陳靖華，徐偉祖，李傳鵬

（1.中國航空工業(yè)集團公司金城南京機電液壓工程研究中心航空機電系統(tǒng)綜合航空科技重點實驗室，南京 211106；2.南京普國科技有限公司，南京 210016；3.南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016）

20 世紀八九十年代，空氣渦輪起動機（Air turbine starter，ATS）開始作為發(fā)動機的起動裝置［1］，用于飛機發(fā)動機地面油封、啟封、冷運轉、假起動和空中輔助。氣源可來自地面氣源、機載的輔助動力裝置（APU）或其他發(fā)動機壓縮空氣，驅動起動機渦輪帶動發(fā)動機的高壓轉子到預定轉速。

ATS 具有結構簡單、尺寸小、起動扭矩大、使用方便、成本低等優(yōu)點，已經(jīng)得到廣泛應用，成為軍機的主要起動裝置，如殲20、運20、直20、轟6 改進型、陣風、“鷹獅”、歐洲EF2000 等都使用ATS?，F(xiàn)代大型民航客機發(fā)動機也采用ATS 起動，由APU的壓氣機提供壓縮氣源，經(jīng)引氣管路、控制閥，沖擊ATS 的渦輪發(fā)出軸功率，最后經(jīng)減速器和輸出軸傳遞軸功率作用于發(fā)動機高壓轉子完成起動［2］。

航空發(fā)動機起動能力主要取決于空氣起動系統(tǒng)的性能匹配和ATS 輸出功率。國內關于空氣起動系統(tǒng)的性能匹配研究較多［2-11］，對ATS 輸出功率方面的研究很少。劉偉等［2］基于APU、引氣管路、調壓裝置、ATS 特性計算模型，實現(xiàn)了一種能夠快速獲取空氣起動系統(tǒng)匹配特性的計算方法。王新月等［3］采用考慮摩擦和傳熱聯(lián)合作用的方法建立了ATS 引氣管路損失模型，分析了空氣壓縮性和傳熱對流動損失的影響。曾濤［4］提出了起動機進口參數(shù)檢查方法，以便于開展各子系統(tǒng)間的接口設計。樸英［3］采用起動機功率的簡化計算方法，研究了起動機功率對發(fā)動機起動性能的影響，結果表明在所有影響因素中，起動機功率對發(fā)動機起動性能的影響最大。國內相關研究缺乏計算流體力學（CFD）數(shù)值仿真在空氣渦輪起動機性能研究以及設計分析中的應用。國外ATS 設計基本已經(jīng)成熟，隨著CFD 技術的發(fā)展和計算機技術的進步，國外研究機構也利用三維數(shù)值仿真進行空氣起動渦輪優(yōu)化。韓國浦項科技大學Park 等［12］采用ANSYS CFX 軟件研究了重型發(fā)動機的空氣起動渦輪，試驗和仿真趨勢一致，仿真發(fā)現(xiàn)在葉根附近存在明顯的附面層分離，是造成空氣起動渦輪效率偏低的主要原因。俄羅斯薩馬拉國立研究大學Grigorii 等［13］采 用NUMECA 軟 件，使 用Spalart-Allmars湍流模型，數(shù)值仿真和試驗結果相比，功率誤差低于2.5%，空氣流量誤差低于2%，對導向器葉片形狀優(yōu)化后，航空發(fā)動機起動時間減少了18.5%。GE印度分公司Sadham 等［14］采用ANSYS CFX 軟件，使用k-epsilon 湍流模型，通過優(yōu)化彎曲管道、出口管道、螺栓和過渡件的幾何形狀，效率提高1.62%，功率提高0.515%。我國由于歷史和技術方面的原因，在ATS 葉型設計這一領域缺乏研究，主要依靠測繪仿制，急需在設計方法和試驗方面提高自主研發(fā)能力。

我國自主研制的某空氣渦輪起動機在使用中出現(xiàn)了起動功率不足的問題，具體表現(xiàn)為高原起動成功率下降，冷、熱天起動性能差異大，不能滿足部隊作戰(zhàn)和實戰(zhàn)化訓練需要，迫切需要改進設計以提高起動功率，保障發(fā)動機高原起動和高溫起動需求。本文通過三維CFD 數(shù)值仿真方法分析某型空氣渦輪起動機的氣動性能，并通過試驗對比驗證數(shù)值仿真的準確性，然后對空氣渦輪起動機改進或優(yōu)化設計，不僅校核該方案是否滿足設計要求，同時也可用于發(fā)展一種CFD 數(shù)值仿真和試驗相結合的空氣渦輪起動機改進、改型的研發(fā)思路，為后續(xù)提高自主研發(fā)能力奠定基礎。

1 研究對象和方法

1.1 研究對象

本研究對象的空氣渦輪起動機將控制閥與起動機合二為一。如圖1 所示，產(chǎn)品組成主要包括進氣管路、控制閥、導向器、渦輪轉子和減速器部位等。其中減速器部位為齒輪系，進行模型簡化處理。涉及起動機功率提升的是進氣管路、控制閥、導向器和渦輪轉子等，對其建立仿真模型。

圖1 空氣渦輪起動機組成圖Fig.1 Model of air turbine starter

氣動流路分5 個部分，包括進氣管路、控制閥擴張段、導向器、渦輪轉子和排氣段。進氣管路存在直角拐彎，對下游部件流場的均勻性會產(chǎn)生較大的影響。閥門工作時處于完全打開的狀態(tài)，進氣流路的最小截面在閥門處。閥門擴張段周向均勻分布5 個支板，起到支撐閥門的作用。渦輪級后的排氣段安裝有排氣支架，排氣支架將氣流分成軸向和徑向兩個排氣方向。

1.2 網(wǎng)格劃分

圖2 為起動機CFD 數(shù)值仿真計算域圖。根據(jù)起動機流路特點，建模時劃分了5 個計算域，分別為進氣管路、擴張段、導向器、轉子和排氣段。進氣管路在擴張段前存在90°拐彎，導致擴張段內流動周期性減弱，因此擴張段采用了全周計算域。氣流經(jīng)過擴張段后周向均勻性有所改善，且流速相對較低，因此導向器和轉子都采用了單通道計算域。起動機的排氣接近直排，影響渦輪轉子排氣的主要因素是排氣框架，排氣框架將排氣分割成了多股氣流，導致排氣出口邊界不清晰。為了準確模擬起動機的真實排氣狀態(tài)，在排氣結構周圍布置了計算域。起動機排氣框架全周有4 個連接結構，為滿足周期性，取了周向90°范圍作為計算域。

圖2 空氣渦輪數(shù)值仿真計算域圖Fig.2 Three dimensional model of air turbine starter

圖3 為起動機整體網(wǎng)格，圖4 為渦輪級網(wǎng)格。擴張段、導向器和轉子采用TURBGRID 軟件進行網(wǎng)格劃分，進氣管路和排氣段采用ICEMCFD 軟件進行網(wǎng)格劃分，所有網(wǎng)格均為結構化網(wǎng)格，網(wǎng)格量總計205 萬個左右。網(wǎng)格在壁面附近區(qū)域進行了加密，附面層區(qū)域網(wǎng)格節(jié)點為10～12 個，加密因子在1.2～1.3 之間，靠近壁面第一層網(wǎng)格尺度在0.005～0.01 mm 之間，靠近壁面Y+值大部分在1～5 之間。通過網(wǎng)格無關性驗證，繼續(xù)增大網(wǎng)格量對計算結果影響很小。

圖3 空氣渦輪起動機整體網(wǎng)格圖Fig.3 Overall grid diagram of air turbine starter

圖4 空氣渦輪起動機渦輪級網(wǎng)格圖Fig.4 Overall grid diagram of turbine

1.3 計算方法

采用CFX 商業(yè)軟件進行數(shù)值模擬。計算控制方程組為三維、定常、雷諾平均N-S 方程組，離散化方法采用基于有限元的有限體積法，用高精度格式離散對流項，采用多重網(wǎng)格和變時間步長方法加速收斂。湍流模型選用帶自動壁面函數(shù)的SST 模型。SST 是葉輪機械仿真中最常用的湍流模型，在近壁區(qū)逆壓梯度和分離流動的計算有很好的預測精度。壁面函數(shù)能夠在一定程度上降低對近壁面Y+的要求，近壁面Y+在1～5 范圍內的起動機網(wǎng)格能夠滿足仿真要求。進口采用總溫和總壓條件，出口設定開放邊界條件。擴壓段、導向器、轉子和排氣計算域對接采用速度周向平均的交接面。工質為理想氣體，進口總溫小于200 ℃，空氣比熱容變化較小，因此采用定比熱容計算。

1.4 試驗方法

試驗設備主要包含氣源及加熱系統(tǒng)、試驗臺臺架、扭矩傳感器、脫開裝置、減速齒輪箱、慣性飛輪、剎車與制動系統(tǒng)、潤滑系統(tǒng)和測控系統(tǒng)，如圖5所示。

圖5 空氣渦輪起動機試驗臺示意圖Fig.5 Schematic diagram of air turbine starter test bench

進口測試參數(shù)流量G、總溫T、總壓p1分別由起動機進口管路上的流量計、溫度傳感器和壓力傳感器提供，輸出轉速n和扭矩M由扭矩傳感器提供，輸出功率經(jīng)由扭矩和轉速計算得出。

試驗臺模擬起動機實際工作狀態(tài)，根據(jù)試驗需求的總溫T和總壓p1設定氣源溫度和壓力，按下起動按鈕后測控系統(tǒng)打開管路控制閥，起動機轉速快速上升，扭矩傳感器實時輸出轉速n和扭矩M，直至起動機將飛輪帶轉至設定轉速后，控制系統(tǒng)發(fā)出信號切斷氣源進氣，起動機停止工作。

2 結果分析

2.1 數(shù)值計算結果

表1 為設計點條件，在設計點條件下對空氣渦輪起動機進行CFD 數(shù)值模擬。為了進一步分析轉速對設計點性能的影響，對轉速分別為24 000、26 000、30 000 和32 000 r/min 的狀態(tài)進行了分析。表2 為設計點條件下不同轉速時空氣渦輪起動機的性能，由表2 可知，隨著轉速的增加，空氣流量略有減小，而渦輪功率和起動機氣動效率都是先增加后減小。在渦輪轉速等于28 120 r/min 時，整機功率和氣動效率達到最大，功率最大為113.24 kW，整機氣動效率最大為0.692，對應渦輪級氣動效率為0.812。整機氣動效率統(tǒng)籌考慮進氣管路損失、閥門損失，排氣段損失和余速損失等，因此數(shù)值低于渦輪級氣動效率是正?，F(xiàn)象。

表1 設計點條件Table 1 Design point conditions

表2 設計條件下不同轉速時起動機性能CFD 計算結果Table 2 CFD calculation results of starter performance at different speeds under design conditions

圖6 為進氣管與閥門中間截面二維流線圖，對進氣管和閥門全開狀態(tài)進行分析。進氣管存在90°拐彎，中間截面總壓分布圖顯示，進氣管拐彎位置存在很大分離區(qū)，分離區(qū)最大寬度占到了整個管路的40%左右，分離區(qū)結束于閥門前。閥門密封位置非氣動型面，存在多個臺階不光滑，閥芯和閥體內殼都存在一定的分離。圖7 為閥門出口截面總壓分布圖，可以看出，閥門出口截面周向總壓分布比較一致，徑向存在明顯差別，靠近內側總壓損失較小，靠近外側總壓損失較大。

圖6 進氣管與閥門中間截面二維流線圖Fig.6 Two-dimensional streamline diagram of middle section between intake pipe and valve

圖7 閥門出口截面總壓分布圖Fig.7 Total pressure distribution of valve outlet section

圖8 為擴張段總壓和流線圖，擴張段內整體流動順暢，沒有發(fā)現(xiàn)明顯的分離渦。進口總壓徑向均勻性較差，通過擴張段后，徑向均勻性逐漸改善。圖9 為擴張段S2 截面靜壓和流線圖，沿著流向靜壓逐漸增加，由此可知在擴張段內的流動是擴壓流動。S2 截面流線分布顯示，在擴張段的進口外側存在一定回流區(qū)，其他區(qū)域流動順暢。

圖8 擴張段總壓和流線圖Fig.8 Total pressure and streamline diagram of expansion section

圖9 擴張段S2 截面靜壓和流線圖Fig.9 Static pressure and streamline diagram of S2 section in expansion section

圖10 為導向器出口截面馬赫數(shù)分布圖，主流區(qū)馬赫數(shù)分布比較均勻，主流區(qū)最大和最小馬赫數(shù)分別為2.2 和1.4。圖11 為導向器出口截面總壓分布圖，從圖11 可以看出，總壓損失在根部區(qū)域存在一定范圍的流動分離，總壓偏低，同時，葉片表面存在較為明顯的附面層分離，占據(jù)整個葉高。

圖10 導向器出口截面馬赫數(shù)分布圖Fig.10 Mach number distribution of turbine guide outlet section

圖11 導向器出口截面總壓分布Fig.11 Total pressure distribution of turbine guide outlet section

圖12 為渦輪轉子出口截面馬赫數(shù)分布圖，圖13 為渦輪轉子出口截面總壓分布圖，從馬赫數(shù)和總壓分布圖可以看出，葉尖間隙產(chǎn)生了明顯的葉尖泄漏渦，造成較大流動損失，同時，在葉中位置存在一個通道渦，也造成了一定流動損失。從動葉流場分析得到，動葉工作在很大負荷條件下，流場存在一定的損失，對渦輪性能產(chǎn)生一定影響。

圖12 渦輪轉子出口截面馬赫數(shù)分布圖Fig.12 Mach number distribution of turbine rotor outlet section

圖13 渦輪轉子出口截面總壓分布Fig.13 Total pressure distribution of turbine rotor outlet section

根據(jù)CFD 數(shù)值仿真結果，排氣段進口總壓為124.17 kPa，遠高于環(huán)境壓力，影響了渦輪落壓比的利用。排氣段接近軸向排氣，未進行減速擴壓的設計，這是導致排氣段進口總壓偏高的原因。圖14 為排氣截面總壓分布圖，可以看出徑向排氣口的內側存在很大分離，影響了排氣的減速擴壓。

圖14 排氣段截面總壓分布圖Fig.14 Total pressure distribution of exhaust section

2.2 試驗和數(shù)值計算結果對比

將渦輪轉速24 035～32 007 r/min 的CFD 數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)進行對比，分別進行了進口絕對總壓、空氣流量和功率的對比。

圖15 為進口絕對總壓隨轉速變化的對比圖。設置進口絕對總壓與試驗數(shù)值相同。

圖15 導向器進口絕對總壓隨轉速變化對比Fig.15 Comparison of absolute total pressure at inlet of guide variation with rotation speed

圖16 為空氣流量隨轉速變化的對比圖，在渦輪轉速范圍內，試驗獲得的空氣流量基本保持不變，CFD 獲得的空氣流量略有變化，整體上數(shù)值仿真結果的空氣流量小于試驗值。

圖16 流量隨轉速變化對比Fig.16 Comparison of mass flow with rotation speed

圖17 為輸出功率隨轉速變化的對比圖，試驗與CFD 輸出功率差別不大，變化趨勢基本保持一致，其中CFD 輸出功率已經(jīng)扣除了起動機內部齒輪系的攪油損失和機械損失功率，根據(jù)經(jīng)驗該功率損失取值為4 kW。

圖17 輸出功率隨轉速變化的對比圖Fig.17 Comparison of power variation with rotation speed

表3 給出了CFD 結果和試驗的對比分析，分別對渦輪轉速、進口絕對總壓、空氣流量和功率進行對比。CFD 計算獲得空氣流量都小于試驗值，最大差別為1.90%，最小差別為0.8%，CFD 流量比試驗流量平均小1.38%，差別在可接受范圍內。CFD 計算獲得渦輪功率與渦輪功率試驗值，最大差別為1.04%，最小差別為0.14%，符合性較好。

表3 試驗和數(shù)值計算結果的對比分析Table 3 Comparative analysis of experiment and CFD results

2.3 優(yōu)化設計

根據(jù)前面的研究可知，CFD 數(shù)值仿真和試驗結果符合性較好?；诳s短研制周期和節(jié)省研制經(jīng)費的考慮，本文僅對導向器進行了優(yōu)化設計，保持渦輪轉子不變，通過增加導向器葉片喉道面積的方式來增加起動機流量和功率，達到飛機發(fā)動機的起動要求。

圖18 為原型與改型對比圖，原型葉片為直葉片，改型葉片為扭葉片，改型葉型與原型葉型差別很大。原型葉型葉背線靠近尾緣處并不光滑，改型葉型葉背線則改變了這種狀況，改型葉片在前緣明顯存在傾斜，主要是為了保持稠度隨葉高保持不變。

圖18 導向器原型與改型三維葉片對比圖Fig.18 Comparison between prototype and modified guide blade

表4 為原型和改進設計點性能對比，主要對比流量、功率和效率的差別。改型流量比原型大了12.9%，流量有較大的變化。改型效率比原型大0.8%，改型功率比原型大14.2%，功率增加非常明顯，滿足改進改型的要求。

表4 原型和改進設計點CFD 性能對比Table 4 CFD performance comparison between prototype and improved design point

圖19 為導向器葉中截面馬赫數(shù)分布對比圖，原型葉中最大馬赫數(shù)為1.9，而改型略有降低，為1.7，在喉道后改型的附面層發(fā)展相對慢一些。圖20 為出口截面總壓分布圖，原型和改型損失都集中在角區(qū)，改型損失區(qū)域更小一些。

圖19 導向器葉中截面馬赫數(shù)分布對比圖Fig.19 Comparison of Mach number distribution in the middle section of deflector blade

圖20 導向器出口截面總壓分布對比圖Fig.20 Comparison diagram of total pressure distribution of guide outlet section

從圖21、22 可以看出，原型在前緣出現(xiàn)了較明顯的高馬赫數(shù)區(qū)域，改型前緣未出現(xiàn)高馬赫數(shù)區(qū)域。原型和改型在喉道后都出現(xiàn)了明顯分離。原型和改型損失類型相似，主要損失都是由葉尖間隙和二次流產(chǎn)生。

圖21 渦輪葉中截面馬赫數(shù)分布對比圖Fig.21 Comparison of Mach number distribution in the middle section of turbine blade

改型流量明顯大于原型，在相同進氣幾何管路和進口邊界條件下，流量增加導致進氣速度增加、附面層摩擦損失增大，會造成效率下降。改型在進口壓力損失增加情況下，起動機整體效率仍舊大于原型，其主要貢獻是改型后導向器性能有明顯提升。通過改型減小導向器流動損失使效率提升，增加導向器喉道面積使流量增加，這兩方面共同作用下有效提高了功率。

圖22 出口截面馬赫數(shù)分布圖Fig.22 Mach number distribution of outlet section

3 結 論

本文采用CFD 數(shù)值仿真和試驗相結合的方法，對空氣渦輪起動機的氣動性能和流場細節(jié)進行了詳細研究，并對導向器進行了優(yōu)化設計。原型進氣管拐彎位置存在很大分離區(qū)，分離區(qū)最大寬度占到了整個管路的40%左右；進氣管閥門出口截面總壓徑向分布存在明顯的不均勻總壓高、外側總壓?。粚蚱魅~片表面和根部區(qū)域存在較為明顯的附面層分離，總壓偏低；渦輪轉子葉尖泄漏渦和通道渦損失明顯，造成總壓明顯下降。通過將導向器由直葉片改為扭葉片，降低了流動損失，增加了流量，提高了性能。與原型相比，流量增大了12.9%，效率提升了0.8%，功率增加了14.2%。