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(1．西北工業(yè)大學動力與能源學院，陜西西安710072) 2．中航工業(yè)西安航空動力控制科技有限公司，陜西西安800077

摘要:采用多塊拓撲結構和八叉樹格式構建的混合網(wǎng)格，通過數(shù)值計算對某型誘導輪與葉輪一體式離心泵內(nèi)流場性能進行了分析研究，仿真結果表明:不同計算工況下仿真數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)揚程值誤差小于1%、效率值誤差小于5%，即所使用的數(shù)值方法能夠準確地模擬該型離心泵性能和內(nèi)流場。進一步的仿真分析表明:一體式葉輪進口長度較大使得各個流量工況下離心泵葉輪內(nèi)壓力有明顯的非對稱性;隔舌處葉輪通道內(nèi)壓力變化最為劇烈，且在大流量工況下壓力低于其它流量壓力;葉片壓力側固定位置處有低速團的產(chǎn)生，葉片背力側入口附近也容易產(chǎn)生低速流團。

關鍵詞:航空發(fā)動機;航空燃油離心泵;誘導輪與葉輪一體式;數(shù)值模擬;內(nèi)流場;混合網(wǎng)格

在航空發(fā)動機附件中，離心泵可以提供可靠的前級壓力。因此，對高性能燃油離心泵內(nèi)流場性能進行分析研究，滿足航空發(fā)動機進一步發(fā)展，是一項重要的研究課題［1-2］。在發(fā)動機起動階段，普通離心泵出口壓力小，難以滿足燃油系統(tǒng)對噴油壓力的要求，新型的誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵進口誘導輪葉片與葉輪長葉片型線平穩(wěn)過渡，設計為一體形式，在發(fā)動機起動階段燃油能夠供給充足的燃油，且提高了離心泵的各個工作狀態(tài)下的效率和抗汽蝕性能［3］，因此，進行新型離心泵的數(shù)值模擬工作尤為必要。

航空燃油離心泵內(nèi)流場受離心力和科氏力的相互作用強烈，使得泵的三維建模和內(nèi)部的流場異常復雜［4］，依靠傳統(tǒng)的理論和試驗方法對其進行研究存在較大困難，因此研究人員對離心泵葉輪以及內(nèi)部流場仿真展開了大量的研究工作。國外對離心泵內(nèi)部數(shù)值模擬的研究很多，Shah通過CFD技術研究了離心泵汽蝕兩相分布的數(shù)值模擬預測技術［5］，Hwayang等人針對離心泵的抗汽蝕性能進行了參數(shù)優(yōu)化研究［6］，Kurokawa研究了離心泵葉輪出口的流動特點［7］，并給出了合理的優(yōu)化建議，Marx針對前置誘導輪的離心泵進行了非定常數(shù)值研究［8］，郭曉梅等人分析了前置不同類型的誘導輪對高速離心泵旋轉空化特性的影響［9］。然而對誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵進行高效、可靠的研究并不多。誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵與傳統(tǒng)航空燃油離心泵相比，具有更寬泛的流量工況，且各個工況下提供了高效穩(wěn)定的出口壓力，采用了誘導輪與葉輪一體化設計的多級導流結構。葉輪分為正反兩側葉片;輪緣直徑比傳統(tǒng)組裝結構的離心泵更小;采用引射器連接了蝸殼進口與泵進口。其中葉輪、蝸殼以及引射器的合理匹配設計，是保障和提高泵的效率、增壓能力以及抗汽蝕特性的關鍵技術。數(shù)值模擬是研究離心泵的常規(guī)方法，尤其對該型復雜結構的離心泵，通過高精度的建模技術及CFD數(shù)值模擬，能夠有效研究葉輪、蝸殼以及引射器內(nèi)部流動特性與汽液兩相分布狀態(tài)，對離心泵的合理匹配設計具有重要意義。目前國內(nèi)公開發(fā)表的誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵的相關研究成果很少，因此還需進一步開展研究工作。

為此，本文針對誘導輪與葉輪一體式離心泵的性能進行了數(shù)值模擬。采用混合網(wǎng)格模型劃分離心泵的三維模型，使用計算流體力學軟件Pumplinx［10］對離心泵的內(nèi)部流場進行了數(shù)值模擬。與試驗數(shù)據(jù)對比后驗證了數(shù)值模擬方法的有效性，通過預測離心泵的揚程與效率證明了發(fā)動機不同狀態(tài)下離心泵的性能，最后對該新型結構的離心泵展開了內(nèi)流場分析。

1　研究模型

離心泵是航空發(fā)動機燃油系統(tǒng)應用最多的增壓泵，隨著航空發(fā)動機推重比的不斷增加，對泵的要求也在提高。因此，需要根據(jù)航空發(fā)動機對主燃油前級增壓泵的新要求，研究滿足需求的增壓離心泵。

誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵是國外為推比10的航空發(fā)動機提供前級增壓而研發(fā)的新型結構離心泵，其誘導輪與葉輪是一體結構，為多級導流組合葉輪，所有葉片均為三維扭曲葉片。這種葉輪型線復雜，加工難度大，但由于流體在葉輪內(nèi)經(jīng)過多級葉輪的增壓，泵的效率較傳統(tǒng)離心泵要高。該型離心泵特殊的一體式葉輪型線結構，可以更好地降低進口燃油的流速，即增大進口壓力，提高泵的抗汽蝕特性;在大流量狀態(tài)下，其輪緣直徑比傳統(tǒng)組裝結構的離心泵更小，避免了不穩(wěn)定力的發(fā)生;由于葉輪一體式結構避免了誘導輪與葉輪之間匹配連接問題，減小了水力損失;因此，該型離心泵與傳統(tǒng)離心泵相比，效率更高，具有更為優(yōu)良的葉輪進口條件等［10］。

誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵的性能參數(shù)為:工作介質(zhì)是密度為753 kg/m3的航空煤油。離心泵設計轉速np= 8 000 r/min，設計流量Qp= 77 000 L/h，泵的進出口壓差ΔPh=0．956 MPa。

離心泵主要結構包括進口殼體組件、葉柵組件、壓緊襯套、葉輪組件、蝸殼組件、卡圈、傳動組件、導管以及傳動軸，本文主要針對一體式葉輪與蝸殼進行數(shù)值模擬研究。

該型泵的工作葉輪采用主葉片2片，第一輔助葉片2片，第二輔助葉片4片，其葉片采用柱坐標系來給出構成葉型的4條曲線的空間坐標。離心泵的蝸殼為帶錐形擴散管的螺旋型形狀，其斷面從方形向圓形過渡，可提高效率。

通過對各個部件的設計，給出誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵的主要結構參數(shù)，如表1所示。在進行泵的內(nèi)部流場的數(shù)值模擬之前，首先建立流場的三維模型。利用UG建立一體式離心泵三維模型如圖1所示。

2　航空燃油離心泵數(shù)值模擬與分析

在設計轉速8 000 r/min的不同流量狀態(tài)開展離心泵數(shù)值模擬，并將計算結果與試驗數(shù)據(jù)相對比，以驗證計算方法的適用性。將離心泵內(nèi)部流動視為不可壓縮流動，采用動靜參考系解決旋轉葉輪與靜止泵體的耦合問題，葉輪設置為運動參考系，泵殼和其他流動域設置為靜參考系。進口邊界采用壓力進口邊界，給定來流總溫總壓;出口邊界為體積流量出口邊界;壁面除了離心泵進口、出口、葉輪和蝸殼交界面以及進口管和葉輪的交界面采用interface類型，其余固體壁面均采用絕熱無滑移邊界條件，其中，各葉片表面設置為移動旋轉壁面條件，旋轉速度與葉輪流體區(qū)域一致，絕對速度8 000 r/min，其它固體壁面均為靜止壁面條件［11］。

計算采用壓力基隱式差分方法，二階迎風差分格式以及COUPLED方法求解三維定常雷諾平均Navier-Stokes方程。湍流模型選取k-ε模型。計算工質(zhì)為航空煤油。為提高計算效率，采用了多重網(wǎng)格法、局部時間步長和殘差光順等加速收斂措施。

誘導輪與葉輪一體式結構的航空燃油離心泵由于幾何結構非常復雜，其一體式葉輪型線扭曲度特別大，且蝸殼隔舌角處網(wǎng)格過渡很難處理。因此對該型結構進行網(wǎng)格劃分需要進行復雜的工作。一體式葉輪對泵性能影響較大，因此采用多塊拓撲結構的方式進行結構劃分;而蝸殼采用八叉樹的方式劃分非結構網(wǎng)格;最終生成更適合數(shù)值計算的離心泵混合網(wǎng)格。

葉輪結構化網(wǎng)格劃分時，葉輪采用多塊拓撲結構的方式，將葉輪計算域模型分為關于原點對稱的2個周期模型，這樣便使得復雜模型相對簡單，更好地完成高質(zhì)量結構網(wǎng)格。對單個模型進行網(wǎng)格劃分時，將單獨的計算域建立多區(qū)域劃分即形成多塊拓撲結構。

通過多塊拓撲結構的方式劃分的葉輪網(wǎng)格，排列光滑、正交性好。在放大區(qū)域，葉片進口與葉片出口的網(wǎng)格排列整齊、光滑，且在葉片周圍網(wǎng)格數(shù)目有所加密，提高數(shù)值模擬時葉片附近流動的精確度。

由于一體式航空燃油離心泵的新式結構，葉輪對泵的整體性能影響較大，蝸殼本身結構相對簡單，適合非結構網(wǎng)格的計算迭代方式，能夠建立高質(zhì)量的非結構網(wǎng)格。且燃油在離心泵的內(nèi)部流動中，本身具有隨意性，因此，蝸殼采用非結構網(wǎng)格進行劃分。蝸殼的非結構網(wǎng)格采用四面體網(wǎng)格(Tetra)，迭代格式采用八叉樹即Robust(Octree)計算方法。最終一體式離心泵混合網(wǎng)格劃分模型如圖2所示，其中葉輪網(wǎng)格數(shù)為232 357，蝸殼網(wǎng)格數(shù)為185 922，整個計算區(qū)域的網(wǎng)格數(shù)為418 279。

一體式航空燃油離心泵進行加工裝配后，制成樣件。在轉速8 000 r/min下進行了試驗，試驗數(shù)據(jù)與仿真結果如表2所示。

通過不同工況下的數(shù)值模擬，計算離心泵在不同工況下的揚程、效率。

式中: Pin為泵進口處的總壓力; Pout為泵出口處的總壓力;Δh為泵進出口的高度差; P為軸功率。

根據(jù)數(shù)值模擬的增壓值結果，采用(1)式、(2)式計算離心泵在不同工況下的揚程、效率。表3給出了離心泵數(shù)值模擬結果與試驗結果在某一計算工況下?lián)P程與效率值的對比。

表3對比顯示，所研究的誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵在該計算工況下，揚程和總效率誤差很小，數(shù)值模擬精度很高，處于性能允差范圍內(nèi)。利用揚程和效率公式計算出數(shù)值模擬與試驗不同工況下的揚程和效率，得出流量-揚程、流量-效率曲線如圖3和圖4所示。

如圖3、圖4所示，不同流量工況下，一體式航空燃油離心泵壓力場、速度場及變化趨勢與理論是一致的;離心泵的揚程隨流量的增加而下降，離心泵的效率隨流量的增加而逐漸增加，至設計點最高，符合離心泵性能曲線的特點。數(shù)值模擬與試驗數(shù)據(jù)在各個流量工況下趨勢基本相同，且各個流量下?lián)P程誤差不超過1%，效率誤差不超過5%，表明數(shù)值模擬能精確地預測一體式航空燃油離心泵性能。

通過離心泵不同工況下的性能預測分析，表明發(fā)動機起動加速階段即小流量狀態(tài)下，離心泵出口壓力達到1．19 MPa左右，因此可以在小流量工作下供應足夠高的燃油以提高離心泵抗汽蝕特性;發(fā)動機巡航狀態(tài)下，即離心泵的中間流量工況下，離心泵能夠穩(wěn)定的將出口壓力維持在1．10 MPa 0．04 MPa范圍內(nèi)，滿足發(fā)動機巡航狀態(tài)時燃油供應的穩(wěn)定可靠性;發(fā)動機加力狀態(tài)即離心泵的大流量狀態(tài)下，出口壓力在0．97 MPa左右，因此給主燃油泵提供足夠的壓力，從而更好的緩解由于離心泵大流量狀態(tài)下軸向平衡特性弱使得增壓能力不足的問題。且各個工作狀態(tài)下，離心泵的效率均較高，且巡航狀態(tài)和加力狀態(tài)時效率更高，能夠更好的滿足新一代發(fā)動機對高機動性的要求。因此，該型誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵在增壓和效率上滿足發(fā)動機的各個工作狀態(tài)。

數(shù)值模擬時，選取77 000、45 000、15 000這3個流量點進行模擬分析。圖5所示為離心泵流場分析編號示意圖，在軸面投影圖中對葉輪各個通道進行了編號。

在邊界條件為轉速8 000 r/min，3種流量工況時進行了前后蓋板中間軸向截面上的壓力與速度的仿真分析。(具體的通道編號參見圖5) 3種流量工況下，葉輪通道內(nèi)，相同半徑處葉片壓力側的壓力高于吸力側的壓力。但離心葉輪各通道內(nèi)的壓力呈現(xiàn)非常明顯的非軸對稱性特點，其中大流量工況下葉輪內(nèi)壓力的非軸對稱性強于小流量工況。從蝸殼內(nèi)壓力分布來看，順著流動方向蝸殼內(nèi)壓力分布的變化規(guī)律隨流量工況的不同而不同:在小流量工況下，每個通道出口中間位置對應處有一個低壓區(qū)的出現(xiàn)。設計流量工況下，從蝸舌起始處順著流體流動方向到280°圓周角這一范圍內(nèi)，壓力的徑向梯度隨圓周角位置的增大而增大;從280°圓周角到360°圓周角位置到蝸殼喉部位置的范圍段內(nèi)，徑向壓力梯度減小，且第8通道出口中間位置對應處有一明顯的大范圍低壓區(qū);從360°截面位置到蝸殼喉部直到擴散管出口，壓力值都在逐漸提升。大流量工況下，從蝸舌起始處到240°圓周角范圍內(nèi)，靜壓逐漸升高;從240°圓周角位置一直到蝸殼喉部位置的范圍段內(nèi)，第8通道出口中間位置對應處有一明顯的大范圍低壓區(qū)。

小流量工況下(即15 000 L/h )，離心葉輪中靠近蝸殼出口和隔舌附近區(qū)域的1、2、3、4通道內(nèi)有大范圍的低速區(qū)，特別是2、3、4通道內(nèi)的流體基本上都被低速流區(qū)域所控制。中間流量工況下(即45 000 L/h )，各通道內(nèi)速度分布的差異相對較小，其中在遠離蝸殼出口段和隔舌附近區(qū)域的第1、2通道內(nèi)有較大范圍的低速區(qū)，大流量工況下(即77 000 L/h )，低速區(qū)主要處于第1通道附近。3種工況下在葉片壓力側固定位置處有低速團的產(chǎn)生，低速團離心力與科氏力壓力梯度的作用下迅速得到抑制，影響的范圍很小，且都限于在緊貼壓力側附近區(qū)域。葉片背力側入口不遠處也比較容易產(chǎn)生低速流團，但比較容易擴散與發(fā)展。3個流量工況下，蝸殼中速度的分布趨勢各不相同，是因為不同流量工況下，蝸殼過流截面面積和外壁型線隨著蝸殼圓周角的變化適應通過流量均勻增加、速度保持勻速、實現(xiàn)流速均勻分布的能力不同。且在各個通道出口中間部位對應的區(qū)域有一小范圍的高速區(qū)。在擴散段內(nèi)，3種工況下流體的壓力值在擴散管內(nèi)得到較大提升，速度都是降低的，但在擴散管內(nèi)的壓力速度分布均比較復雜，說明其中的流動情況較紊亂。這必定會造成較大的流動損失，說明擴散管的設計不盡理想，有待優(yōu)化、改進?？蓪U散管的出口直徑增大，將隔舌處的角度加大等。其次，對3種邊界條件下，離心泵中間截面的流線進行仿真分析。從分析中得出，低流量工況下，第1、3、5、7通道中靠近葉片壓力側后半段的軸面速度低，而渦流團也在葉片壓力側該區(qū)域范圍內(nèi)，說明該通道中壓力側附近的流通能力弱;第4、6通道中的低速軸面速度流團起源于壓力面?zhèn)鹊闹胁?，在離心力的作用下沿徑向發(fā)展，跨過流道寬度范圍一致抵達通道出口吸力面?zhèn)?，使得在流道的出口處形成了明顯的尾跡/射流結構;第8通道中從進口到通道中部的這一范圍內(nèi)軸向速度都很低。

中間流量工況下第1、3、5、7流道入口處吸力側靠近前蓋板的一小塊區(qū)域中都有渦流現(xiàn)象，在流道的其它地方流線沿著流道都比較順暢。第4、6、8流道的出口位置處都表現(xiàn)出了明顯的尾跡/射流結構，主要的低軸面速度流團起源于葉片壓力側的中部，在離心力和正的周向壓力梯度作用下徑向發(fā)展擴散，聚集通道出口的吸力面?zhèn)取?/p>

大流量工況下，分布趨勢更為劇烈，整體趨勢與小流量工況和中間流量工況一致，大流量工況下葉輪中非軸對稱性最差。

3　結論

對誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵開展的數(shù)值模擬研究工作主要結論如下:

(1)通過采用多塊拓撲結構和八叉樹結構的形式分別劃分一體式葉輪和蝸殼網(wǎng)格，提高了該型離心泵數(shù)值計算的速度。且數(shù)值模擬預測的揚程誤差小于1%，效率值誤差小于5%，表明該方法能夠?qū)崿F(xiàn)對誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵的數(shù)值模擬外特性研究。

(2)數(shù)值模擬分析表明:誘導輪與葉輪一體式航空燃油離心泵由于一體式葉輪進口長度較大使得各個流量工況下離心泵葉輪內(nèi)壓力均有明顯的非對稱性;蝸殼隔舌處的葉輪通道內(nèi)壓力變化最為劇烈;各流量工況下，吸力面?zhèn)染嬖谝欢ǚ秶妮S面速度流團，從而在通道出口出形成了明顯的尾跡/射流結構。本文的仿真分析結果可用于該型離心泵的進一步改型設計。

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Numerical Simulation for the Inner Flow Field of Aero Fuel Centrifugal Pump

(1．Department of Aero-Engine，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，China 2．China Avic Xi'an Aero-Engine Controls Technology Co，Xi'an 800077，China)

Abstract:With the development of the aero engine control technique，aero fuel centrifugal pump with combination inducer and impeller meet the requirements better than the divided pump．This paper established the hybrid network of the centrifugal pump which adopted multi-block topology structure and octree format，analyzed the internal flow field performance of the pump based on numerical simulation．The simulation datas compared with test datas show that under different calculation conditions，head error of the simulation data and experimental data is less than 1%，and the efficiency value of error is less than 5%．The simulation method can accurately calculate the performance of the pump．The simulation analysis shows that the asymmetry of the impeller internal pressure is appreciable under different flow conditions because of the inlet length，under other small flow conditions．The most dramatic change is the pressure in the impeller channel，and the pressure under large flow conditions is lower than that under other flow conditions．In fixed location of the pressure side，there may produce low speed flow group，the situation is the same as in the entrance to the attachment of back pressure side．

Key words:aircraft engines; centrifugal pump; combination with inducer and impeller; numerical simulation; flow fields; hybrid grid

作者簡介:李嘉(1989—)，西北工業(yè)大學博士研究生，主要從事航空發(fā)動機控制研究。

一體式航空燃油離心泵內(nèi)流場數(shù)值模擬

1 研究模型

2 航空燃油離心泵數(shù)值模擬與分析

3 結論

1　研究模型

2　航空燃油離心泵數(shù)值模擬與分析

3　結論