侯曉亭，王鎖芳，張 凱，夏子龍

（南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016）

0 引言

在現(xiàn)代高性能航空發(fā)動機的二次空氣系統(tǒng)中，高壓冷卻空氣從壓氣機的某一級間徑向引入、軸向流出，用于冷卻渦輪等高溫部件。由于壓氣機盤腔等旋轉部件旋轉速度高，氣流在共轉盤腔內易形成強渦流，造成共轉盤腔內產生較大的總壓損失?？赏ㄟ^在壓氣機級間安裝減渦器，以抑制徑向引氣過程中渦流的發(fā)展。

Hide[1]最早提出將自由盤腔內的流動分成4 個區(qū)域（進口源區(qū)、艾克曼層、核心層、出口匯區(qū)）；Firouzian 等[2-3]通過試驗論證了Hide 的分區(qū)理論；Owen等[4-6]采用流場可視化和激光多普勒測速技術研究了旋轉盤腔內流場特性，并驗證了修正線性理論方法的準確性；Chew 等[7]利用理論計算與試驗證實了徑向翅片的安裝使盤腔內部的總壓損失降低；Negulescu 等[8]數(shù)值模擬了管式減渦器盤腔內沿程旋流比分布，計算結果與試驗數(shù)據吻合較好；Liu等[9]數(shù)值模擬了不同幾何結構的導流板對減渦器性能的影響；楊守輝[10]對徑向內流共轉盤腔內的總壓損失特性進行了理論分析和試驗，表明帶去旋隔片式共轉盤腔的盤腔內氣體旋轉速度明顯降低，盤腔內壓降有所減??；單文娟[11]數(shù)值模擬了典型徑向引氣旋轉盤腔結構及加裝導流板和導流管盤腔結構，發(fā)現(xiàn)帶導流板和導流管式減渦器均能減小腔內總壓損失；吳麗君[12]、趙秋月[13]通過CFX 3維數(shù)值模擬和Flownet 1維計算結果，分析得出在給定進、出口條件下存在最佳減渦管長度；王遠東等[14-15]通過試驗研究了典型旋轉盤腔結構以及增加導流板的盤腔結構，表明安裝導流板的盤腔結構使引氣能力增強，且導流板個數(shù)與盤腔引氣量呈正相關；Du 等[16]數(shù)值模擬了不同數(shù)目、角度的導流板對旋轉盤腔徑向內流減阻特性的影響；羅翔等[17]通過試驗研究了單一減渦器徑向內流的總壓損失特性，發(fā)現(xiàn)減速器的性能取決于其自身的幾何形狀、進口流量和腔體的轉速等；吳麗君等[18]提出了一種新型翅片-管復合式減渦器結構，但沒有進行相關的性能分析。

綜上所述，國內外學者對于管式、翅片式減渦器結構變化的影響規(guī)律研究較多，而對于復合式減渦器的研究主要集中于專利獲取，相關的性能研究較少。本文以簡單盤腔結構為基礎模型，對管式減渦器和翅片-管復合式減渦器流阻及溫降特性進行了對比研究。

1 物理模型和計算方法

1.1 幾何模型和網格劃分

計算域的選取如圖1所示，從圖中可見，計算域由鼓筒孔入口開始，依次經過鼓筒孔、共轉盤腔、翅片、減渦管，最終到盤腔出口的腔體空間。盤腔高度為r0，無量綱寬度為S/r0=0.247，翅片、減渦管的數(shù)目均選為20 個，翅片無量綱長度h/r0=0.188，翅片安裝無量綱高度l3/r0=0.780，減渦管無量綱內徑d/r0=0.065。因盤腔具有周期性，為縮短計算時間，選取盤腔的1/10作為計算域。選用的3 種計算模型如圖2 所示。其中圖2（c）為翅片-管復合式減渦器，是在圖2（b）模型的基礎上安裝了翅片。最終選定的計算域如圖3所示。盤腔通過6 個面surface-in、surface-1、surface-2、surface-3、surface-4、surface-out 劃分為5 個盤腔區(qū)域，分別對應5 個盤腔分區(qū)Part1、Part2、Part3、Part4、Part5。

圖1 翅片-管復合式減渦器物理模型

圖2 計算模型

圖3 翅片-管復合式減渦器計算域

所有計算模型均采用四面體網格劃分，對鼓筒孔和近壁面等流動參數(shù)變化劇烈的區(qū)域進行加密，網格膨脹系數(shù)小于1.1，經過計算，壁面y+=30～200，滿足湍流模型邊界層要求。分別對不同網格數(shù)目的模型進行計算，盤腔內總壓降Δp隨網格數(shù)的變化如圖4所示。當網格數(shù)達到100萬后，盤腔總壓降幾乎不再變化，滿足網格獨立性要求，最終確定模型網格數(shù)為100萬左右。

圖4 網格獨立性驗證

1.2 數(shù)值方法及驗證

數(shù)值模擬采用ANSYS CFX 17.2 軟件進行3 維穩(wěn)態(tài)分析，計算域設置為旋轉域，采用Scalable 函數(shù)。湍流模型分析結果如圖5 所示。從圖中可見，選取與本文模型相近的文獻[6]中的簡單盤腔旋轉試驗模型，采用本文的網格劃分和計算方法，k-ε湍流模型數(shù)值計算結果與試驗結果吻合較好，因此本文的湍流模型選用k-ε模型。收斂的標準為各方程殘差精度均小于10-6，監(jiān)控進口總壓變化趨于平直。

圖5 湍流模型驗證

1.3 邊界條件

針對上述計算模型，邊界條件設置表1。入口采用流量進口邊界條件，出口為壓力出口，固體壁面均為絕熱無滑移邊界條件，周期面設置為旋轉周期性邊界條件。

表1 計算模型的邊界條件

1.4 參數(shù)定義

（1）旋轉雷諾數(shù)

式中：ρ為氣流密度，kg/m3；ω為轉盤旋轉角速度，rad/s；r0為盤腔外半徑，m；μ為氣流的動力黏度，kg/m·s。

（2）旋流比

式中：Vφ為氣流絕對周向速度，m/s；x為當?shù)匕霃?，m。

（3）徑向哥氏力

式中：Vφ，rel為氣流徑向速度分量，m/s。

（4）溫降系數(shù)

式中：Tt，stn，i為Parti盤腔分區(qū)入口絕對總溫，K；Tt，stn，i+1為Parti盤腔分區(qū)出口絕對總溫，K；Tt，stn，in為盤腔入口絕對總溫，K。

（5）總壓損失系數(shù)

式中：Pi為Parti盤腔分區(qū)入口總壓，Pa；Pi+1為Parti盤腔分區(qū)出口總壓，Pa。

取i=1、2、3、4、5，其中Θ1、Cp1，Θ2、Cp2，Θ3、Cp3，Θ4、Cp4，Θ5、Cp5分別為Part1、Part2、Part3、Part4、Part5盤腔分區(qū)內的溫降系數(shù)及總壓損失系數(shù)。

2 計算結果及分析

2.1 流場分析

在旋轉雷諾數(shù)Reφ=7.01×106，進、出口參數(shù)相同的條件下，簡單盤腔、管式減渦器、翅片-管復合式減渦器3 種模型在Plane 截面上的流線、旋流比分布、徑向哥氏力分布分別如圖6～8 所示。圖中的旋轉方向均為逆時針。

從圖6（a）中可見，氣流進入鼓筒孔后，由于受到盤腔壁面黏性作用以及徑向哥氏力的影響，氣流逐漸跟隨盤腔旋轉方向流動；從圖7（a）中可見，氣流在鼓筒孔入口處的旋流比小于1，氣流的切向速度小于盤腔旋轉速度，隨著盤腔徑向高度的減小，旋流比迅速增大至3.9 左右，氣流的切向速度明顯高于盤腔旋轉速度；從圖8（a）中可見，氣流在鼓筒孔附近所受的徑向哥氏力最小，隨著盤腔徑向高度的減小，氣流受到的徑向哥氏力也逐漸增大，氣流所受的徑向哥氏力影響逐漸增大使得盤腔內氣流切向速度升高明顯，阻礙了氣流的徑向內流。

從圖6（b）中可見，管式減渦器Part1、Part2 盤腔分區(qū)的流線圖分布與簡單盤腔模型的相似，這是因為在Part1、Part2 盤腔分區(qū)內氣流僅受盤腔黏性作用和徑向哥氏力影響；當氣流流經減渦管入口后，流體的速度方向幾乎垂直于減渦管外壁面，使得流體進入減渦管后產生回流現(xiàn)象；氣流在減渦管內還受到減渦管內壁面的強制引流作用，引導氣流沿徑向流入盤腔底部。從圖7（b）、圖8（b）中可見，旋流比及徑向哥氏力在Part1、Part2盤腔分區(qū)內呈現(xiàn)規(guī)律的分層結構，與簡單盤腔分布規(guī)律相似，但在數(shù)值上明顯小于簡單盤腔的，說明氣流受到的徑向哥氏力減小，氣流切向速度的提高程度也相應減?。粴饬髁鹘洔p渦管入口處，出現(xiàn)旋流比局部增大區(qū)域，該區(qū)域的徑向哥氏力也相應增大，說明由于減渦管的擾流作用使得徑向哥氏力增大，氣流旋流比增大；在減渦管內部，在減渦管內壁的強制引流作用下，徑向哥氏力大幅度減小，旋流比減小至1 左右，氣流的切向速度與盤腔轉速相差不大，徑向內流效果明顯增強。

圖6 Plane截面流場結構

圖7 Plane截面氣流旋流比分布

圖8 Plane截面氣流徑向哥式力分布

從圖6（c）中可見，氣流進入鼓筒孔后，在受到盤腔黏性作用和徑向哥氏力影響的同時，又受到翅片的強制引流作用，使得氣流在盤腔內產生一系列渦系；相比于管式減渦器，氣流進入減渦管后，在內壁面強制引流作用下沿徑向流入盤腔底部，減渦管入口處回流現(xiàn)象消失，這是因為氣流在減渦管上游盤腔內形成了一系列渦系，改變了氣流運動方向，使得氣流幾乎沿減渦管軸向流入管內，氣流受到的流動阻力減小，流體的流通性得到改善，因此減渦管內渦系消失；從圖7（c）、圖8（c）中可見，安裝翅片后，盤腔內旋流比、徑向哥氏力大幅度減小，氣流的切向速度也隨之減小，徑向引氣效果更加明顯。

2.2 流阻分析

在旋轉雷諾數(shù)Reφ=5.01×106、7.01×106、9.01×106條件下，上述3 種模型的不同盤腔分區(qū)總壓損失系數(shù)曲線如圖9 所示；在設計工況Reφ=7.01×106條件下，3種模型的盤腔Plane 截面上相對總壓分布如圖10 所示，翅片-管復合式減渦器相比于管式減渦器（類型A）、管式減渦器相比于簡單盤腔（類型B）的各盤腔分區(qū)總壓損失減小比例見表2。

圖9 不同模型的不同盤腔分區(qū)內總壓損失系數(shù)曲線對比

圖10 不同模型的盤腔Plane截面總壓分布

表2 在Reφ=7.01×106下不同分區(qū)內總壓損失減小率

從圖9中可見，在不同的旋轉雷諾數(shù)下，3種模型的不同盤腔分區(qū)內總壓損失系數(shù)分布規(guī)律基本一致，整體呈現(xiàn)簡單模型＞管式減渦器模型＞翅片-管復合式減渦器模型，僅在Part3 盤腔分區(qū)內管式減渦器模型的總壓損失系數(shù)略大于簡單盤腔模型的。從表2中可見，管式減渦器與簡單盤腔相比，Part4、Part5 盤腔分區(qū)內總壓損失減小的程度較大，Part1、Part2盤腔分區(qū)內總壓損失減小明顯，而Part3 盤腔分區(qū)內總壓損失略微增大；翅片-管復合式減渦器盤腔內總壓損失比管式減渦器的均有一定程度的減小，且Part3 內減小程度最大。

僅選取設計工況下的總壓分布進行詳細闡述。結合圖8、10 可以解釋這一結果：由于管式減渦器內減渦管的存在，較大程度地抑制了Part4 盤腔分區(qū)內徑向哥氏力，整體上減小了其他盤腔區(qū)域內的徑向哥氏力，反映在總壓云圖上，可見盤腔內整體的總壓降減小，經過計算，相比于簡單盤腔模型，管式減渦器模型的總壓損失減小64%（（Cp-sim-Cp-com）/Cp-com）。翅片-管復合式減渦器由于翅片和減渦器同時存在，較大程度地抑制了Part2、Part4 盤腔分區(qū)內的徑向哥氏力，同時整個盤腔內徑向哥氏力也隨之減小，總壓損失隨之減小，經過計算，相比于管式減渦器模型，翅片-管復合式減渦器總壓損失減小約40%。Part3 盤腔分區(qū)對應于翅片底端至減渦管入口處的盤腔區(qū)域，管式減渦器由于在Part3盤腔分區(qū)內有徑向哥氏力局部增大現(xiàn)象，使得Part3 盤腔分區(qū)內徑向內流阻力增大，在總壓分布云圖中可以明顯看出壓降增大。

從圖10（b）、（c）中可見，管式減渦器與翅片-管復合式減渦器減渦管內總壓損失有較大的差距，且結合表2、圖9 可知，Part4 盤腔分區(qū)內復合式減渦器總壓損失系數(shù)比管式減渦器的小32.5%。這是因為翅片改變了氣流在盤腔內的運動方向，氣流幾乎沿減渦管軸向進入，使氣流的流動阻力減小，從而改善了減渦管內的流動規(guī)律，進而減小了管內的總壓損失。

2.3 溫降分析

在旋轉雷諾數(shù)Reφ=5.01×106、7.01×106、9.01×106條件下，3 種模型的不同盤腔分區(qū)內溫降系數(shù)如圖11所示；在設計工況Reφ=7.01×106條件下，3 種模型的盤腔Plane截面上絕對總溫分布如圖12所示。

圖11 不同模型的不同盤腔分區(qū)內溫降系數(shù)對比

圖12 不同模型的盤腔Plane截面絕對總溫分布

從圖11 中可見，在Part1 盤腔分區(qū)內，簡單盤腔模型與管式減渦器模型均出現(xiàn)溫升現(xiàn)象，復合式減渦器溫降程度較?。辉赑art2盤腔分區(qū)內，溫降程度為復合式減渦器＞管式減渦器＞簡單盤腔；在Part3 盤腔分區(qū)內，溫降程度為管式減渦器＞簡單盤腔＞復合式減渦器；在Part4 盤腔分區(qū)內，管式減渦器溫降效果最優(yōu)，復合式減渦器溫降效果次之；在Part5 盤腔分區(qū)內，簡單盤腔的溫降效果最優(yōu)，管式減渦器和復合式減渦器溫降效果相差不大。

結合圖12 分析可知，簡單盤腔和管式減渦器的Part1 盤腔區(qū)域有明顯的溫升效果，在進口溫度一定的前提下，氣流的切向速度較小，盤腔壁面對氣流的作用明顯，因此在Part1盤腔分區(qū)內有溫升現(xiàn)象，隨著徑向高度的減小，氣流切向速度逐漸升高，氣流對盤腔作功占據主導地位，盤腔總溫逐漸降低；而翅片-管復合式減渦器由于翅片的存在，改變了氣流流出鼓筒孔后的流動規(guī)律，從流線圖中可見，在Part1、Part2盤腔分區(qū)內產生較多渦系，同時氣流對翅片和盤腔壁面作功明顯，盤腔內的溫度迅速降低。在Part3、Part4盤腔分區(qū)內，結合流線圖可知，管式減渦器模型內氣流速度幾乎垂直于減渦管軸線方向，氣流受到減渦管入口的擾動明顯，其切向速度明顯提高，對壁面作功增大，且在減渦管入口處產生渦系，能量耗散增加，減渦管內溫降較大；而復合式減渦器模型內氣流速度方向與減渦管軸線夾角較小，氣流切向速度明顯降低，氣流作功減小，氣流在減渦管內流動較穩(wěn)定，溫降程度減小，因此在Part3、Part4盤腔分區(qū)內溫降整體呈現(xiàn)管式減渦器＞簡單盤腔＞復合式減渦器的規(guī)律。在Part5 盤腔分區(qū)內，溫降程度僅與氣流跟盤腔的相互作用相關，簡單盤腔內氣流切向速度明顯高于管式及復合式減渦器模型的，因此在簡單盤腔內溫降程度最高，在管式減渦器與翅片-管復合式減渦器內氣流切向速度相差不大，溫降程度相近。通過綜合計算可知，管式減渦器的溫降效果優(yōu)于簡單盤腔的約54.3%（（Θtub-Θsim）/Θsim），而翅片-管復合式減渦器的溫降效果優(yōu)于管式減渦器的約3%。因此，翅片-管復合式減渦器的溫降效果最優(yōu)。

3 結論

（1）管式減渦器和翅片-管復合式減渦器均能減小盤腔內氣流旋流比，提高氣流徑向內流效果，從而提高引氣品質；

（2）管式減渦器的減阻效果優(yōu)于簡單盤腔的約64%，翅片-管復合式減渦器的減阻效果優(yōu)于管式減渦器的約40%，翅片-管復合式減渦器減阻效果最優(yōu)；

（3）管式減渦器的溫降效果優(yōu)于簡單盤腔的約54.3%，翅片-管復合式減渦器的溫降效果優(yōu)于管式減渦器的約3%，翅片-管復合式減渦器的溫降效果最優(yōu)。