某航空汽油機增壓器特性的模擬研究

吳慧珉 王怡鑫 黃儒涯

摘? 要：針對某航空汽油機的增壓設計需求，進行了其機械增壓器內(nèi)氣體流動的CFD模擬分析，得到了不同轉(zhuǎn)速下該機械增壓器的壓比、流量和等熵效率等增壓器特性參數(shù)，獲得了不同轉(zhuǎn)速下的壓氣機特性曲線以及流場分布結(jié)果，為該汽油機增壓器的匹配和設計提供了數(shù)據(jù)支撐。

關鍵詞：航空汽油機;機械式增壓器 ;壓氣機特性曲線;數(shù)值模擬

Abstract：With the CFD simulation of some mechanical supercharger，we got the flow characteristic about the pressure ratio and the isentropic efficiency according to the rotate speed and the mass flow rate. The deficiency of CFD simulation is that the surge and choke we couldnt capture compared with the supercharger test. We can improve the whole supercharger by combining the CFD simulation and test.

Keywords：CFD Simulation;Mechanical supercharger; Centrifugal compressor;Flow characteristic figure

一、概述

內(nèi)燃機采用增壓技術(shù)可以提高升功率，降低燃油消耗，提高低速扭矩特性，改善排放和恢復高原功率。基于這些優(yōu)點，目前柴油機中已經(jīng)普遍使用增壓技術(shù)。但由于汽油機的寬轉(zhuǎn)速范圍，存在爆震傾向等限制，汽油機增壓技術(shù)目前還不是很普及[1]。筆者針對某汽油機匹配機械增壓器存在的問題，基于實驗研究和數(shù)值模擬方法，重點研究該款汽油機的機械增壓特性，以提高汽油機的增壓效果。離心式壓氣機是本文增壓器的核心部分，通過對壓氣機的模擬分析，可以獲得顯性地表現(xiàn)一些觀察不到的實驗數(shù)據(jù)和一些特有的流動現(xiàn)象，對增壓器的設計和優(yōu)化具有較好的數(shù)據(jù)支持。

隨著飛機飛行高度增加，大氣壓力逐漸降低，如果使用的汽油機是自然吸氣式活塞式汽油機，其進氣壓力亦逐漸降低，進氣沖程的進氣量逐漸減少，汽油機的功率逐漸下降。當飛機由海平面升高到3048m的高度時，汽油機的功率大約損失海平面功率的23%以上。故而需要進行增壓，以恢復其高原損失功率。當航空汽油機采用增壓技術(shù)時，增壓器可使進入汽缸的混合氣壓力恢復到海平面處的工作狀況，即航空汽油機在高空飛行時，其有效輸出功率也能是發(fā)出接近海平面時的有效功率[2]。

二、壓氣機結(jié)構(gòu)

該航空汽油機增壓器是機械增壓器，其組合結(jié)構(gòu)如圖1所示，具體包含進氣通道、旋轉(zhuǎn)主軸、傳動齒輪、軸承、葉輪（圖2a）、擴壓器（圖2b）以及蝸殼（混合氣收集器）（圖2c）等部分。航空汽油機工作時，汽油機曲軸帶動增壓器旋轉(zhuǎn)主軸旋轉(zhuǎn)，從而帶動傳動齒輪旋轉(zhuǎn)葉輪，傳動齒輪可以改變其傳動比，從而改變?nèi)~輪的旋轉(zhuǎn)速度，產(chǎn)生不同的增壓效果。新鮮空氣通過圖1的進口進入增壓器，通過葉輪旋轉(zhuǎn)，擴壓器擴壓和蝸殼（混合氣收集器）收集和穩(wěn)壓后，輸出到9個出口，壓縮后的新鮮空氣沿著這9個出口，進入汽油機氣缸的進氣管，從而達到增壓的目的。在航空汽油機中，設置增壓器的目的不僅是使混合氣在進入氣缸之前增壓，增加汽油機飛行功率，同時也促進了汽油和新鮮空氣的混合，改善可燃混合氣的形成，使可燃混合氣高密度、高均勻混合地流向各個氣缸。

三、模擬模型和計算設置

（一）幾何模型和網(wǎng)格模型

在數(shù)值模擬中，幾何模型和網(wǎng)格模型的精確性直接關系到計算結(jié)果的準確性。為了提高增壓器的計算精度，本文進行了壓氣機的詳細設計，壓氣機葉輪葉片、擴壓器葉片、旋轉(zhuǎn)空間的間隙都按照實際情況進行設計，并通過PROE軟件導出詳細的整體流道模型，如圖3所示。各部分的分體模型如圖4和圖5所示。

本文的增壓器的流動數(shù)值模擬采用商用CFD軟件AVL FIRETM。鑒于增壓器內(nèi)存在高速旋轉(zhuǎn)件，為了獲得符合實際的流動特征，模擬過程中，葉輪作為動網(wǎng)格，這部分網(wǎng)格模型需要單獨創(chuàng)建，因此網(wǎng)格模型結(jié)構(gòu)就分三個部分，旋轉(zhuǎn)部件葉輪網(wǎng)格，進氣道網(wǎng)格（葉輪入口前）和混合氣收集器網(wǎng)格（葉輪出口后）。通過FIRE軟件的Arbitrary Connect功能將這三個部分連接起來，在交界面處進行數(shù)據(jù)交換。由于葉輪前后是流動速度劇變位置，為了提高數(shù)值模擬的收斂性和計算精度，連接處的網(wǎng)格需要進行拓撲劃分，確保結(jié)構(gòu)特征能一一對應，并且網(wǎng)格大小一一對應。本文采用FAME Advanced Hybrid Mesh Technique來進行連接處的網(wǎng)格劃分，這些位置的網(wǎng)格以結(jié)構(gòu)化六面體為主，過渡處采用棱柱體網(wǎng)格，靠近壁面邊緣處采用四面體網(wǎng)格，提高幾何結(jié)構(gòu)的貼體性。為了保證計算精度，連接處和葉片等流動梯度較大位置的網(wǎng)格都進行了相應細化，具體網(wǎng)格如圖6所示。

圖7是連接后的增壓器整體網(wǎng)格模型，整個網(wǎng)格有252萬單元，其中結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格219萬單元，結(jié)構(gòu)化棱柱體網(wǎng)格21萬單元，貼體網(wǎng)格四面體9514單元，整個網(wǎng)格具有較好的結(jié)構(gòu)化特征，能大幅提高流動數(shù)值模擬的精度和收斂性。

（二）流動數(shù)學模型

增壓器內(nèi)部的混合氣流動屬于高速湍流，其流動控制方法符合湍流模型，具體包含連續(xù)性方程和動量方程，還需要加入能量方程[3]，同時考慮本文的穩(wěn)態(tài)流動、空氣可壓縮性和粘性流體特性，具體的控制方程如下：

其中為密度，? ? ? ，V為速度矢量，u、v、w是速度矢量V在x， y， z三個坐標軸方向的分量，p為流體微元所受的壓力，是作用在單位質(zhì)量流體微元體上的體積力在三個坐標軸的分量，e為內(nèi)能，k為熱導率，表示總能量。

為了確?？刂品匠痰挠嬎惴忾]性，粘性流體流動網(wǎng)格都采用某一湍流模型。湍流模型中的渦粘性模型分為三類：零方程模型、一方程模型和雙方程模型。其中，雙方程k-ε模型是最具代表性的，在工程實際中應用精度較高的湍流模型，故而本文采用k-ε湍流模型，同時考慮湍流脈動速度輸運和湍流脈動長度輸運。在近壁面區(qū)域，湍流發(fā)展不夠充分，針對雙方程采用了標準壁面函數(shù)法[4]。

（三）邊界條件和初始條件

本文研究對象為航空汽油機的增壓器特性，故而需要考慮航空汽油機的工況特性，表1為某航空汽油機的工況特性參數(shù)。

為了滿足該航空汽油機的工況需要，增壓器就必須提供相應流量和壓力的新鮮空氣量。在進行增壓器的數(shù)值模擬工程中，就需要根據(jù)汽油機的進氣需求進行增壓器的邊界確定?？梢园凑丈媳碇械膶嶋H汽油機的工作狀況，根據(jù)公式4進行該增壓汽油機所需要的空氣流量mL的計算：

在該款航空汽油機中，只匹配了一臺增壓器，故而壓氣機的空氣質(zhì)量流量與汽油機所需進氣流量相同，即mK=mL，針對該汽油機的實際情況，其掃氣系數(shù)和理論當量比為：? ? ? ? ? ? ? ? 針對不同工況下過量空氣系數(shù)不同的特點，起飛工況下過量空氣系數(shù)取α=1.1，0.5連續(xù)工況下，過量空氣系數(shù)取α=0.8，就可以計算得出該增壓器的空氣質(zhì)量流量范圍為：0.089kg/s～0.365kg/s，可以用來設置進口流量邊界條件。具體的邊界條件設置為：

進口設置為流量入口邊界，根據(jù)增壓器各個工況實際情況輸入，壓氣機出口為凈壓出口，具體靜壓值為120000Pa。

環(huán)境溫度和壓力都按照增壓器的通用特性輸入，即環(huán)境溫度293.15K，環(huán)境壓力為100000Pa。

葉輪區(qū)域按照實際情況設置旋轉(zhuǎn)中心、選擇方向和選擇速度等值。

為了提高數(shù)值模擬的計算效率，初始化條件設置為整個流體的平均值，即氣體初始溫度為313.15K，氣體初始壓力為110000Pa。

每次數(shù)值模擬能模擬增壓器的一個工作狀態(tài)，即每次數(shù)值模擬能獲得某一轉(zhuǎn)速、某一質(zhì)量流量下的增壓器進口靜壓和出口溫度，根據(jù)這些結(jié)果參數(shù)，就能計算獲得該增壓器的增壓比和增壓效率。

四、模擬結(jié)果及結(jié)果分析

（一）計算收斂性分析

為了提高計算的收斂性，迭代格式為一階迎風模式，每個case的數(shù)值模擬的迭代步長為3000次，收斂標準為1e-04。圖8顯示了轉(zhuǎn)速15698.3rpm，進口質(zhì)量流量0.09kg/s工況的模擬收斂結(jié)果，具體為增壓器進口和出口的壓力、速度、湍動能、耗散系數(shù)等的收斂情況。

由圖8可知，增壓器的內(nèi)流數(shù)值模擬中，由于采用了速度-壓力耦合求解方法，速度和壓力在200個步長左右就很快收斂了，數(shù)值不再波動;相對而言，基于能量方程的溫度收斂 較長，直到1600步左右，溫度值的波動才很小，計算收斂。由上圖可知，本文的數(shù)值模擬數(shù)值波動很小，收斂性都較好。

（二）增壓器特性分析

為了較完整地體現(xiàn)本文增壓器的通用特性，本文共完成了27個增壓器工況的增壓器內(nèi)流數(shù)值模擬，分別獲得了增壓器在各個轉(zhuǎn)速下和各個進口流量下的壓力分布數(shù)據(jù)和溫度分布數(shù)據(jù)，通過這些壓力分布和溫度分布，即可計算獲得該增壓器各個工況下的增壓比和增壓效率等增壓特性。由于本文設置的增壓環(huán)境為標準狀況，故而獲得的增壓特性即為該增壓器的通用特性。

增壓器的通用特性計算原理如圖9所示，為了便于分析，圖中標注了結(jié)構(gòu)尺寸和數(shù)字序號，與本文相同，它主要由進氣道、工作輪、擴壓器和蝸殼組成。圖中，0-0截面表示進氣道入口，1-1截面表示葉輪入口，2-2截面表示葉輪出口，3-3截面表示擴壓器入口，4-4截面表示擴壓器出口，5-5截面表示增壓器出口。

由圖9可知，空氣流入進氣道入口0-0截面后，流經(jīng)漸縮進氣道0-1之間，氣流速度逐步增加，溫度和壓力逐步減小，在工作葉輪1-1截面前形成負壓。1-2之間是工作葉輪，由于葉輪高速旋轉(zhuǎn)，氣體在離心力的作用下被壓縮，氣體壓力、速度和溫度都大幅升高。隨后流入無葉擴壓器通道內(nèi)（2-3），由于擴壓器流道截面面積逐步增大，故而其流速逐步降低，將動能轉(zhuǎn)換成壓力能，氣體凈壓逐步升高，同時氣體溫度升高。4-5為氣體收集器，氣體在蝸殼中進一步減少速度，氣體壓力和溫度進一步上升。

離心式壓氣機特性參數(shù)的計算：

（1）增壓壓比

指壓氣機出口壓力與進口壓力之比，壓力用滯止參數(shù)表示。

（2）流量

通過壓氣機的氣體質(zhì)量流量Gc即為本文數(shù)值模擬的入口參數(shù)。

（3）等熵效率

等熵效率表征壓氣機設計的完善程度的經(jīng)濟性指標。定義為壓氣機絕熱壓縮功和壓氣機多變壓縮功、流動損失之和的比值?？梢詮膱D9中推導出來，其計算公式為公式6，公式總能各個壓力和溫度皆為滯止參數(shù)。

將數(shù)值模擬獲得的27個增壓器工況結(jié)果，按照上述公式進行計算，分別獲得了增壓器在各個轉(zhuǎn)速下和各個進口流量下的增壓比和等熵效率，具體結(jié)果如表2所示。根據(jù)表2數(shù)據(jù)，繪制的壓氣機流通特性圖如圖10所示。

圖10中，橫坐標為空氣的質(zhì)量流量G，縱坐標分別為增壓壓比πc和等熵效率ηc，增壓器轉(zhuǎn)速n為參變量。在圖10c的通用特性曲線中還包括等效率曲線。由圖可知，轉(zhuǎn)速一定時，隨著空氣流量的變化，該增壓器的壓比在逐步減小，等熵效率也在逐步減小。該圖表明，無論是在壓比特性線，還是效率特性線，數(shù)值模擬工況點的增壓比和效率都隨著流量單調(diào)減小，沒有出現(xiàn)小流量處的拐點現(xiàn)象，這表明數(shù)值模擬工況點都在該增壓器的大流量部位，即增壓器和汽油機的聯(lián)合運行線處于大流量區(qū)域。進一步表明，相對于該款航空汽油機而言，匹配的增壓器流量稍微偏小，使得聯(lián)合運行線偏在壓氣機大流量范圍內(nèi)，同時，這種類型的增壓器匹配，能使聯(lián)合運行線遠離喘振線，汽油機不會產(chǎn)生喘振，大幅提高了航空汽油機的安全性。

由圖10還可知，本文研究的增壓器等熵效率在60%—70%之間，增壓壓比在1.01—1.13之間，在當前技術(shù)下，該增壓器的效率和增壓能力都較低，但鑒于航空汽油機安全系數(shù)較高，同時汽油機爆震的危害較低，采用較低效率和增壓壓比可以在提高發(fā)動機功率輸出的同時，確保航空發(fā)動機的安全性。同時由于流經(jīng)增壓器的是汽油和空氣的混合氣，較低的壓縮比既可以進一步促進油氣的均勻混合，同時可以確保油氣混合氣在增壓器內(nèi)不會著火燃燒，進一步保證航空汽油機的安全性。

（三）流場分析

圖11為增壓器整體內(nèi)流的流場模擬結(jié)果，其中11a、b、c分別顯示了內(nèi)流場的速度分布、流線分布和溫度分布。

由圖11a中的速度分布可知，增壓器進氣道和出氣道內(nèi)流速較低，氣體流速經(jīng)增壓器葉輪加速后，在葉輪出口達到流速極值，隨后流經(jīng)擴壓器內(nèi)流速降低，但在擴壓器出口處，流速又進一步升高，達到另一個極高值。壓氣機出口流速極高值是葉輪做功導致的，是正?，F(xiàn)象。但擴壓器出口處理論上應該壓力逐步減少，不會形成極值，故而其壓力極值的形成，主要與擴壓器內(nèi)流動不平順、流動偏向一側(cè)有關。擴壓器內(nèi)流動不平順可以通過11b的流線分布觀察到，在進氣道和旋轉(zhuǎn)葉輪內(nèi)，流線都較平順，但從葉輪出來的氣流在有葉擴壓器入口段，產(chǎn)生了撞擊和分離，進而產(chǎn)生了流動漩渦，使得氣流在擴壓器內(nèi)旋轉(zhuǎn)，偏離主通道，在葉輪背面方向產(chǎn)生流動堆積，而在葉輪前端面方向產(chǎn)生流動分離，故而在增壓器的擴壓器出口處產(chǎn)生更強烈的流動偏離，造成部分區(qū)域氣體壓力再次升高，形成新的流速極值。由圖中氣體流形可知，該增壓器內(nèi)部流道可以進一步優(yōu)化，以提升增壓器性能。圖11c顯示了增壓器內(nèi)部絕對溫度分布圖，由圖可知，圖中表征絕對溫度的顏色在壓氣機葉片及擴壓器葉片處有所加深，這表明混合氣在壓氣機的做功下，其絕對溫度在壓氣機葉片及擴壓器葉片處均有所提高。

圖12則為增壓器葉輪截面的流場模擬結(jié)果，其中12a、b分別顯示了該截面流場的壓力分布和溫度分布。由圖可知，圖中表征絕對壓力和絕對溫度的顏色在壓氣機葉片和擴壓器葉片交界處變化明顯，壓力增大到1.14bar左右，溫度升高到308K左右，這表明混合氣在壓氣機的做功下，其絕對壓力和絕對溫度在壓氣機葉片和擴壓器葉片交界處提高明顯。由圖還可知，在該截面內(nèi)，無論是壓力場還是溫度場，其變化都是連續(xù)的，不存在明顯的突變區(qū)域，表明在所選截面內(nèi)，葉輪工作平穩(wěn)，流道設計合理，流動整體較平順。

五、結(jié)論

（1）根據(jù)航空汽油機的增壓設計需要，設計出了詳細的機械增壓器，并根據(jù)航空汽油機的運行工況，基于CFD數(shù)值模擬，獲得了該增壓器的通用流通特性。

（2）基于流通特性圖的分析，匹配的機械增壓器流量較小，使得汽油機和增壓器的聯(lián)合運行線遠離了增壓器的喘振區(qū)域，確保了該航空汽油機的安全性。

（3）航空汽油機機械增壓器的增壓壓比和等熵效率都較低，存在進一步優(yōu)化的空間，但同時，較低的增壓壓力可以使流經(jīng)增壓器的油氣混合氣溫度升高較低，進一步確保了航空汽油機的安全性。

（4）通過三維CFD數(shù)值模擬可以顯性地觀察增壓器內(nèi)部流動情況，彌補了增壓器測試試驗的缺陷。由數(shù)值模擬流場分布可知，葉輪流道內(nèi)流動平穩(wěn)，但擴壓器流道內(nèi)流動存在較大的漩渦，不利于提升增壓器的流通特性。

參考文獻：

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