空氣渦輪起動機性能數(shù)值仿真和試驗研究

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(zhuǎn)、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(qū)動起動機渦輪帶動發(fā)動機的高壓轉(zhuǎn)子到預定轉(zhuǎn)速。

ATS 具有結(jié)構(gòu)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。現(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(zhuǎn)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(nèi)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(diào)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(jié)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(nèi)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(gòu)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(jié)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(jié)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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(nèi)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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(jié)構(gòu)周圍布置了計算域。起動機排氣框架全周有4 個連接結(jié)構(gòu)，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(zhuǎn)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(jié)構(gòu)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(jié)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(nèi)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(zhuǎn)子和排氣計算域?qū)硬捎盟俣戎芟蚱骄慕唤用妗９べ|(zhì)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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(zhuǎn)速快速上升，扭矩傳感器實時輸出轉(zhuǎn)速n和扭矩M，直至起動機將飛輪帶轉(zhuǎn)至設定轉(zhuǎn)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(jié)果分析

2.1 數(shù)值計算結(jié)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(zhuǎn)速對設計點性能的影響，對轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速時空氣渦輪起動機的性能，由表2 可知，隨著轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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常現(xiàn)象。

表1 設計點條件Table 1 Design point conditions

表2 設計條件下不同轉(zhuǎn)速時起動機性能CFD 計算結(jié)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(jié)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(nèi)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(nèi)側(cè)總壓損失較小，靠近外側(cè)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(nèi)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(nèi)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(cè)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(zhuǎn)子出口截面馬赫數(shù)分布圖，圖13 為渦輪轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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(jié)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(nèi)側(cè)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(jié)果對比

將渦輪轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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(zhuǎn)速變化的對比圖，在渦輪轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，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(jié)果的空氣流量小于試驗值。

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

圖17 為輸出功率隨轉(zhuǎn)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(nèi)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(zhuǎn)速變化的對比圖Fig.17 Comparison of power variation with rotation speed

表3 給出了CFD 結(jié)果和試驗的對比分析，分別對渦輪轉(zhuǎn)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(nèi)。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(jié)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(jié)果符合性較好。基于縮短研制周期和節(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(zhuǎn)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(jié) 論

本文采用CFD 數(shù)值仿真和試驗相結(jié)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(cè)總壓小；導向器葉片表面和根部區(qū)域存在較為明顯的附面層分離，總壓偏低；渦輪轉(zhuǎn)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%。