侯晓亭，王锁芳，张 凯，夏子龙

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016）

0 引言

在现代高性能航空发动机的二次空气系统中，高压冷却空气从压气机的某一级间径向引入、轴向流出，用于冷却涡轮等高温部件。由于压气机盘腔等旋转部件旋转速度高，气流在共转盘腔内易形成强涡流，造成共转盘腔内产生较大的总压损失。可通过在压气机级间安装减涡器，以抑制径向引气过程中涡流的发展。

Hide[1]最早提出将自由盘腔内的流动分成4 个区域（进口源区、艾克曼层、核心层、出口汇区）；Firouzian 等[2-3]通过试验论证了Hide 的分区理论；Owen等[4-6]采用流场可视化和激光多普勒测速技术研究了旋转盘腔内流场特性，并验证了修正线性理论方法的准确性；Chew 等[7]利用理论计算与试验证实了径向翅片的安装使盘腔内部的总压损失降低；Negulescu 等[8]数值模拟了管式减涡器盘腔内沿程旋流比分布，计算结果与试验数据吻合较好；Liu等[9]数值模拟了不同几何结构的导流板对减涡器性能的影响；杨守辉[10]对径向内流共转盘腔内的总压损失特性进行了理论分析和试验，表明带去旋隔片式共转盘腔的盘腔内气体旋转速度明显降低，盘腔内压降有所减小；单文娟[11]数值模拟了典型径向引气旋转盘腔结构及加装导流板和导流管盘腔结构，发现带导流板和导流管式减涡器均能减小腔内总压损失；吴丽君[12]、赵秋月[13]通过CFX 3维数值模拟和Flownet 1维计算结果，分析得出在给定进、出口条件下存在最佳减涡管长度；王远东等[14-15]通过试验研究了典型旋转盘腔结构以及增加导流板的盘腔结构，表明安装导流板的盘腔结构使引气能力增强，且导流板个数与盘腔引气量呈正相关；Du 等[16]数值模拟了不同数目、角度的导流板对旋转盘腔径向内流减阻特性的影响；罗翔等[17]通过试验研究了单一减涡器径向内流的总压损失特性，发现减速器的性能取决于其自身的几何形状、进口流量和腔体的转速等；吴丽君等[18]提出了一种新型翅片-管复合式减涡器结构，但没有进行相关的性能分析。

综上所述，国内外学者对于管式、翅片式减涡器结构变化的影响规律研究较多，而对于复合式减涡器的研究主要集中于专利获取，相关的性能研究较少。本文以简单盘腔结构为基础模型，对管式减涡器和翅片-管复合式减涡器流阻及温降特性进行了对比研究。

1 物理模型和计算方法

1.1 几何模型和网格划分

计算域的选取如图1所示，从图中可见，计算域由鼓筒孔入口开始，依次经过鼓筒孔、共转盘腔、翅片、减涡管，最终到盘腔出口的腔体空间。盘腔高度为r0，无量纲宽度为S/r0=0.247，翅片、减涡管的数目均选为20 个，翅片无量纲长度h/r0=0.188，翅片安装无量纲高度l3/r0=0.780，减涡管无量纲内径d/r0=0.065。因盘腔具有周期性，为缩短计算时间，选取盘腔的1/10作为计算域。选用的3 种计算模型如图2 所示。其中图2（c）为翅片-管复合式减涡器，是在图2（b）模型的基础上安装了翅片。最终选定的计算域如图3所示。盘腔通过6 个面surface-in、surface-1、surface-2、surface-3、surface-4、surface-out 划分为5 个盘腔区域，分别对应5 个盘腔分区Part1、Part2、Part3、Part4、Part5。

图1 翅片-管复合式减涡器物理模型

图2 计算模型

图3 翅片-管复合式减涡器计算域

所有计算模型均采用四面体网格划分，对鼓筒孔和近壁面等流动参数变化剧烈的区域进行加密，网格膨胀系数小于1.1，经过计算，壁面y+=30～200，满足湍流模型边界层要求。分别对不同网格数目的模型进行计算，盘腔内总压降Δp随网格数的变化如图4所示。当网格数达到100万后，盘腔总压降几乎不再变化，满足网格独立性要求，最终确定模型网格数为100万左右。

图4 网格独立性验证

1.2 数值方法及验证

数值模拟采用ANSYS CFX 17.2 软件进行3 维稳态分析，计算域设置为旋转域，采用Scalable 函数。湍流模型分析结果如图5 所示。从图中可见，选取与本文模型相近的文献[6]中的简单盘腔旋转试验模型，采用本文的网格划分和计算方法，k-ε湍流模型数值计算结果与试验结果吻合较好，因此本文的湍流模型选用k-ε模型。收敛的标准为各方程残差精度均小于10-6，监控进口总压变化趋于平直。

图5 湍流模型验证

1.3 边界条件

针对上述计算模型，边界条件设置表1。入口采用流量进口边界条件，出口为压力出口，固体壁面均为绝热无滑移边界条件，周期面设置为旋转周期性边界条件。

表1 计算模型的边界条件

1.4 参数定义

（1）旋转雷诺数

式中：ρ为气流密度，kg/m3；ω为转盘旋转角速度，rad/s；r0为盘腔外半径，m；μ为气流的动力黏度，kg/m·s。

（2）旋流比

式中：Vφ为气流绝对周向速度，m/s；x为当地半径，m。

（3）径向哥氏力

式中：Vφ，rel为气流径向速度分量，m/s。

（4）温降系数

式中：Tt，stn，i为Parti盘腔分区入口绝对总温，K；Tt，stn，i+1为Parti盘腔分区出口绝对总温，K；Tt，stn，in为盘腔入口绝对总温，K。

（5）总压损失系数

式中：Pi为Parti盘腔分区入口总压，Pa；Pi+1为Parti盘腔分区出口总压，Pa。

取i=1、2、3、4、5，其中Θ1、Cp1，Θ2、Cp2，Θ3、Cp3，Θ4、Cp4，Θ5、Cp5分别为Part1、Part2、Part3、Part4、Part5盘腔分区内的温降系数及总压损失系数。

2 计算结果及分析

2.1 流场分析

在旋转雷诺数Reφ=7.01×106，进、出口参数相同的条件下，简单盘腔、管式减涡器、翅片-管复合式减涡器3 种模型在Plane 截面上的流线、旋流比分布、径向哥氏力分布分别如图6～8 所示。图中的旋转方向均为逆时针。

从图6（a）中可见，气流进入鼓筒孔后，由于受到盘腔壁面黏性作用以及径向哥氏力的影响，气流逐渐跟随盘腔旋转方向流动；从图7（a）中可见，气流在鼓筒孔入口处的旋流比小于1，气流的切向速度小于盘腔旋转速度，随着盘腔径向高度的减小，旋流比迅速增大至3.9 左右，气流的切向速度明显高于盘腔旋转速度；从图8（a）中可见，气流在鼓筒孔附近所受的径向哥氏力最小，随着盘腔径向高度的减小，气流受到的径向哥氏力也逐渐增大，气流所受的径向哥氏力影响逐渐增大使得盘腔内气流切向速度升高明显，阻碍了气流的径向内流。

从图6（b）中可见，管式减涡器Part1、Part2 盘腔分区的流线图分布与简单盘腔模型的相似，这是因为在Part1、Part2 盘腔分区内气流仅受盘腔黏性作用和径向哥氏力影响；当气流流经减涡管入口后，流体的速度方向几乎垂直于减涡管外壁面，使得流体进入减涡管后产生回流现象；气流在减涡管内还受到减涡管内壁面的强制引流作用，引导气流沿径向流入盘腔底部。从图7（b）、图8（b）中可见，旋流比及径向哥氏力在Part1、Part2盘腔分区内呈现规律的分层结构，与简单盘腔分布规律相似，但在数值上明显小于简单盘腔的，说明气流受到的径向哥氏力减小，气流切向速度的提高程度也相应减小；气流流经减涡管入口处，出现旋流比局部增大区域，该区域的径向哥氏力也相应增大，说明由于减涡管的扰流作用使得径向哥氏力增大，气流旋流比增大；在减涡管内部，在减涡管内壁的强制引流作用下，径向哥氏力大幅度减小，旋流比减小至1 左右，气流的切向速度与盘腔转速相差不大，径向内流效果明显增强。

图6 Plane截面流场结构

图7 Plane截面气流旋流比分布

图8 Plane截面气流径向哥式力分布

从图6（c）中可见，气流进入鼓筒孔后，在受到盘腔黏性作用和径向哥氏力影响的同时，又受到翅片的强制引流作用，使得气流在盘腔内产生一系列涡系；相比于管式减涡器，气流进入减涡管后，在内壁面强制引流作用下沿径向流入盘腔底部，减涡管入口处回流现象消失，这是因为气流在减涡管上游盘腔内形成了一系列涡系，改变了气流运动方向，使得气流几乎沿减涡管轴向流入管内，气流受到的流动阻力减小，流体的流通性得到改善，因此减涡管内涡系消失；从图7（c）、图8（c）中可见，安装翅片后，盘腔内旋流比、径向哥氏力大幅度减小，气流的切向速度也随之减小，径向引气效果更加明显。

2.2 流阻分析

在旋转雷诺数Reφ=5.01×106、7.01×106、9.01×106条件下，上述3 种模型的不同盘腔分区总压损失系数曲线如图9 所示；在设计工况Reφ=7.01×106条件下，3种模型的盘腔Plane 截面上相对总压分布如图10 所示，翅片-管复合式减涡器相比于管式减涡器（类型A）、管式减涡器相比于简单盘腔（类型B）的各盘腔分区总压损失减小比例见表2。

图9 不同模型的不同盘腔分区内总压损失系数曲线对比

图10 不同模型的盘腔Plane截面总压分布

表2 在Reφ=7.01×106下不同分区内总压损失减小率

从图9中可见，在不同的旋转雷诺数下，3种模型的不同盘腔分区内总压损失系数分布规律基本一致，整体呈现简单模型＞管式减涡器模型＞翅片-管复合式减涡器模型，仅在Part3 盘腔分区内管式减涡器模型的总压损失系数略大于简单盘腔模型的。从表2中可见，管式减涡器与简单盘腔相比，Part4、Part5 盘腔分区内总压损失减小的程度较大，Part1、Part2盘腔分区内总压损失减小明显，而Part3 盘腔分区内总压损失略微增大；翅片-管复合式减涡器盘腔内总压损失比管式减涡器的均有一定程度的减小，且Part3 内减小程度最大。

仅选取设计工况下的总压分布进行详细阐述。结合图8、10 可以解释这一结果：由于管式减涡器内减涡管的存在，较大程度地抑制了Part4 盘腔分区内径向哥氏力，整体上减小了其他盘腔区域内的径向哥氏力，反映在总压云图上，可见盘腔内整体的总压降减小，经过计算，相比于简单盘腔模型，管式减涡器模型的总压损失减小64%（（Cp-sim-Cp-com）/Cp-com）。翅片-管复合式减涡器由于翅片和减涡器同时存在，较大程度地抑制了Part2、Part4 盘腔分区内的径向哥氏力，同时整个盘腔内径向哥氏力也随之减小，总压损失随之减小，经过计算，相比于管式减涡器模型，翅片-管复合式减涡器总压损失减小约40%。Part3 盘腔分区对应于翅片底端至减涡管入口处的盘腔区域，管式减涡器由于在Part3盘腔分区内有径向哥氏力局部增大现象，使得Part3 盘腔分区内径向内流阻力增大，在总压分布云图中可以明显看出压降增大。

从图10（b）、（c）中可见，管式减涡器与翅片-管复合式减涡器减涡管内总压损失有较大的差距，且结合表2、图9 可知，Part4 盘腔分区内复合式减涡器总压损失系数比管式减涡器的小32.5%。这是因为翅片改变了气流在盘腔内的运动方向，气流几乎沿减涡管轴向进入，使气流的流动阻力减小，从而改善了减涡管内的流动规律，进而减小了管内的总压损失。

2.3 温降分析

在旋转雷诺数Reφ=5.01×106、7.01×106、9.01×106条件下，3 种模型的不同盘腔分区内温降系数如图11所示；在设计工况Reφ=7.01×106条件下，3 种模型的盘腔Plane截面上绝对总温分布如图12所示。

图11 不同模型的不同盘腔分区内温降系数对比

图12 不同模型的盘腔Plane截面绝对总温分布

从图11 中可见，在Part1 盘腔分区内，简单盘腔模型与管式减涡器模型均出现温升现象，复合式减涡器温降程度较小；在Part2盘腔分区内，温降程度为复合式减涡器＞管式减涡器＞简单盘腔；在Part3 盘腔分区内，温降程度为管式减涡器＞简单盘腔＞复合式减涡器；在Part4 盘腔分区内，管式减涡器温降效果最优，复合式减涡器温降效果次之；在Part5 盘腔分区内，简单盘腔的温降效果最优，管式减涡器和复合式减涡器温降效果相差不大。

结合图12 分析可知，简单盘腔和管式减涡器的Part1 盘腔区域有明显的温升效果，在进口温度一定的前提下，气流的切向速度较小，盘腔壁面对气流的作用明显，因此在Part1盘腔分区内有温升现象，随着径向高度的减小，气流切向速度逐渐升高，气流对盘腔作功占据主导地位，盘腔总温逐渐降低；而翅片-管复合式减涡器由于翅片的存在，改变了气流流出鼓筒孔后的流动规律，从流线图中可见，在Part1、Part2盘腔分区内产生较多涡系，同时气流对翅片和盘腔壁面作功明显，盘腔内的温度迅速降低。在Part3、Part4盘腔分区内，结合流线图可知，管式减涡器模型内气流速度几乎垂直于减涡管轴线方向，气流受到减涡管入口的扰动明显，其切向速度明显提高，对壁面作功增大，且在减涡管入口处产生涡系，能量耗散增加，减涡管内温降较大；而复合式减涡器模型内气流速度方向与减涡管轴线夹角较小，气流切向速度明显降低，气流作功减小，气流在减涡管内流动较稳定，温降程度减小，因此在Part3、Part4盘腔分区内温降整体呈现管式减涡器＞简单盘腔＞复合式减涡器的规律。在Part5 盘腔分区内，温降程度仅与气流跟盘腔的相互作用相关，简单盘腔内气流切向速度明显高于管式及复合式减涡器模型的，因此在简单盘腔内温降程度最高，在管式减涡器与翅片-管复合式减涡器内气流切向速度相差不大，温降程度相近。通过综合计算可知，管式减涡器的温降效果优于简单盘腔的约54.3%（（Θtub-Θsim）/Θsim），而翅片-管复合式减涡器的温降效果优于管式减涡器的约3%。因此，翅片-管复合式减涡器的温降效果最优。

3 结论

（1）管式减涡器和翅片-管复合式减涡器均能减小盘腔内气流旋流比，提高气流径向内流效果，从而提高引气品质；

（2）管式减涡器的减阻效果优于简单盘腔的约64%，翅片-管复合式减涡器的减阻效果优于管式减涡器的约40%，翅片-管复合式减涡器减阻效果最优；

（3）管式减涡器的温降效果优于简单盘腔的约54.3%，翅片-管复合式减涡器的温降效果优于管式减涡器的约3%，翅片-管复合式减涡器的温降效果最优。