楊迎港等［9］研究了自吸離心泵轉速對自吸性能的關系，發(fā)現(xiàn)在較低轉速下，自吸時間與轉速成反比，而在較高轉速下，部分轉速區(qū)間內自吸時間與轉速成正比.孔冬梅等［10］分析了不同進口含氣率下外混式自吸泵內氣液兩相分布規(guī)律.WU等［11］通過熵產(chǎn)理論準確預測泵內的能量損失，通過葉片葉型優(yōu)化來改善自吸泵水力性能.ZHAO等［12］通過高速攝影試驗結合數(shù)值模擬分析了氣液兩相流動下泵的性能變化規(guī)律，發(fā)現(xiàn)試驗與模擬較為一致，氣液兩相使葉輪內的流態(tài)變得復雜，對泵的性能影響較大.ZHANG等［13］對液環(huán)泵軸向間隙流動進行數(shù)值計算，研究了其對泵性能的影響.沙毅等［14-15］通過試驗對比分析了自吸泵回流孔面積大小、葉輪型式和隔舌間隙對自吸性能的影響.儀修堂等［16］對射流式自吸泵進行試驗研究，分析了吸水管、葉輪進口真空度以及射流嘴幾何參數(shù)對自吸性能的影響.陸天橋等［17］利用高速攝影試驗，發(fā)現(xiàn)可以通過減小隔舌間隙來提高自吸泵的自吸性能.朱芮等［18］通過增設出水擋板來提高射流式自吸泵的自吸性能.程效銳等［19］研究了不同環(huán)形噴射孔比面積對立式自吸泵的影響.

綜上所述，自吸泵的研究多集中在氣液混合式自吸泵以及射流泵與離心泵組合中結構參數(shù)對自吸性能的影響，然而關于液環(huán)式航空燃油離心泵自吸性能的研究較少.為此，文中對液環(huán)式航空燃油離心泵進行氣液兩相數(shù)值計算，分析整個自吸過程中氣液兩相的變化和泵內流動特性，以期為改善液環(huán)式航空燃油離心泵自吸性能提供一定的借鑒.

1 研究模型及數(shù)值計算方法

1.1 研究模型

研究對象為液環(huán)式航空燃油泵，結構上主離心泵的葉輪和液環(huán)泵的液環(huán)輪一前一后同軸放置，液環(huán)泵的液環(huán)輪與其環(huán)形泵腔上下偏心放置.當液環(huán)輪旋轉時，帶動泵腔內的液體隨之高速轉動，形成了1個與泵腔同心的液環(huán).液環(huán)輪左右兩側各有1個月牙形氣室，一側是低壓區(qū)，另一側是高壓區(qū).低壓區(qū)為液環(huán)泵的吸氣區(qū)，與前端的主離心泵相通；高壓區(qū)則是液環(huán)泵的排氣區(qū)，與外界的大氣相通，將氣體排出泵外.當燃油泵開機后，電動機帶著液環(huán)輪和葉輪高速旋轉，液環(huán)泵將主離心泵內及進口管內的氣體排出泵外，在主離心泵葉輪出口處形成低壓區(qū)，實現(xiàn)引流，使流體介質進入主離心泵內，從而完成燃油泵的自吸，最終達到穩(wěn)定工況.圖1為液環(huán)式航空燃油泵計算域三維模型圖，其包括進口延長段、出口延長段1、出口延長段2、誘導輪、主離心泵葉輪、流道、液環(huán)泵液環(huán)輪.

1.2 數(shù)值計算方法

基于標準RNG k-ε湍流模型和Mixture多相流模型對液環(huán)式航空燃油泵自吸階段的氣液兩相流場進行數(shù)值計算.工作介質為航空煤油，其物理參數(shù)：溫度為298 K，摩爾質量為167.31 g/mol，密度為780 kg/m3，動力黏度為0.002 4 kg/（m2·s）.

1） 進出口邊界條件設置

對液環(huán)式航空燃油泵的2個工作階段分別進行模擬，第1階段是燃油泵的自吸階段，由于在燃油泵出口延長段1處安裝了1個單向閥，閥門開啟壓力為1.5 kPa，故先將出口管邊界條件設置為壁面，監(jiān)測壁面壓力，當壓力達到1.5 kPa時，閥門打開，此時更改出口延長段1邊界條件，改為開放邊界（壓力p=1.013×105 Pa）.在此過程中，出口延長段2邊界條件一直設置為開放邊界，設置壓力進口（p=1.013×105 Pa）；第2階段為液環(huán)式航空燃油泵正常工作，出口延長段1邊界條件設置為流量出口邊界條件（流量Q=10.4 kg/s），出口延長段2邊界條件維持不變.

2） 計算時間步長和收斂依據(jù)

液環(huán)式航空燃油泵額定轉速為7 500 r/min，在自吸過程中，為了加快計算速度，節(jié)約計算資源，最終選擇以0.005 s作為時間步長.在完成自吸過程后的瞬態(tài)過程采用時間步長是以葉輪每旋轉4°作為1個時間步長所得到的結果，即計算的時間步長Δt=8.8×10-5 s.在燃油泵出口設置監(jiān)測面監(jiān)測出口含氣率，當主離心泵出口含氣率小于0.4%時認為自吸結束.

3） 初始化設置

由于燃油泵在初次啟動前進口延長段會浸入油箱中一定深度，并且液環(huán)泵中同樣要灌入一定液位的燃油，因此在計算前要對模型進行初始化設置.使用CEL語言對模型進行初始化設置，根據(jù)燃油在進口管和液環(huán)泵的分布狀態(tài)，編寫的CEL語言如下：

VFOil=step（-0.260 00+x/1［m］）

VFOil1=step（0.032 75+x/1［m］）*step（0.015 50+z/1［m］）

VFAir=1-VFOil

VFAir1=1-VFOil1

即在xlt;-0.260 00 m且zgt;-0.300 0 m和x＞-0.032 75 m且zgt;0.015 5 m區(qū)域內，設置為啟動前存留在進口延長段和液環(huán)泵內的液相，其余部分則全是氣相.

圖2為液環(huán)式航空燃油泵初始化狀態(tài)圖，圖中α為含氣率，其中藍色區(qū)域代表液相，紅色區(qū)域代表氣相.

為了簡化計算過程，作出以下假設：

1） 燃油泵的轉速為定值，且忽略燃油泵啟動過程中的轉速變化.

2） 氣相與液相之間不存在熱量交換，系統(tǒng)保持溫度不變.

1.3 網(wǎng)格無關性檢驗

為了選取合適的網(wǎng)格數(shù)量，以額定工況下燃油泵的揚程系數(shù)為例，劃分了5套不同密度的網(wǎng)格來進行網(wǎng)格無關性檢驗.其中揚程系數(shù)的表達式為

ψ=2gHu22，（1）

式中：g為重力加速度，m/s2；H為揚程，m；u2為葉輪出口圓周速度.

文中進行了網(wǎng)格無關性檢驗，結果發(fā)現(xiàn)，當網(wǎng)格數(shù)量大于3 224 570時，揚程系數(shù)的變化誤差在1%以內.為了考慮計算機的計算時間和運行速度，選取網(wǎng)格數(shù)3 224 570的網(wǎng)格對液環(huán)式航空燃油泵進行數(shù)值計算.

2 結果與分析

2.1 試驗驗證

圖3為液環(huán)式航空燃油泵揚程系數(shù)對比，圖中Qd為額定工況.由圖可知，額定工況下，數(shù)值計算的揚程系數(shù)和試驗值相差2.7%.揚程系數(shù)最大誤差出現(xiàn)在0.6Qd工況，誤差為3.9%.由此可以得出所用的內流數(shù)值計算方法是可靠的.

2.2 含氣率分析

圖4為自吸過程中各監(jiān)測面含氣率的變化曲線.從圖4可以看出各監(jiān)測面的含氣率總體變化趨勢.隨著自吸時間t的增加，誘導輪進口、葉輪進口以及蝸殼出口處的含氣率基本不變，在2.50 s后，各監(jiān)測面的含氣率在短時間內迅速降低，這時液體開始流入葉輪中，當t=3.00 s時，蝸殼出口含氣率接近于0，默認自吸結束.但相較于其他監(jiān)測面含氣率曲線的變化，液環(huán)輪含氣率先是以極快的速度上升，在0.50 s內，含氣率由0升為1.0，在自吸過程結束后，含氣率又開始迅速降低，這是因為初始狀態(tài)下液環(huán)泵開始工作，將泵內氣體排出，隨著自吸過程的完成，液環(huán)輪處的壓力低于葉輪處，一部分燃油由于壓差通過流道流向液環(huán)輪處，所以液環(huán)輪排氣口的含氣率又隨之降低.

為了進一步探究燃油泵內含氣率變化規(guī)律，以葉輪進口面的相對距離x/L為0，葉輪后蓋板的相對距離為1.0，選取燃油泵開始運作后t=2.60～3.00 s這段時間內，幾個代表時刻下不同相對距離平面上的含氣率進行研究，并繪制含氣率變化曲線，如圖5所示.由圖可知，在t=2.60 s時，葉輪各相對距離平面的含氣率變化并不明顯；當t=2.63 s時，含氣率先增大后減小，但上升趨勢不明顯；當t=2.66 s，2.68 s和2.70 s時，含氣率變化均呈現(xiàn)相同的變化規(guī)律，葉輪各相對距離平面的含氣率隨著相對距離的增大呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢，各相對距離的含氣率均在相對距離x/L=0.4時達到極值，說明在自吸過程中，氣相主要集中在相對位置0.4～0.5的葉輪空間內.當t=3.00 s時，含氣率幾乎為0，說明此時葉輪內基本上沒有氣體的存在，燃油占據(jù)整個葉輪流道.

圖6為蝸殼各相對距離所在平面含氣率的變化曲線圖.以蝸殼入口寬度為參考，定義靠近葉輪前蓋板處的相對距離為0，靠近葉輪后蓋板處的相對距離為1.0，在t分別為2.60，2.63 s時，蝸殼各相對距離所在平面的含氣率變化并不明顯，說明該時刻蝸殼內氣液混合不充分.當t分別為2.66，2.68 s時，含氣率變化與同時刻葉輪處的變化規(guī)律相反，蝸殼內的含氣率隨著相對距離的增大呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢.t=2.66 s時，含氣率極值點在x/L=0.6處；t=2.68 s時，含氣率極值點在x/L=0.8處.當t=2.70 s時，蝸殼各相對距離的含氣率呈現(xiàn)明顯的遞減趨勢.當t=3.00 s時，蝸殼各相對距離所在平面的含氣率變化并不明顯，是因為該時刻下，蝸殼內氣體基本排出.

2.3 自吸過程分析

圖7為燃油泵軸向截面的氣液兩相體積分布云圖.一共選取了12個在自吸過程中具有代表性的時刻進行分析.自吸過程分4個階段，第1階段是自吸前期（圖7a—7c），進口管內空氣和燃油開始混合并涌向燃油泵內；第2階段是自吸中期（圖7d—7g），該階段氣液兩相在葉輪旋轉作用下充分混合并充滿整個流道；第3階段是自吸后期（圖7h—7i），主離心泵和出口延長段內空氣基本排出，當t=3.00 s時，燃油泵的自吸過程基本結束.第4階段是液環(huán)式航空燃油泵進入正常燃油泵工作輸送燃油的階段（圖7j—7l）.

圖7a為液環(huán)式航空燃油泵還未啟動時，在自吸初始時刻的情形，此時進水管、出水管和液環(huán)輪中充滿一定液位的燃油，其余部分則是空氣.假定原動機轉速在開始啟動時就為設計轉速；圖7b—7d是進口延長段中燃油進入葉輪的情形，由于葉輪和液環(huán)輪的高速旋轉，進水管內的空氣在大氣壓的作用下開始涌進誘導輪中，進水延長段處的燃油不斷被吸入，同時，液環(huán)輪的高速旋轉使得燃油通過出口管被甩出一部分；圖7e顯示部分燃油已經(jīng)進入誘導輪和葉輪，進口延長段處的燃油開始通過誘導輪進入葉輪中，此時主離心泵流道處于氣液混合狀態(tài)；圖7f顯示燃油已經(jīng)通過葉輪進入蝸殼，葉輪中含氣率較高，仍未達到額定的工作能力，空氣與吸入的兩相流再次混合；圖7g顯示，液相逐漸取代氣相開始占據(jù)整個主離心泵流道；圖7h顯示，出口延長段中還存在部分氣相.當t=3.00 s時，如圖7i所示，主離心泵和出口延長段中幾乎沒有氣相的存在，此時默認液環(huán)式航空燃油泵完成自吸過程，進入一般燃油泵輸油的工作狀態(tài)；圖7i顯示在液環(huán)輪的作用下，流道內的氣體開始排出，流道內屬于氣液混合狀態(tài)；圖7j顯示燃油開始涌進液環(huán)輪中，此時液環(huán)輪屬于氣液兩相流狀態(tài)；圖7k顯示液環(huán)輪中已經(jīng)充滿燃油；圖7l顯示在液環(huán)輪的做功下，燃油不斷被吸入，最終充滿整個液環(huán)輪并從出口管排出.

圖8為主離心泵徑向截面的氣液兩相分布云圖.圖8a中，t=2.60 s時，燃油還未進入葉輪，此時葉輪內部氣體體積為1.隨著葉輪和液環(huán)輪的旋轉，在t=2.63 s時，氣體剛剛進入葉輪，由葉輪進口方向沿著葉輪半徑方向開始擴散.當t=2.66 s時，葉輪內部的含氣率逐漸增大，葉輪處出現(xiàn)氣液混合區(qū)域，如圖8c中的綠色區(qū)域.隨后大部分的氣液混合物進入燃油泵內，葉輪進口處基本上全是燃油.伴隨著自吸過程的進行，葉輪流道充滿燃油，蝸殼內還有部分空氣，如圖8e所示.由于燃油不斷進入主離心泵中，液相體積分數(shù)上升，氣相體積分數(shù)逐漸下降，氣體全部排出泵外.

2.4 壓力分布

圖9為主離心泵各相對距離所在平面壓力在t=2.60 s到t=3.00 s時的變化曲線圖.其中，葉輪進口處的相對距離為0，葉輪后蓋板處的相對距離為1.0.當t=2.60 s到t=2.66 s時，壓力變化規(guī)律基本相同，整體平均壓力較低，壓力變化趨勢較為平穩(wěn).當t=2.68 s到t=3.00 s時，泵內壓力隨相對距離的增加而增大，泵內同一相對距離平面壓力隨自吸時間的增加而增大，當x/L=0.1～0.3時，壓力上升趨勢較為明顯，當x/L =0.4～1.0時，壓力上升趨勢較為平緩.

2.5 速度分布

圖10為主離心泵內速度v分布.由圖10可以看出，從泵進口方向看高速區(qū)主要集中在葉輪中間流道和蝸殼壁面處，這是由于經(jīng)過氣液混合，混合流體速度通過葉輪做功，導致速度增大.低速區(qū)域則集中分布在隔舌附近和導葉出口.如圖10a和10b所示，在泵內開始氣液混合時，隔舌下方出現(xiàn)明顯回流現(xiàn)象，且在蝸殼出口處有非常明顯的旋渦.如圖10c所示，燃油在葉輪內部與空氣充分混合時，液相速度開始增大，葉輪出口處的旋渦尺寸開始減小，蝸殼內的流線也開始順暢，但在隔舌附近和蝸殼出口仍存在回流.如圖10d所示，隨著自吸過程中液相不斷增加，旋渦的大小隨著含氣率的減少而縮小，流動開始穩(wěn)定.如圖10e所示，由于液相速度在蝸殼內沿著徑向逐漸增大，隔舌上方存在部分氣相，使得燃油在流向蝸殼出口后會產(chǎn)生一定的回流.如圖10f所示，隨著液環(huán)式航空燃油泵正常工作后，流線均比較流暢，旋渦明顯消失，葉輪開始對燃油做功，動能逐漸轉化為壓能，故泵內的速度降低.

從圖10中還可以看出，混合流體進入主離心泵的導葉流道后，會被甩向蝸殼流道，使液相受到強烈的離心力影響，快速向上沿蝸殼內壁流動.在蝸殼出口處，液相發(fā)生流動分離，同時攜帶著大量氣相斜射出泵外，導致隔舌上方形成較大的低速區(qū)域.在葉輪出口處，氣相會受到蝸殼內紊流和較小的離心力影響，使其聚集在蝸殼內側和導葉出口之間，導致隔舌下方形成氣相堆積.這些現(xiàn)象導致能量交換頻繁且耗散嚴重，同時形成了低速區(qū)域.隨著自吸過程的結束，液環(huán)式航空燃油泵進入正常的輸油階段.

2.6 熵產(chǎn)率分布

圖11為不同時刻下主離心泵內熵產(chǎn)率S·分布圖.從圖11中可以看出，液環(huán)式燃油離心泵內熵產(chǎn)率分布規(guī)律基本一致，集中分布在葉輪葉片和蝸殼出口處，隨著自吸過程的進行，熵產(chǎn)率逐漸增大.從圖11a可知，當開始氣液混合時，泵內絕大部分都是氣相，此時熵產(chǎn)值較小.從圖11b—11e可以看出，隨著自吸過程的進行，燃油泵內含氣率降低，泵內氣液混合程度加深，泵內的能量損失集中在葉輪葉片和蝸殼出口處，且隨著自吸的進行，熵產(chǎn)分布的區(qū)域和熵產(chǎn)值越來越大，結合速度流線分析可知，在蝸殼出口處存在大量的回流，導致出口處容易形成大范圍的旋渦，從而引起較大的湍流耗散損失.從圖11f中可以看出，當燃油泵自吸結束后，開始處于正常輸送燃油的狀態(tài)，相比于在自吸過程時燃油泵的熵產(chǎn)率，其數(shù)值和分布區(qū)域明顯減小，這也意味著在自吸過程時燃油泵內能量損失嚴重.

2.7 湍動能分布

圖12為液環(huán)式航空燃油泵不同時刻下葉輪徑向截面湍動能k分布圖.

從圖12中可以看出，泵內湍動能分布規(guī)律基本一致，集中分布在葉輪葉片、導葉葉片和蝸殼出口處.隨著時間的增加，湍動能先增強后減弱.從圖12a可知，當開始氣液混合時，泵內混合流體湍動程度及湍流擴散范圍并不是很大，主要分布在葉輪葉片處和蝸殼出口處.如圖12b所示，蝸殼出口處的湍動能分布區(qū)域和數(shù)值進一步增大.當氣液混合程度進一步提升時，如圖12c—12e，高湍動能主要分布在蝸殼出口和葉片末緣.隨著自吸過程的進行，在液環(huán)式航空燃油泵正常工作后，如圖12f，葉輪葉片和蝸殼出口處的湍動能減弱，燃油泵內流動損失減小.

3 結 論

對液環(huán)式航空燃油泵自吸過程進行了非穩(wěn)態(tài)數(shù)值計算，并分析了自吸過程中含氣率、氣液兩相、壓力及速度流線、熵產(chǎn)率和湍動能分布，主要結論如下：

1） 通過泵出口含氣率判定出自吸時間為3.00 s，燃油泵的吸氣和排氣主要集中在自吸過程的前期和中期.

2） 泵內壓力隨相對距離的增加而增大，泵內同一相對距離平面壓力隨自吸時間的增加而增大.

3） 從泵進口方向看高速區(qū)主要集中在葉輪中間流道和蝸殼壁面處，低速區(qū)域則集中分布在隔舌附近和導葉出口處.

4） 隨著自吸過程的進行，泵內湍動能和熵產(chǎn)率也隨之增大，即泵內能量損失增大，主要分布在葉輪葉片、導葉葉片和蝸殼出口處.

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（責任編輯 盛杰）

收稿日期： 2023-10-18； 修回日期： 2024-01-02； 網(wǎng)絡出版時間： 2024-04-11

網(wǎng)絡出版地址： https：//link.cnki.net/urlid/32.1814.TH.20240408.1417.010

基金項目： 國家自然科學基金資助項目（52379090）

第一作者簡介： 張嶺（1979—），男，河南濮陽人，研究員級高級工程師（zhangling6835@163.com），主要從事航空燃油泵系列產(chǎn)品開發(fā)研究.

通信作者簡介： 王凱（1981—），男，安徽濉溪人，研究員，博士 （wangkai@ujs.edu.cn），主要從事現(xiàn)代泵設計與優(yōu)化方法研究.