一體式航空燃油離心泵內(nèi)流場(chǎng)數(shù)值模擬

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一體式航空燃油離心泵內(nèi)流場(chǎng)數(shù)值模擬

李嘉1，李華聰1，符江鋒1，王淑紅2

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

摘要:采用多塊拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和八叉樹格式構(gòu)建的混合網(wǎng)格，通過數(shù)值計(jì)算對(duì)某型誘導(dǎo)輪與葉輪一體式離心泵內(nèi)流場(chǎng)性能進(jìn)行了分析研究，仿真結(jié)果表明:不同計(jì)算工況下仿真數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)揚(yáng)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(zhǔn)確地模擬該型離心泵性能和內(nèi)流場(chǎng)。進(jìn)一步的仿真分析表明:一體式葉輪進(jìn)口長(zhǎng)度較大使得各個(gè)流量工況下離心泵葉輪內(nèi)壓力有明顯的非對(duì)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(cè)固定位置處有低速團(tuán)的產(chǎn)生，葉片背力側(cè)入口附近也容易產(chǎn)生低速流團(tuán)。

關(guān)鍵詞:航空發(fā)動(dòng)機(jī);航空燃油離心泵;誘導(dǎo)輪與葉輪一體式;數(shù)值模擬;內(nèi)流場(chǎng);混合網(wǎng)格

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件中，離心泵可以提供可靠的前級(jí)壓力。因此，對(duì)高性能燃油離心泵內(nèi)流場(chǎng)性能進(jìn)行分析研究，滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)一步發(fā)展，是一項(xiàng)重要的研究課題［1-2］。在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)階段，普通離心泵出口壓力小，難以滿足燃油系統(tǒng)對(duì)噴油壓力的要求，新型的誘導(dǎo)輪與葉輪一體式航空燃油離心泵進(jìn)口誘導(dǎo)輪葉片與葉輪長(zhǎng)葉片型線平穩(wěn)過渡，設(shè)計(jì)為一體形式，在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)階段燃油能夠供給充足的燃油，且提高了離心泵的各個(gè)工作狀態(tài)下的效率和抗汽蝕性能［3］，因此，進(jìn)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(chǎng)受離心力和科氏力的相互作用強(qiáng)烈，使得泵的三維建模和內(nèi)部的流場(chǎng)異常復(fù)雜［4］，依靠傳統(tǒng)的理論和試驗(yàn)方法對(duì)其進(jìn)行研究存在較大困難，因此研究人員對(duì)離心泵葉輪以及內(nèi)部流場(chǎng)仿真展開了大量的研究工作。國外對(duì)離心泵內(nèi)部數(shù)值模擬的研究很多，Shah通過CFD技術(shù)研究了離心泵汽蝕兩相分布的數(shù)值模擬預(yù)測(cè)技術(shù)［5］，Hwayang等人針對(duì)離心泵的抗汽蝕性能進(jìn)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(dòng)特點(diǎn)［7］，并給出了合理的優(yōu)化建議，Marx針對(duì)前置誘導(dǎo)輪的離心泵進(jìn)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(dǎo)輪對(duì)高速離心泵旋轉(zhuǎn)空化特性的影響［9］。然而對(duì)誘導(dǎo)輪與葉輪一體式航空燃油離心泵進(jìn)行高效、可靠的研究并不多。誘導(dǎo)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(gè)工況下提供了高效穩(wěn)定的出口壓力，采用了誘導(dǎo)輪與葉輪一體化設(shè)計(jì)的多級(jí)導(dǎo)流結(jié)構(gòu)。葉輪分為正反兩側(cè)葉片;輪緣直徑比傳統(tǒng)組裝結(jié)構(gòu)的離心泵更小;采用引射器連接了蝸殼進(jìn)口與泵進(jìn)口。其中葉輪、蝸殼以及引射器的合理匹配設(shè)計(jì)，是保障和提高泵的效率、增壓能力以及抗汽蝕特性的關(guān)鍵技術(shù)。數(shù)值模擬是研究離心泵的常規(guī)方法，尤其對(duì)該型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的離心泵，通過高精度的建模技術(shù)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(dòng)特性與汽液兩相分布狀態(tài)，對(duì)離心泵的合理匹配設(shè)計(jì)具有重要意義。目前國內(nèi)公開發(fā)表的誘導(dǎo)輪與葉輪一體式航空燃油離心泵的相關(guān)研究成果很少，因此還需進(jìn)一步開展研究工作。

為此，本文針對(duì)誘導(dǎo)輪與葉輪一體式離心泵的性能進(jìn)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(jì)算流體力學(xué)軟件Pumplinx［10］對(duì)離心泵的內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比后驗(yàn)證了數(shù)值模擬方法的有效性，通過預(yù)測(cè)離心泵的揚(yáng)程與效率證明了發(fā)動(dòng)機(jī)不同狀態(tài)下離心泵的性能，最后對(duì)該新型結(jié)構(gòu)的離心泵展開了內(nèi)流場(chǎng)分析。

1　研究模型

離心泵是航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)應(yīng)用最多的增壓泵，隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的不斷增加，對(duì)泵的要求也在提高。因此，需要根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)主燃油前級(jí)增壓泵的新要求，研究滿足需求的增壓離心泵。

誘導(dǎo)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(dòng)機(jī)提供前級(jí)增壓而研發(fā)的新型結(jié)構(gòu)離心泵，其誘導(dǎo)輪與葉輪是一體結(jié)構(gòu)，為多級(jí)導(dǎo)流組合葉輪，所有葉片均為三維扭曲葉片。這種葉輪型線復(fù)雜，加工難度大，但由于流體在葉輪內(nèi)經(jīng)過多級(jí)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(jié)構(gòu)，可以更好地降低進(jìn)口燃油的流速，即增大進(jìn)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(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)避免了誘導(dǎo)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(jìn)口條件等［10］。

誘導(dǎo)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(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速np= 8 000 r/min，設(shè)計(jì)流量Qp= 77 000 L/h，泵的進(jìn)出口壓差ΔPh=0．956 MPa。

離心泵主要結(jié)構(gòu)包括進(jìn)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(dòng)組件、導(dǎo)管以及傳動(dòng)軸，本文主要針對(duì)一體式葉輪與蝸殼進(jìn)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(biāo)系來給出構(gòu)成葉型的4條曲線的空間坐標(biāo)。離心泵的蝸殼為帶錐形擴(kuò)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(duì)各個(gè)部件的設(shè)計(jì)，給出誘導(dǎo)輪與葉輪一體式航空燃油離心泵的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)，如表1所示。在進(jìn)行泵的內(nèi)部流場(chǎng)的數(shù)值模擬之前，首先建立流場(chǎng)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。

表1　一體式燃油離心泵主要結(jié)構(gòu)參數(shù)

圖1　一體式離心泵三維模型示意圖

2　航空燃油離心泵數(shù)值模擬與分析

2．1計(jì)算工況和邊界條件設(shè)置

在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)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(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相對(duì)比，以驗(yàn)證計(jì)算方法的適用性。將離心泵內(nèi)部流動(dòng)視為不可壓縮流動(dòng)，采用動(dòng)靜參考系解決旋轉(zhuǎn)葉輪與靜止泵體的耦合問題，葉輪設(shè)置為運(yùn)動(dòng)參考系，泵殼和其他流動(dòng)域設(shè)置為靜參考系。進(jìn)口邊界采用壓力進(jìn)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(jìn)口、出口、葉輪和蝸殼交界面以及進(jìn)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(shè)置為移動(dòng)旋轉(zhuǎn)壁面條件，旋轉(zhuǎn)速度與葉輪流體區(qū)域一致，絕對(duì)速度8 000 r/min，其它固體壁面均為靜止壁面條件［11］。

計(jì)算采用壓力基隱式差分方法，二階迎風(fēng)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(jì)算工質(zhì)為航空煤油。為提高計(jì)算效率，采用了多重網(wǎng)格法、局部時(shí)間步長(zhǎng)和殘差光順等加速收斂措施。

2．2計(jì)算網(wǎng)格

誘導(dǎo)輪與葉輪一體式結(jié)構(gòu)的航空燃油離心泵由于幾何結(jié)構(gòu)非常復(fù)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(duì)該型結(jié)構(gòu)進(jìn)行網(wǎng)格劃分需要進(jìn)行復(fù)雜的工作。一體式葉輪對(duì)泵性能影響較大，因此采用多塊拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的方式進(jìn)行結(jié)構(gòu)劃分;而蝸殼采用八叉樹的方式劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格;最終生成更適合數(shù)值計(jì)算的離心泵混合網(wǎng)格。

葉輪結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分時(shí)，葉輪采用多塊拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的方式，將葉輪計(jì)算域模型分為關(guān)于原點(diǎn)對(duì)稱的2個(gè)周期模型，這樣便使得復(fù)雜模型相對(duì)簡(jiǎn)單，更好地完成高質(zhì)量結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。對(duì)單個(gè)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分時(shí)，將單獨(dú)的計(jì)算域建立多區(qū)域劃分即形成多塊拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。

通過多塊拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)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(jìn)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(shí)葉片附近流動(dòng)的精確度。

由于一體式航空燃油離心泵的新式結(jié)構(gòu)，葉輪對(duì)泵的整體性能影響較大，蝸殼本身結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，適合非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的計(jì)算迭代方式，能夠建立高質(zhì)量的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。且燃油在離心泵的內(nèi)部流動(dòng)中，本身具有隨意性，因此，蝸殼采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行劃分。蝸殼的非結(jié)構(gòu)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(jì)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(gè)計(jì)算區(qū)域的網(wǎng)格數(shù)為418 279。

圖2　一體式離心泵混合網(wǎng)格模型示意圖

2．3數(shù)值計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證

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

表2　一體式航空燃油離心泵試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果

通過不同工況下的數(shù)值模擬，計(jì)算離心泵在不同工況下的揚(yáng)程、效率。

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

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

表3　某一計(jì)算工況下離心泵揚(yáng)程與效率試驗(yàn)與仿真對(duì)比

表3對(duì)比顯示，所研究的誘導(dǎo)輪與葉輪一體式航空燃油離心泵在該計(jì)算工況下，揚(yáng)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(yáng)程和效率公式計(jì)算出數(shù)值模擬與試驗(yàn)不同工況下的揚(yáng)程和效率，得出流量-揚(yáng)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(chǎng)、速度場(chǎng)及變化趨勢(shì)與理論是一致的;離心泵的揚(yáng)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(shè)計(jì)點(diǎn)最高，符合離心泵性能曲線的特點(diǎn)。數(shù)值模擬與試驗(yàn)數(shù)據(jù)在各個(gè)流量工況下趨勢(shì)基本相同，且各個(gè)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(yù)測(cè)一體式航空燃油離心泵性能。

圖3　一體式離心泵流量-揚(yáng)程曲線

圖4　一體式離心泵流量-效率曲線

通過離心泵不同工況下的性能預(yù)測(cè)分析，表明發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)加速階段即小流量狀態(tài)下，離心泵出口壓力達(dá)到1．19 MPa左右，因此可以在小流量工作下供應(yīng)足夠高的燃油以提高離心泵抗汽蝕特性;發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)巡航狀態(tài)時(shí)燃油供應(yīng)的穩(wěn)定可靠性;發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)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(shí)效率更高，能夠更好的滿足新一代發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)高機(jī)動(dòng)性的要求。因此，該型誘導(dǎo)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(dòng)機(jī)的各個(gè)工作狀態(tài)。

2．4流場(chǎng)分析

數(shù)值模擬時(shí)，選取77 000、45 000、15 000這3個(gè)流量點(diǎn)進(jìn)行模擬分析。圖5所示為離心泵流場(chǎng)分析編號(hào)示意圖，在軸面投影圖中對(duì)葉輪各個(gè)通道進(jìn)行了編號(hào)。

圖5　離心泵流場(chǎng)分析編號(hào)示意圖

在邊界條件為轉(zhuǎn)速8 000 r/min，3種流量工況時(shí)進(jìn)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(hào)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(cè)的壓力高于吸力側(cè)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(duì)稱性特點(diǎn)，其中大流量工況下葉輪內(nèi)壓力的非軸對(duì)稱性強(qiáng)于小流量工況。從蝸殼內(nèi)壓力分布來看，順著流動(dòng)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(gè)通道出口中間位置對(duì)應(yīng)處有一個(gè)低壓區(qū)的出現(xiàn)。設(shè)計(jì)流量工況下，從蝸舌起始處順著流體流動(dòng)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(duì)應(yīng)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(kuò)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(duì)應(yīng)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(duì)較小，其中在遠(yuǎn)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(cè)固定位置處有低速團(tuán)的產(chǎn)生，低速團(tuán)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(cè)附近區(qū)域。葉片背力側(cè)入口不遠(yuǎn)處也比較容易產(chǎn)生低速流團(tuán)，但比較容易擴(kuò)散與發(fā)展。3個(gè)流量工況下，蝸殼中速度的分布趨勢(shì)各不相同，是因?yàn)椴煌髁抗r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(yīng)通過流量均勻增加、速度保持勻速、實(shí)現(xiàn)流速均勻分布的能力不同。且在各個(gè)通道出口中間部位對(duì)應(yīng)的區(qū)域有一小范圍的高速區(qū)。在擴(kuò)散段內(nèi)，3種工況下流體的壓力值在擴(kuò)散管內(nèi)得到較大提升，速度都是降低的，但在擴(kuò)散管內(nèi)的壓力速度分布均比較復(fù)雜，說明其中的流動(dòng)情況較紊亂。這必定會(huì)造成較大的流動(dòng)損失，說明擴(kuò)散管的設(shè)計(jì)不盡理想，有待優(yōu)化、改進(jìn)?？蓪U(kuò)散管的出口直徑增大，將隔舌處的角度加大等。其次，對(duì)3種邊界條件下，離心泵中間截面的流線進(jìn)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(cè)后半段的軸面速度低，而渦流團(tuán)也在葉片壓力側(cè)該區(qū)域范圍內(nèi)，說明該通道中壓力側(cè)附近的流通能力弱;第4、6通道中的低速軸面速度流團(tuán)起源于壓力面?zhèn)鹊闹胁浚陔x心力的作用下沿徑向發(fā)展，跨過流道寬度范圍一致抵達(dá)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(jié)構(gòu);第8通道中從進(jìn)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(cè)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(jié)構(gòu)，主要的低軸面速度流團(tuán)起源于葉片壓力側(cè)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(kuò)散，聚集通道出口的吸力面?zhèn)取?/p>

大流量工況下，分布趨勢(shì)更為劇烈，整體趨勢(shì)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(duì)稱性最差。

3　結(jié)論

對(duì)誘導(dǎo)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(jié)論如下:

(1)通過采用多塊拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和八叉樹結(jié)構(gòu)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(jì)算的速度。且數(shù)值模擬預(yù)測(cè)的揚(yáng)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(duì)誘導(dǎo)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(dǎo)輪與葉輪一體式航空燃油離心泵由于一體式葉輪進(jìn)口長(zhǎng)度較大使得各個(gè)流量工況下離心泵葉輪內(nèi)壓力均有明顯的非對(duì)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(tuán)，從而在通道出口出形成了明顯的尾跡/射流結(jié)構(gòu)。本文的仿真分析結(jié)果可用于該型離心泵的進(jìn)一步改型設(shè)計(jì)。

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

Li Jia1，Li Huacong1，F(xiàn)u Jiangfeng1，Wang Shuhong2

(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(jiǎn)介:李嘉(1989—)，西北工業(yè)大學(xué)博士研究生，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制研究。

收稿日期:2014-09-30

文章編號(hào):1000-2758(2015) 02-0278-06

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

中圖分類號(hào):V228．1