新型紐扣式渦噴發動機壓氣機數值模擬*

馬紅鵬,方蜀州,高鳳川,高 航,李 騰,方冠林

(1 北京理工大學宇航學院,北京 100081;2 西安航天動力研究所,西安 710100)

新型紐扣式渦噴發動機壓氣機數值模擬*

馬紅鵬1,方蜀州1,高鳳川2,高 航1,李 騰1,方冠林1

(1 北京理工大學宇航學院,北京 100081;2 西安航天動力研究所,西安 710100)

壓氣機作為渦噴發動機的核心,其內流場特性是研究的重點。文中基于國內外微小型渦噴發動機研究,設計了一種紐扣式渦噴發動機,利用SOLIDWORKS建立三維模型,并對此壓氣機進行三維粘性流場數值計算,得到了壓氣機怠速、額定和極限3個工作狀態的各方面特性曲線,分析并總結了壓氣機的設計要素。計算結果與國內外其他研究數據進行對比,結果表明,壓氣機性能良好,滿足設計要求,該設計經驗為超微小型渦噴發動機提供參考依據。

紐扣式渦噴發動機;超微小型壓氣機;設計要素;數值模擬

0 引言

微型渦噴發動機作為一種高能量存儲密度動力裝置,具有體積小、結構簡單、油耗小、成本低等特點,多用作小型無人偵察機、小型多用途巡航機、小型高速靶機或微型航模動力裝置,其研究倍受國內外重視,而且已經發展成為航空發動機的一個新領域[1-2]。隨著近年來MEMS技術等多個學科領域的迅速發展,國內外各種渦噴發動機的研究越來越小型化[3-5]。

目前,對于微型渦噴發動機的研究主要集中在傳統的厘米級渦噴發動機結構設計和改進[6-8],對微小型發動機的流場分析的研究很少,其中,美國麻省理工大學燃氣渦輪實驗室(Gas Turbine Laboratory)自1996年以來多次進行以硅作為結構材料,以氫燃料作為燃料的直徑1～2 cm量級的微型渦噴發動機理論和實驗研究[9]。斯坦福大學快速成型實驗室(Rapid Prototyping Laboratory)和M-DOT Aerospace公司合作研制用氮化鋁作為渦輪材料,外徑5 cm,推力約5 N,設計轉速達到450 000 r/min的微型渦噴發動機[10]。

文中基于國外厘米級渦噴發動機研究[11],自主設計一種圓形紐扣式毫米級渦噴發動機(button turbojet engine,BTE),并對其壓氣機進行數值模擬,得出怠速、額定和極限3個工作狀態的壓力、溫度和速度等分布情況,為之后超微小型的研制、加工和生產提供有力的依據和經驗。

1 物理模型設計和數值計算方法

1.1 幾何模型設計

超微小型紐扣式渦噴發動機由外殼、壓氣機、擴壓器、燃燒室、噴管和底座組成,其總裝配剖面結構圖、二維剖面結構圖分別如圖1、圖2所示。發動機壓氣機和渦輪為一體化設計,發動機燃燒室由6個互不影響的相同扇形燃燒室組成,圖2中可以看出在燃燒室入口處特別設計了一個U型回流區以提高燃燒火焰的穩定性。

圖1 紐扣式渦噴發動機總裝配剖面結構圖

圖2 紐扣式渦噴發動機二維結構圖

發動機設計要素:外徑20.5 mm,總厚度4 mm,壓氣機轉子直徑8 mm,壓氣機定子高度為0.4 mm,燃燒室外壁半徑8.15 mm,U型回流區長度2.5 mm,高度為0.4 mm,渦輪高度為0.4 mm,設計額定轉速120 000 r/min,空氣入口額定流量約0.4 g/s,所用材料為碳化硅。

1.2 控制方程

對靜壓為一個標準大氣壓的情況,可以忽略微尺度流場下的壁面滑移現象,認為流場處于連續流動狀態[12]。主流區控制方程為通用N-S方程,對固體區域僅考慮熱傳導,其控制方程為常物性、無內熱源、非穩態的導熱微分方程:

(1)

式中:λ為材料的熱導率;ρ為材料密度;Cp為材料比熱。

1.3 流動模型

計算中采用標準k-ε方程模型,k-ε方程模型是一種“2”方程模型。此種模型中,湍流粘性系數μt是湍動能k和湍流脈動耗散率ε的函數。k和ε的值可由各自的輸運方程解出。這里,只給出在文中數值模擬過程中用到的標準k-ε模型[13]。為了保證計算的精度,對轉子葉片區域和擴壓器葉片狹小區域的網格進行加密。

1.4 計算區域、網格劃分及邊界條件

計算區域為三維實際流場,取壓氣機入口到擴壓器出口部分,采用ICEM劃分非結構網格,網格總數1 964 554個,并局部加密,如圖3所示。

圖3 計算域三維網格

邊界條件設置:壓氣機進口給定總溫和總壓為軸向進氣,空氣質量流量入口0.4 g/s,設定旋轉部件轉速為120 000 r/min,壓力出口邊界給定一靜壓,進氣口下端和轉子、轉子和靜子之間均設置interface,所有壁面均視為絕熱無滑移邊界壁面,轉子葉片壁、輪蓋壁以及整個輪轂壁轉動,定子葉片壁設為靜止。

判斷計算結果數據是否收斂,主要根據以下3個標準:

1)總殘差為流場參數變化的均方值,當全場流場的總殘差下降到10-4時可以認為迭代收斂;

2)進出口質量流量之間的誤差在0.5%以內;

3)隨著迭代次數的增加,總體性能參數如壓比、效率等不隨迭代步數的增加而發生變化。

2 計算結果

根據新型壓氣機不同的工作狀態,分別取壓氣機轉速在80 000 r/min、120 000 r/min和160 000 r/min進行數值計算,分別對應怠速工作狀態、額定工作狀態和極限工作狀態。結果分析取靠近出口的徑向典型截面y=-0.3 mm以及軸向半剖切面x=0 mm進行分析。

2.1 怠速工作狀態計算結果分析

1)壓力場分析

取計算域徑向截面y=-0.3 mm看計算域流場的壓力變化,如圖4所示,明顯看出壓氣機中轉子葉尖到定子葉片向外擴散方向的壓力是逐漸增加的趨勢。圖5為局部壓力變化等值云圖。當轉子轉速為80 000 r/min時,經過葉輪轉子的高速轉動實現離心增壓,出口壓力增加到191 456 Pa,再經過定子葉片的增壓減速,到定子葉片出口處其壓力增加到248 468 Pa,且位于轉子葉片吸力面的葉尖位置存在相對低壓的泄漏渦,經計算此時壓氣機增壓比為N=2.45。

圖4 y=-0.3 mm橫截面壓力云圖

圖5 截面局部壓力云圖

2)速度場分析

圖6為壓氣機轉速為80 000 r/min時,y=-0.3 mm截面的速度云圖,由圖可知葉尖最高速度為421 m/s。

圖6 y=-0.3 mm截面速度云圖

圖7為y=-0.3 mm截面的徑向切線速度云圖,參考以上兩圖可知,氣流從轉子甩出后,在定子擴壓減速的作用下,速度明顯減小,定子葉片對氣流的減速作用明顯。經過定子葉片的減速后,在擴壓器出口處(燃燒室進口),空氣速度下降為0.103 m/s。

圖7 y=-0.3 mm截面徑向切線速度云圖

3)溫度場分析

圖8和圖9分別為壓氣機出口處截面和x=0 mm切面的溫度分布云圖。可以看出,經過高速離心壓氣機增溫增壓后,轉子到擴壓器出口處區間內空氣溫度有一定增高,出口處的空氣溫度為295 K左右。

圖8 壓氣機出口截面溫度云圖

圖9 x=0 mm截面溫度云圖

2.2 額定工作狀態計算結果分析

1)壓力場分析

當轉速為120 000 r/min時,發動機處于額定工作狀態,y=-0.3 mm截面的壓力場云圖如圖10所示,經離心增壓后,定子出口處的壓力約為285 860 Pa,此時增壓比N=2.82。圖11為局部壓力云圖,由圖看出如怠速工況一樣,轉子出口到定子出口區間增壓明顯,且葉尖吸力面存在泄漏渦。

圖10 y=-0.3 mm截面壓力云圖

圖11 截面局部壓力云圖

2)速度場分析

圖12為y=-0.3 mm截面的速度分布圖,葉尖最高速度為492 m/s。圖13為y=-0.3 mm截面的徑向切線速度云圖。綜合兩圖可以看出,擴壓葉片減速作用顯著。在擴壓葉片出口處,其速度降為0.189 m/s。

圖12 y=-0.3 mm截面速度云圖

圖13 y=-0.3 mm截面徑向速度云圖

3)溫度場分析

圖14為壓氣機出口處截面溫度云圖,圖15為x=0切面的溫度分布。入口空氣溫度經高速離心壓氣機后,轉子到擴壓葉片出口處區間內空氣溫度升高為298 K。和怠速相比溫度相差不大,幾乎沒有什么變化。

圖14 壓氣機出口截面溫度云圖

圖15 x=0 mm截面溫度云圖

2.3 極限工作狀態計算結果分析

1)壓力場分析

當轉速為設計極限速度160 000 r/min時,發動機處于極限工作狀態,y=-0.3 mm截面的壓力場云圖如圖16所示,經離心增壓后,定子出口處的壓力約為313 487 Pa,此時增壓比N=3.09。

圖16 y=-0.3 mm截面壓力云圖

圖17 y=-0.3 mm截面局部壓力云圖

圖17為局部壓力云圖,由圖看出如額定工況一樣,轉子出口到定子出口之間增壓明顯,且葉尖吸力面存在更大的泄漏渦。由此可得泄漏渦的大小與轉速成正相關性。

2)速度場分析

圖18為y=-0.3 mm截面的速度分布圖,葉尖最高速度為646 m/s。圖20為y=-0.3 mm截面的徑向切線速度云圖。綜合圖18和圖19可看出,擴壓葉片減速作用明顯,在擴壓葉片出口處,其速度降為0.25 m/s。

圖18 y=-0.3 mm截面速度云圖

圖19 y=-0.3 mm截面徑向速度云圖

圖20為x=0截面3種工況的綜合速度云圖,由上至下分別代表怠速、額定、極限3種工作狀態。由圖可得,轉子轉速在葉尖處達到最大值,后經擴張型定子葉片的擴壓減速,速度明顯降低。

圖20 3種工況下x=0 mm截面速度云圖

沿著轉子葉片子午道,后經擴壓定子葉片,氣流流速先升后降,在轉子葉尖和定子入口處流速達到最大值。同時在轉子中心子午面上的壓力梯度逐步增大,根據伯努利方程,隨著氣流流道從軸向向徑向轉換,擴張型定子葉片的出口截面積越來越大,所以氣體的流速持續降低。

3)溫度場分析

圖21和圖22分別為壓氣機出口處截面和x=0 mm切面的溫度分布云圖。可以看出,出口處的空氣溫度約為298 K。和前面怠速和額定轉速相比,基本無變化,說明壓氣機在給定空氣質量流量時,溫度有所增高,但不明顯。進入燃燒室的壓縮空氣的溫度不夠引燃燃料,只能借助點火器進行點火。

圖21 壓氣機出口截面溫度云圖

圖22 x=0 mm截面溫度云圖

3 壓氣機主要性能參數對比

上述壓氣機計算數據可為燃燒室入口的邊界條件設置提供參考依據,通過對比文中數值模擬得出的數據與國內外其他研究數據。文中選用現有微型渦噴發動機(燃燒室直徑在50～100 mm)的實驗數據和美國麻省理工大學所做的微型渦噴的理論計算作為對比,所選對比數據如下有三:①南京理工大學(NUST)研究的某微型環型燃燒室(燃燒室外徑為50 mm,內徑為30 mm)[14]。②北京理工大學(BIT)研究的微型渦噴發動機(燃燒室外徑為70 mm,內徑30 mm)[15]。③麻省理工大學(MIT)所做的基于MEMS加工方法的微型渦噴的研究[16]。數據對比如表1所示。

表1 仿真數據對比

由表中所得,總壓恢復系數、容熱強度和燃燒效率等數值相差不大,在合理范圍內,證明文中設計的紐扣式渦噴發動機設計是合理的。由于MEMS加工工藝和實驗條件所限,目前只能做一些仿真研究工作,后續最終還需要經過全工況試驗和整機試驗的校驗。

4 結論

文中結合微型渦輪噴氣發動機的結構、尺寸及性能要求,在參照常規微型壓氣機設計方法的基礎上設計并建立了新型紐扣式渦噴發動機的壓氣機模型,實現了對常壓環境下壓氣機工作過程的一體化仿真,得到如下結論:

1)文中研究了微型離心式壓氣機的設計方法,在參考國內外微型渦噴的基礎上,設計了一種新的超微型紐扣式渦噴發動機。

2)給出了重要的具體設計尺寸,和現有微型渦噴發動機相比,此種新型的紐扣式渦噴發動機定子葉片平面化,擴張器葉片延續了傳統發動機的收斂擴張性,數值模擬數據真實有效,對用于MEMS加工方法有一定的參考價值。

3)對此新型壓氣機的3個穩態工作過程進行數值模擬,得到壓力、速度和溫度等參數的重要數據,當轉速在120 000 r/min時,壓氣機的增壓比N=2.82,壓氣機出口處空氣平均速度約為v=0.189 m/s,出口溫度T=298 K。其中,由壓力云圖得出轉子吸力面存在泄漏渦,且和轉速成正相關性。溫度有一定提升,但不明顯,進入燃燒室時需要點火器引燃燃料。

4)仿真數據與國內外傳統渦噴發動機的實驗和仿真數據進行對比,結果表明文中的紐扣式發動機設計合理,數值模擬契合度高,這些設計和仿真數據將為下一步燃燒室的數值模擬提供必要的數據支持。

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Numerical Simulation on Compressor of A New Button Turbojet Engine

MA Hongpeng1,FANG Shuzhou1,GAO Fengchuan2,GAO Hang1,LI Teng1,FANG Guanlin1

(1 School of Aerospace Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China; 2 Xi’an Aerospace Propulsion Institute, Xi’an 710100, China)

Compressor is the core of micro turbojet engine, internal flows and characteristics are keys of the research. Based on micro small turbojet engine research both at home and abroad, this paper elaborates a button turbojet engine, the SOLIDWORKS was adopted for 3d model, compressor’s three-dimensional viscous flow field was simulated, the characteristic curves of compressor’s idle, rated and limit working states were got, the compressor’s design elements were analyzed and summed up. Compared with other research data at home and abroad, the results show that the compressor performance is good, meets the design requirements. The design experience provides a reference basis for ultra-small turbojet engine.

button turbojet engine; ultra-small compressor; design elements; numerical simulation

2015-08-18基金項目:“十一五”民用航天科研預先研究項目(2220062202)資助

馬紅鵬(1988-),山東,博士研究生,研究方向:微小型航空發動機。

V435

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