王瀚偉， 羅凱， 黃闖， 秦侃

(西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院， 陜西 西安 710072)

0 引言

跨介質(zhì)航行器是一種可從水上或水下發(fā)射，能夠在空中、水下以及水面航行，在遠(yuǎn)程跨介質(zhì)突防攻擊水面大型艦艇，戰(zhàn)場水下空間多域協(xié)同指揮通信以及大范圍空中、水下勘測搜尋等領(lǐng)域具有廣泛的發(fā)展前景[1]，其動(dòng)力系統(tǒng)更是實(shí)現(xiàn)航行器跨介質(zhì)航行和重復(fù)出入水航行的關(guān)鍵[2]。應(yīng)用于跨介質(zhì)航行器的渦輪機(jī)必須同時(shí)滿足空中和水下兩種介質(zhì)的工作指標(biāo)以及介質(zhì)切換時(shí)對(duì)輸出功率的要求。然而，不同航行階段下的輸出功率、壓比等參數(shù)差別很大，傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)難以滿足其性能要求。因此，提出一種針對(duì)多工況的共用渦輪機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，對(duì)實(shí)現(xiàn)跨界質(zhì)航行具有十分重要的理論價(jià)值和工程應(yīng)用價(jià)值。

國內(nèi)外對(duì)水下渦輪機(jī)性能和設(shè)計(jì)方法開展了大量研究。Weber等[3]運(yùn)用試驗(yàn)和數(shù)值仿真相結(jié)合的方式對(duì)超音速渦輪機(jī)進(jìn)行了研究，分析了超音速渦輪機(jī)工作葉片流道內(nèi)的氣動(dòng)性能參數(shù)；Kiely等[4]設(shè)計(jì)了一種應(yīng)用于小型水下航行器的一英寸沖動(dòng)式渦輪機(jī)并開展了試驗(yàn)研究；Waters等[5]開展了鋁水動(dòng)力系統(tǒng)的渦輪機(jī)性能分析；郭兆元等[6]對(duì)純沖動(dòng)式渦輪機(jī)的葉片載荷和激波現(xiàn)象進(jìn)行了仿真研究；張睿剛[7]通過研究超高膨脹比下渦輪機(jī)的氣動(dòng)性能，得出了采用部分進(jìn)氣的方式可以很好地保證渦輪機(jī)流量較小時(shí)內(nèi)效率的結(jié)論；伊進(jìn)寶等[8]使用數(shù)值方法研究了沖動(dòng)式渦輪機(jī)流道內(nèi)的流場，并獲得了渦輪機(jī)在不同工況下的工作特性；蔣彬等[9]研究了微型沖動(dòng)式部分進(jìn)氣渦輪機(jī)的流場特性及氣動(dòng)損失，并得出當(dāng)部分進(jìn)氣度大于0.35時(shí)內(nèi)效率趨于平穩(wěn)的結(jié)論；Qin等[10]使用試驗(yàn)和仿真方法研究了輸出功率為5 kW的渦輪機(jī)性能，并證實(shí)一維方法可用于水下渦輪機(jī)的初步設(shè)計(jì)；Wang等[11]使用一維設(shè)計(jì)和仿真方法對(duì)比了水下渦輪機(jī)的軸向和徑向結(jié)構(gòu)，并得到軸向渦輪機(jī)是首選布局的結(jié)論。

對(duì)于空中渦輪機(jī)，Tournier等[12]基于閉式的布雷頓循環(huán)，開發(fā)了一套多級(jí)軸流式的渦輪機(jī)和壓氣機(jī)設(shè)計(jì)模型；Tsujita[13]通過數(shù)值分析的方法，探究了可壓縮流體在渦輪機(jī)中的流動(dòng)損失產(chǎn)生機(jī)理；Almeldein等[14]提出了一種可用于超高速民用客機(jī)的渦輪機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)；Schobeiri[15]研究了航空燃?xì)廨啓C(jī)運(yùn)行中葉片錯(cuò)動(dòng)角調(diào)整對(duì)效率的影響；Ghoreyshi等[16]針對(duì)一種具有三級(jí)定子內(nèi)燃的六級(jí)渦輪機(jī)進(jìn)行了設(shè)計(jì)和分析；譚春青等[17]通過試驗(yàn)的方法研究了彎葉片對(duì)大轉(zhuǎn)角平面渦輪葉柵氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)渦輪葉片反彎會(huì)使大折轉(zhuǎn)角平面渦輪葉柵流場流動(dòng)惡化，增大渦輪葉柵損失；陳巍等[18]給出了推力為250 N的微型渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方法和過程；劉壯等[19]采用風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)，研究不同攻角和不同馬赫數(shù)下跨音速渦輪平面葉柵的氣動(dòng)性能；盧少鵬等[20]采用分層優(yōu)化設(shè)計(jì)體系對(duì)某五級(jí)渦輪進(jìn)行了詳細(xì)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)并使用仿真方法進(jìn)行了校核；Zhu等[21]針對(duì)亞音速1.5級(jí)軸流渦輪分析了第一級(jí)靜葉尾跡位置對(duì)效率的影響，并論證了可以通過適當(dāng)傾斜靜葉來改善渦輪氣動(dòng)性能。

上述研究主要集中在單一工作模式下的渦輪機(jī)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)以及仿真研究，缺少多工作狀態(tài)多工質(zhì)下的渦輪機(jī)設(shè)計(jì)方法和仿真研究，關(guān)于跨界質(zhì)航行器的水下、空中以及起飛工況下的共用渦輪機(jī)設(shè)計(jì)研究更是鮮有報(bào)道。如何使渦輪機(jī)在工作狀態(tài)差距較大時(shí)能夠正常工作，成為實(shí)現(xiàn)跨界質(zhì)航行器的瓶頸問題，而如何在具有不同工況和工質(zhì)的情況下開展渦輪機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)則是其中的難點(diǎn)。

考慮到小型航行器很難在不改變?cè)袆?dòng)力系統(tǒng)的情況下直接使用現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)來滿足跨介質(zhì)航行的需求[2]，而航空渦輪機(jī)也由于多級(jí)和高葉片結(jié)構(gòu)具有小型化困難的特點(diǎn)[22]，本文所研究的跨介質(zhì)航行器動(dòng)力系統(tǒng)以傳統(tǒng)重型魚雷為原型從而解決水下航行以及小型化問題(見圖1(a)水下部分)。然而，傳統(tǒng)的魚雷渦輪機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)難以滿足跨介質(zhì)航行器在空中遠(yuǎn)航程的需求，必須考慮在新型動(dòng)力系統(tǒng)中加入航空渦輪機(jī)結(jié)構(gòu)(見圖1(a)空中部分)。由于受到魚雷外形尺寸限制，兩套系統(tǒng)必須同時(shí)共用一個(gè)渦輪機(jī)以簡化動(dòng)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，該動(dòng)力系統(tǒng)可通過調(diào)節(jié)進(jìn)氣模式實(shí)現(xiàn)水下、空中和起飛3種工作模式。圖1(b)為航行器總體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖1 跨界質(zhì)航行器示意圖Fig.1 Schematic of the air-water vehicle

在水下穩(wěn)定航行時(shí)，OTTO-Ⅱ(1，2-丙二醇二硝酸酯C3H6(ONO2)2、葵二酸二丁酯(C4H8COOC4H9)2、鄰硝酸二苯胺C12H10N2O2占比分別為76%、22.5%和1.5%)、高氯酸羥胺NH3OHClO4(HAP)和水組成的三組元燃料在燃燒室燃燒，產(chǎn)生高溫工質(zhì)，通常情況下水下噴管將達(dá)到擁塞狀態(tài)，此時(shí)燃燒室壓力由燃?xì)饬髁繘Q定:

(1)

高溫高壓燃?xì)庖圆糠诌M(jìn)氣形式通入渦輪機(jī)，等熵膨脹加速?zèng)_擊渦輪葉片，輸出軸功；再由減速機(jī)構(gòu)帶動(dòng)軸流泵葉片旋轉(zhuǎn)，將外部海水加速，推動(dòng)航行器航行。水下航行速度、深度以及功率為水下工況的設(shè)計(jì)輸入條件。水下攻擊是跨界質(zhì)航行器的重要過程，此時(shí)收起水翼并拋棄主翼，其外形與常規(guī)水下航行器相差不大，可用常規(guī)方法近似估算動(dòng)力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)輸入條件。

在空中穩(wěn)定航行時(shí)，壓氣機(jī)將空氣壓縮為高壓氣體，進(jìn)入空中燃燒室與煤油混合燃燒，同樣以部分進(jìn)氣形式通入渦輪機(jī)，所形成的軸功絕大部分帶動(dòng)壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)；燃?xì)鈩t在尾噴管內(nèi)繼續(xù)膨脹，產(chǎn)生推力?？罩泻叫兴俣取⒏叨纫约巴屏榭罩泄r的設(shè)計(jì)輸入條件。由于外形與常規(guī)空中航行器差別較大，在選擇合適的主翼翼型、位置及展弦比后，應(yīng)采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法獲得本文所需輸入?yún)?shù)。

跨介質(zhì)航行器從水面起飛時(shí)，需要空中與水下動(dòng)力系統(tǒng)同時(shí)運(yùn)行以達(dá)到起飛速度。OTTO-Ⅱ燃料和煤油在燃燒室中燃燒，生成的OTTO-Ⅱ燃?xì)夂兔河腿細(xì)馔瑫r(shí)通入渦輪機(jī)做功，以滿足壓氣機(jī)和渦輪機(jī)的功率匹配要求，OTTO-Ⅱ燃?xì)夂兔河腿細(xì)庖矔?huì)同時(shí)進(jìn)入尾噴管，為航行器起飛提供推力。起飛過程涉及介質(zhì)切換，航行器所受阻力不斷變化，動(dòng)力系統(tǒng)也將進(jìn)行相應(yīng)的切換，起飛過程的設(shè)計(jì)輸入條件為航行器推力，由于水下航行阻力遠(yuǎn)大于空中阻力，為確保起飛過程順利進(jìn)行，本文考慮航行器處于最惡劣情況，在設(shè)計(jì)時(shí)要求起飛推力大于水下工況的航行阻力。而實(shí)際情況下，在切換到起飛工作模式時(shí)，航行器頭部出水并處于半沾濕狀態(tài)，此時(shí)航行阻力較小，此外水翼也將提供一部分升力以輔助航行器抬頭。

本文針對(duì)水下、空中以及起飛3種工作狀態(tài)，提出一種空水共用渦輪機(jī)設(shè)計(jì)方法，并使用數(shù)值仿真方法分析了各工況下的性能、損失以及流動(dòng)特性，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方法的合理性以及起飛工況的可行性。研究結(jié)果可為空水共用渦輪機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和試驗(yàn)提供參考。

1 空水共用渦輪機(jī)設(shè)計(jì)方法

1.1 空中及水下工況一維設(shè)計(jì)方法

空水共用渦輪機(jī)中徑截面處的示意圖如圖2所示。水下噴管采用拉瓦爾噴管，空中噴管為收縮式噴管，轉(zhuǎn)子則是水下渦輪機(jī)常用的沖動(dòng)式葉片，兩種噴管同時(shí)存在，總部分進(jìn)氣度接近1以實(shí)現(xiàn)共用一套渦輪轉(zhuǎn)子的效果。

圖2 中徑處的空水輪機(jī)示意圖Fig.2 Schematic of the air-water turbine at mid-span

針對(duì)跨介質(zhì)航行器的空中/水下運(yùn)行工況，本文基于常規(guī)部分進(jìn)氣渦輪機(jī)的設(shè)計(jì)方法，引入空中渦輪機(jī)設(shè)計(jì)，使用循環(huán)迭代的方式，提出一種空水共用渦輪機(jī)的參數(shù)設(shè)計(jì)方法，計(jì)算流程如圖3所示。該設(shè)計(jì)方法可分為以下6步：

1) 在開始計(jì)算前應(yīng)先假設(shè)水下渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速nw和轉(zhuǎn)子輪盤中徑Dm，以及水下工況下渦輪機(jī)內(nèi)效率ηts,w。

2) 根據(jù)等熵膨脹原理可以求出水下工況渦輪機(jī)的噴管設(shè)計(jì)參數(shù)，根據(jù)速度三角形和沖動(dòng)式渦輪機(jī)轉(zhuǎn)子葉型的經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法，可得出渦輪機(jī)轉(zhuǎn)子設(shè)計(jì)參數(shù)；核算水下工況渦輪機(jī)性能參數(shù)，得到渦輪機(jī)的理論內(nèi)效率，判斷與假設(shè)效率是否一致，不一致則返回第1步替換假設(shè)的內(nèi)效率，反復(fù)迭代，最終獲得水下工況下的渦輪機(jī)各項(xiàng)設(shè)計(jì)參數(shù)，具體設(shè)計(jì)方法可參考文獻(xiàn)[9，11]。此外，考慮到水下工況噴管所占弧段和燃?xì)饬髁烤^小，并且排氣形式為全周排氣，因此在水下工況一維設(shè)計(jì)時(shí)簡化了尾噴管的流動(dòng)損失計(jì)算。

3) 假設(shè)壓氣機(jī)壓比εk以及空中工況下的渦輪機(jī)內(nèi)效率ηts，a，代入空中工況動(dòng)力系統(tǒng)的參數(shù)設(shè)計(jì)中，使得燃料消耗率br達(dá)到最小值，不斷修正壓氣機(jī)壓比以得到符合燃料消耗率的空中工況渦輪機(jī)功率、燃?xì)赓|(zhì)量流量以及空中渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速。由于空中工況所占弧段接近全周進(jìn)氣并且燃?xì)饬髁枯^大，計(jì)算過程中考慮了尾噴管損失和壓降，以滿足空中工況所需的推力要求。

4) 根據(jù)第3步中的功率、質(zhì)量流量以及轉(zhuǎn)速求出空中工況下的渦輪噴管設(shè)計(jì)參數(shù)，并得到空中工況下的渦輪轉(zhuǎn)子安裝角βr，a，其他幾何參數(shù)保持與水下工況相同；使用類似水下渦輪機(jī)設(shè)計(jì)的方法，核算空中工況下的渦輪機(jī)性能參數(shù)，不斷迭代得到空中工況的渦輪機(jī)內(nèi)效率及各項(xiàng)設(shè)計(jì)參數(shù)。

5) 改變渦輪機(jī)轉(zhuǎn)子葉片高度Hr或渦輪機(jī)中徑Dm，并確保葉片根部應(yīng)力σb以及輪盤根部應(yīng)力σw小于許用應(yīng)力σa，使水下和空中噴管互不干擾。

6) 不斷調(diào)整水下和空中噴管的斜切角αn，w和αn，a使兩個(gè)工況下的渦輪轉(zhuǎn)子安裝角βr，w和βr，a近似相等，以兼顧兩種航行工況，最終安裝角度取值則近似為|βr，w+βr，a|/2。

圖3 一維設(shè)計(jì)流程Fig.3 Mean-line design flow chart

矩形噴管設(shè)葉方法如下：喉部軸向長度為喉部寬度的一半，葉凹面圓弧半徑為6倍喉部寬度，葉凸面圓弧半徑為2.5倍喉部寬度，葉凸面迎流面傾角30°，葉凹面迎流面傾角0°，出口斜切角由程序給出，噴管高度為轉(zhuǎn)子葉片高度的0.877倍，水下噴管進(jìn)口寬度為5倍喉部寬度，擴(kuò)張角8°，空中噴管進(jìn)口寬度等于節(jié)距，擴(kuò)張角0°。

轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計(jì)方法如下：葉凹面圓弧出入口切線以及葉凸面出入口直線皆為葉片安裝角，其余參數(shù)經(jīng)驗(yàn)性的由水下噴管出口標(biāo)稱寬度決定，葉片寬為1.131倍，葉片邊緣厚度為0.181倍，葉片截距為0.833倍，葉片個(gè)數(shù)則根據(jù)截距取整。

1.2 起飛工況一維/三維耦合設(shè)計(jì)方法

跨介質(zhì)航行器從水面起飛時(shí)，OTTO-Ⅱ燃?xì)夂兔河腿細(xì)夤餐M(jìn)入渦輪機(jī)做功，為跨介質(zhì)航行器的起飛過程提供充足的動(dòng)力需求。計(jì)算流程如圖4所示。

圖4 起飛工況計(jì)算流程Fig.4 Flow chart of the calculation for takeoff conditions

該設(shè)計(jì)方法可簡述為以下4步：

1) 為提高燃?xì)饬髁?，起飛工況下的渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速設(shè)定為水下轉(zhuǎn)速，進(jìn)而求出起飛工況下的燃?xì)赓|(zhì)量流量和所需要的壓氣機(jī)功率。

2) 假設(shè)一個(gè)空中渦輪機(jī)壓比Ba，qf，則根據(jù)所需煤油燃?xì)獾牧髁壳蟪銎痫w工況下的空中部分的噴管入口邊界條件以及渦輪機(jī)出口邊界條件，并使用數(shù)值仿真方法得到此時(shí)的功率。

3) 再通過起飛工況下壓氣機(jī)所需功率與煤油燃?xì)庾龉β手g的差值，假設(shè)水下噴管的入口壓力pw，qf，使用數(shù)值仿真方法并讀出此時(shí)各部分的損失，然后不斷迭代修正，得出符合起飛功率Pqf的水下噴管入口壓力。

4) 通過尾噴管的進(jìn)出口參數(shù)，得出假設(shè)條件下的尾噴管推力。不斷迭代修正，直至尾噴管產(chǎn)生的推力Ft，qf大于所需推力要求。

2 數(shù)值仿真方法

2.1 控制方程與湍流模型

由于針對(duì)多種做功工質(zhì)以及多工作模式的研究較少，僅采用一維設(shè)計(jì)難以描述其內(nèi)部復(fù)雜的流動(dòng)狀態(tài)，本文使用基于Fluent的數(shù)值仿真軟件驗(yàn)證一維設(shè)計(jì)的合理性，并進(jìn)一步研究不同工況下的渦輪機(jī)各部分損失及流場特性。組分輸運(yùn)模型被用于同時(shí)仿真OTTO-Ⅱ燃?xì)庖约懊河腿細(xì)?，其控制方程可表示為?/p>

組分守恒方程

(2)

動(dòng)量方程

(3)

能量方程

(4)

(5)

(6)

式中：Gk表示湍流動(dòng)能；Gω代表湍流頻率ω的生成；Dω為交叉擴(kuò)散項(xiàng)；Yk和Yω代表k和ω由于湍流而產(chǎn)生的耗散。本文采用有限體積法離散控制方程，梯度離散方法采用基于網(wǎng)格中心的最小二乘法，壓力離散方法則采用2階格式，流動(dòng)方程和標(biāo)量方程的對(duì)流項(xiàng)均采用2階迎風(fēng)格式離散?？紤]到數(shù)值計(jì)算的收斂性和收斂速度，本文采用了SIMPLEC求解器。多重參考系模型對(duì)渦輪機(jī)轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)區(qū)域進(jìn)行設(shè)置，凍結(jié)轉(zhuǎn)子法則用來處理動(dòng)靜交界面。噴管域入口處使用總溫總壓入口邊界條件，出口域出口則采用靜壓出口。 應(yīng)用湍流模型使用了自動(dòng)壁面函數(shù)，處理近壁面網(wǎng)格時(shí)的壁面無量綱網(wǎng)格距離y+保持在了10～100之間，所有壁面均考慮為無滑移絕熱壁面。

2.2 數(shù)值仿真方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證數(shù)值仿真方法的準(zhǔn)確性，本文使用了Kiely等[4]提供的2 kW部分進(jìn)氣渦輪機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，相關(guān)尺寸參數(shù)如表1所示。邊界條件根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)給出(見表2)，網(wǎng)格無關(guān)性檢驗(yàn)和試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果如表3所示，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)超過150萬之后，內(nèi)效率基本保持不變。為提高計(jì)算效率，本文后續(xù)研究均采用200萬網(wǎng)格數(shù)的節(jié)點(diǎn)分配策略，用于驗(yàn)證的計(jì)算域和網(wǎng)格如圖5所示。與試驗(yàn)結(jié)果相比相對(duì)誤差在5%以內(nèi)，驗(yàn)證了本文數(shù)值仿真方法的準(zhǔn)確性。此外，還給定渦輪機(jī)尺寸使用1.1節(jié)提供的一維設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了理論計(jì)算，一維設(shè)計(jì)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比相對(duì)誤差也在5%以內(nèi)(見表3)，證明了一維設(shè)計(jì)的可靠性。

表1 Kiely軸向渦輪機(jī)設(shè)計(jì)尺寸Table 1 Axial turbine design parameters (Kiely)

表2 Kiely軸向渦輪機(jī)邊界條件設(shè)置Table 2 Axial turbine boundary conditions (Kiely)

表3 數(shù)值驗(yàn)證與網(wǎng)格無關(guān)性研究Table 3 Numerical validation and mesh independent study

圖5 用于數(shù)值驗(yàn)證的計(jì)算域和網(wǎng)格Fig.5 Calculation domain and mesh for numerical validation

3 設(shè)計(jì)仿真結(jié)果與討論

3.1 空水共用渦輪機(jī)設(shè)計(jì)結(jié)果及仿真驗(yàn)證

某型跨界質(zhì)航行器設(shè)計(jì)指標(biāo)如表4所示，以此作為輸入條件展開一維設(shè)計(jì)，所得渦輪機(jī)幾何和性能參數(shù)結(jié)果如表5所示，各工況的邊界條件則列在表6中。

表4 輸入?yún)?shù)Table 4 Input parameters

表5 一維設(shè)計(jì)輸出的幾何參數(shù)和渦輪機(jī)性能預(yù)估Table 5 Geometry parameters and performance from mean-line design

表6 邊界條件設(shè)置Table 6 Boundary conditions

為進(jìn)一步驗(yàn)證一維設(shè)計(jì)方法的可靠性，本節(jié)根據(jù)一維設(shè)計(jì)所得幾何參數(shù)，采用整周建模的形式建立了數(shù)值仿真計(jì)算模型，其計(jì)算域和網(wǎng)格如圖6所示?？紤]到全周排氣形式對(duì)渦輪機(jī)流場影響較小，為提高計(jì)算效率，簡化了尾噴管的建模，計(jì)算時(shí)直接用一維設(shè)計(jì)所得尾噴管入口壓力作為出口邊界條件。表7展示了前述幾何參數(shù)和邊界條件下的數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果，水下工況內(nèi)效率55.8%，空中工況內(nèi)效率77.4%，對(duì)比表7和表5可以看出：水下工況內(nèi)效率相對(duì)誤差0.36%；空中工況內(nèi)效率相對(duì)誤差0.76%。相對(duì)誤差均在2%以內(nèi)，可認(rèn)為單獨(dú)在水下和空中工況下，所設(shè)計(jì)的空水共用渦輪機(jī)均可滿足設(shè)計(jì)需求，也進(jìn)一步驗(yàn)證了一維設(shè)計(jì)方法的合理性和準(zhǔn)確性。

圖6 空水共用渦輪機(jī)計(jì)算網(wǎng)格Fig.6 Calculation mesh for a air-water turbine

表7 渦輪機(jī)性能的數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果

表8給出了滿足推力要求的起飛工況設(shè)計(jì)結(jié)果，設(shè)計(jì)流程依托仿真計(jì)算方法完成，該渦輪可以正常工作以實(shí)現(xiàn)起飛工況，驗(yàn)證了起飛工況的可行性。本文將對(duì)空水共用渦輪機(jī)各工況下的損失以及流場特性進(jìn)行進(jìn)一步的分析。

表8 起飛工況設(shè)計(jì)結(jié)果Table 8 Design result of takeoff condition

3.2 損失特性分析

由于空水共用渦輪機(jī)的功率和效率表現(xiàn)與傳統(tǒng)渦輪機(jī)有很大不同，為進(jìn)一步評(píng)估渦輪機(jī)性能，本文開展了3種工況下的損失分解研究。數(shù)值計(jì)算結(jié)果中的各部分損失可通過對(duì)同一算例的不同數(shù)據(jù)處理方式獲得。本文所考慮的損失類型及其分解方法為：

1) 噴管損失：噴管中的邊界層黏性耗散、二次流以及激波現(xiàn)象所造成的損失。通過噴管出口平均壓力求解理想情況下的出口速度，并與噴管出口平均速度做差，所得速度折合為焓降并除以整個(gè)渦輪機(jī)的理想焓降，即可獲得噴管損失。

2) 葉型損失：工作區(qū)段轉(zhuǎn)子葉片中的邊界層黏性耗散、二次流以及激波現(xiàn)象所造成的損失。通過最大可用功率與數(shù)值計(jì)算功率的差值獲得整體損失，再與除轉(zhuǎn)子外的功率損失做差以獲得轉(zhuǎn)子處的損失，然后去除葉頂間隙造成的損失即可獲得葉型損失。為進(jìn)一步細(xì)化葉型損失，還借助熵增的方法，對(duì)一部分轉(zhuǎn)子和靜子流道采用周期性邊界的方式展開研究。其中端面損失為轉(zhuǎn)子輪轂和葉頂壁面設(shè)置為無滑移和自由滑移邊界時(shí)，進(jìn)出口截面熵增的差值；前緣損失為端面無滑移時(shí)噴管出口到轉(zhuǎn)子前緣的熵增；流通損失為轉(zhuǎn)子前緣到轉(zhuǎn)子后緣的熵增；尾緣損失為轉(zhuǎn)子后緣到轉(zhuǎn)子出口的熵增。

3) 葉頂間隙損失：工作流體在葉頂間隙中發(fā)生泄漏所造成的損失。通過監(jiān)測葉頂間隙處的質(zhì)量流量與主流區(qū)域的比值，再通過功率和摩擦功率損失反推出輪軸功率，即可通過流量比得出葉頂間隙由于泄漏所造成的功率損失。

4) 輪盤摩擦損失：轉(zhuǎn)子輪盤前后表面的摩擦功。通過監(jiān)測輪盤前后表面的力矩再乘以轉(zhuǎn)速即可獲得輪盤摩擦損失。

5) 鼓風(fēng)損失：非工作區(qū)段轉(zhuǎn)子葉片產(chǎn)生的負(fù)功率。通過監(jiān)測非工作區(qū)段的轉(zhuǎn)子表面力矩并乘以轉(zhuǎn)速即可獲得鼓風(fēng)損失。

6) 出口能量損失：出口處的動(dòng)能耗散。通過監(jiān)測與工作區(qū)段弧長相當(dāng)?shù)某隹谔幟嫫骄俣燃纯傻玫匠隹谀芰繐p失，在進(jìn)行面平均計(jì)算時(shí)應(yīng)考慮氣流偏轉(zhuǎn)。

對(duì)于起飛工況，水下噴管和水上噴管在各自計(jì)算域中直接讀取相應(yīng)數(shù)據(jù)進(jìn)而獲得噴管損失。而針對(duì)轉(zhuǎn)子處的損失，可分別在空中部分和水下部分依據(jù)噴管出口所對(duì)弧長劃分不同區(qū)域進(jìn)行計(jì)算。

圖7展示了水下、空中以及起飛工況的損失分解結(jié)果，圖中-Δηts為渦輪機(jī)內(nèi)效率的下降量。由圖7可以看出3種工況下轉(zhuǎn)子損失最大(水下工況：26.61%；空中工況：13.19%；起飛工況：37.84%)，其中葉型損失是造成轉(zhuǎn)子損失的主要因素(水下工況：22.88%；空中工況：9.71%；起飛工況：32.54%)。對(duì)于起飛工況，水下噴管所對(duì)應(yīng)弧段的葉型損失(16.01%)略低于空中噴管所對(duì)應(yīng)弧段的葉型損失(16.53%)，對(duì)于空中弧段其葉型損失還包括了沖擊吸力面產(chǎn)生的負(fù)功率(損失約6.37%)。

圖7 不同工況下的損失分解Fig.7 Loss breakdown of different working conditions

此外，空中噴管的靜子損失(空中工況：3.40%；起飛工況：0.89%)相比于水下噴管較小(水下工況：6.00%；起飛工況：15.89%)，這主要是由于空中噴管的出口馬赫數(shù)(空中工況：1.21，速度系數(shù)：0.981 1；水下工況：2.58，速度系數(shù)：0.965 1)較低造成的，尤其是起飛工況的空中噴管馬赫數(shù)為0.38 (速度系數(shù)：0.924 7)未達(dá)到超音速狀態(tài)，而水下噴管馬赫數(shù)為2.19 (速度系數(shù)：0.898 1)偏離設(shè)計(jì)工況損失進(jìn)一步增大。

噴管出口處的狀態(tài)也會(huì)影響到轉(zhuǎn)子前緣處損失增加的速度。圖8展示了轉(zhuǎn)子流道從入口到出口的質(zhì)量平均熵增所折合的累計(jì)效率損失，可以看出：轉(zhuǎn)子前緣處損失增加的斜率隨速度升高而增大(水下工況>起飛工況:水下部分>空中工況)；水下工況和起飛工況的水下部分在進(jìn)入轉(zhuǎn)子葉片后流動(dòng)逐漸穩(wěn)定，損失增加的斜率也逐漸下降；而在轉(zhuǎn)子葉片出口處則由于尾緣和膨脹波的存在，損失急劇上升，最終在轉(zhuǎn)子流道出口處逐漸穩(wěn)定。對(duì)于空中工況，由于轉(zhuǎn)子內(nèi)的速度相對(duì)較低，損失增加趨勢大致相同；而在起飛工況，空中部分由于葉片前部吸力面的氣流沖擊，造成損失在前緣后一小部分依舊持續(xù)增大，而后損失增加不大。

圖8 不同工況下轉(zhuǎn)子流域沿x軸方向的損失Fig.8 Rotor loss along the x-axis of different working conditions

圖9總結(jié)了轉(zhuǎn)子處的各部分損失?？梢钥闯銮熬墦p失、流通損失以及尾緣損失為葉型損失的主要部分，端面損失對(duì)渦輪機(jī)效率影響很小(<1%)；對(duì)于水下工況而言，流通損失(8.00%)與尾緣損失(8.02%) 都對(duì)葉型損失具有較大影響；對(duì)于其他工況而言則流通損失影響最大(空中工況3.52%；起飛工況的水下部分6.49%；起飛工況的空中部分10.72%)。

圖9 不同工況下的轉(zhuǎn)子葉型損失分解Fig.9 Rotor profile loss breakdown of different working conditions

對(duì)于鼓風(fēng)損失，如圖7所示，水下工況的損失最大(水下工況：6.90%；空中工況：4.63%；起飛工況：1.53%) ，這主要是由于水下工況的部分進(jìn)氣度最小造成的 (水下工況：0.07；空中工況：0.71；起飛工況：0.78)。從圖7還可以看出，輪盤摩擦損失對(duì)渦輪機(jī)效率的影響是可以忽略不計(jì)的(<1%) 。

3.3 流動(dòng)特性分析

為了進(jìn)一步分析3種工況下轉(zhuǎn)子損失生成的原因，圖10分別給出了水下、空中以及起飛工況下的相對(duì)速度云圖以及流線圖，其中流線為三維體流線在相應(yīng)截面上的分量，轉(zhuǎn)子葉片處在數(shù)據(jù)處理時(shí)考慮了旋轉(zhuǎn)速度，而在噴管域、出口腔、前后間隙則未加入旋轉(zhuǎn)速度。由圖10可以看出，3種工況下位于非工作段的轉(zhuǎn)子葉片對(duì)滯留氣體做功產(chǎn)生了大量旋渦，滯留氣體不斷在流道中來回運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而產(chǎn)生鼓風(fēng)損失。

圖10 不同工況下中徑處的相對(duì)速度云圖和流線圖Fig.10 Relative velocity contours and streamlines at mid-span under different working conditions

在工作段，水下工況超音速氣流撞擊渦輪葉片前緣產(chǎn)生壓縮波，在軸向間隙中相對(duì)速度首先會(huì)突然下降，而后在經(jīng)過激波面后，由于轉(zhuǎn)子葉片截面積大于噴管出口面積，相對(duì)速度會(huì)進(jìn)一步上升。當(dāng)工質(zhì)氣流到達(dá)葉片約30%弦長處時(shí)，葉片吸力面線形由直線變?yōu)閳A弧，流道突然擴(kuò)張，工質(zhì)膨脹加劇，相對(duì)速度進(jìn)一步提高，隨后受吸力面線形影響，氣流在約45%弦長處形成分離渦。此外由于受到壓力面圓弧線形影響，氣流在流動(dòng)方向上受到阻礙，形成壓縮波并在葉片壓力面約20%弦長處形成一道與氣流流動(dòng)方向垂直的激波。氣流流經(jīng)該區(qū)域，相對(duì)速度急劇降低。此外，受激波影響，吸力面上的分離渦在弦長約50%處消失。之后氣流重新加速，由于受到吸力面線形的影響，在弦長約70%處吸力面由圓弧轉(zhuǎn)換為直線，氣流會(huì)再次出現(xiàn)分離渦。同樣的，氣流在弦長約80%處的激波會(huì)導(dǎo)致速度的第2次降低。當(dāng)氣流流出渦輪轉(zhuǎn)子流道進(jìn)入后端空腔流域時(shí)，會(huì)在轉(zhuǎn)子流道出口形成膨脹波，在轉(zhuǎn)子流道出口處相對(duì)速度又會(huì)有少量上升。

氣流在空中工況的流動(dòng)更為簡單，整個(gè)流動(dòng)過程相比水下工況更加平穩(wěn)，轉(zhuǎn)子流道中不存在分離渦及明顯的激波現(xiàn)象，氣流在渦輪葉柵流道內(nèi)的能量損失更少。這主要是由于在一維設(shè)計(jì)時(shí)，為同時(shí)匹配水下和空中兩種工況，轉(zhuǎn)子安裝角為二者相對(duì)速度的中值造成的，水下工況具有正沖角1.86°，而空中工況則為負(fù)沖角1.86°，正攻角導(dǎo)致吸力面更容易產(chǎn)生分離渦，而負(fù)攻角時(shí)流線更加貼合吸力面，流動(dòng)損失更小。

在起飛工況水下噴管和空中噴管均工作在非設(shè)計(jì)點(diǎn)，空中噴管出口處速度(226 m/s)為空中工況(660 m/s)的1/3，此外渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速還提高到了原來的1.27倍，使得轉(zhuǎn)子入口處的相對(duì)速度方向與旋轉(zhuǎn)方向相反，氣流反向沖擊到葉片前緣吸力面，產(chǎn)生負(fù)向力矩，隨后氣流在葉片前緣壓力面會(huì)形成旋渦，并最終通過轉(zhuǎn)子流道流出。水下噴管出口速度(1 157 m/s) 低于水下工況(1 294 m/s)，此時(shí)沖角約等于0°，抑制了分離渦的出現(xiàn)。所以從圖7的損失分解來看起飛工況時(shí)水下噴管所在弧段造成的轉(zhuǎn)子葉型損失(16.01%)低于水下工況(22.88%)。

對(duì)于水下工況，造成葉型損失的主要原因?yàn)榱鞯乐械姆蛛x渦和激波(見圖10(a))。圖11展示了水下、空中以及起飛工況下葉柵流道處的相對(duì)速度云圖及流線圖，其中流線為三維體流線在相應(yīng)截面上的分量。由圖11可以看出，水下工況在葉片通道徑向方向上的二次流小于其他工況。對(duì)于空中工況，葉型損失則主要來自于徑向方向上的二次流(見 圖11(b))，沿流動(dòng)方向則更為平緩。針對(duì)起飛工況，空中部分造成負(fù)功率且氣流方向與旋轉(zhuǎn)方向相反，氣體強(qiáng)制從轉(zhuǎn)子排除(見圖11(c))，產(chǎn)生的葉型損失占據(jù)了一半，另一半損失則是來自水下部分在徑向方向上的二次流動(dòng)，沿流動(dòng)方向損失相對(duì)較小。

圖11 不同工況下葉柵流道的相對(duì)速度云圖和流線圖Fig.11 Relative velocity contours and streamlines at blade passages under different working conditions

4 結(jié)論

本文針對(duì)跨界質(zhì)航行器的工作特點(diǎn)，對(duì)適用于水下、空中和起飛3種工況的空水共用渦輪機(jī)進(jìn)行了一維設(shè)計(jì)和數(shù)值仿真，獲得了渦輪機(jī)的幾何參數(shù)和性能預(yù)估。得到以下主要結(jié)論：

1) 針對(duì)空水共用渦輪機(jī)水下、空中和起飛3種工況的要求，考慮到運(yùn)用循環(huán)迭代的方法提出了一種適用于跨介質(zhì)航行器的空水共用渦輪機(jī)設(shè)計(jì)方法，空中和水下工況與仿真結(jié)果對(duì)比，內(nèi)效率相對(duì)誤差在2%以內(nèi)，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方法的合理性以及起飛工況的可行性。

2) 本文提出的數(shù)值損失分解方法可用于研究渦輪機(jī)內(nèi)部的各項(xiàng)損失，轉(zhuǎn)子損失在空水渦輪機(jī)中所占比重最大，而葉型損失則是造成轉(zhuǎn)子損失的主要因素。

3) 水下工況激波和分離渦現(xiàn)象顯著，部分進(jìn)氣度很低，而空中工況流場更加簡單，流動(dòng)過程更為平穩(wěn)，相比于水下工況損失較小。在起飛工況，空中噴管嚴(yán)重偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)產(chǎn)生負(fù)功率，此時(shí)水下噴管起到主要作用。

未來工作將進(jìn)一步優(yōu)化轉(zhuǎn)子線形以降低轉(zhuǎn)子處的二次流動(dòng)及葉型損失；對(duì)于減少葉頂間隙損失，則可考慮增設(shè)圍帶結(jié)構(gòu)；渦輪機(jī)的反力度也可在設(shè)計(jì)階段重新分配從而減少起飛工況下的噴管損失，最終優(yōu)化結(jié)果可為后續(xù)試驗(yàn)樣機(jī)的研制提供參考。