减涡器流阻特性计算分析

吴丽军，陈 潇，邓双国，刘玉芳

（中航商用航空发动机有限责任公司，上海 201108）

减涡器流阻特性计算分析

吴丽军，陈 潇，邓双国，刘玉芳

（中航商用航空发动机有限责任公司，上海 201108）

民用航空发动机双级高压涡轮二级叶片冷却用气通常引自高压压气机中间级，某些成熟发动机如GE90涡轮二级转子叶片的供气系统流路中，使用了减涡器结构以降低压力损失。本文介绍压气机盘腔管式减涡器引气系统，包括减涡器原理、减涡器结构等，重点分析了不同管长、不同引气鼓筒孔以及不同进口周向速度下气流的流动特性，并将三维分析结果与一维分析结果进行对比。通过分析得到，减涡管在一定管长下，流动损失最小。鼓筒孔形状、主流参数对最佳管长均存在影响。

空气系统；减涡器；最佳管长

随着航空发动机技术的不断发展，涡轮前温度不断提高，对高压涡轮叶片冷却提出了更高的要求。冷却气体通常是从压气机的适当位置抽取空气，通过发动机主流道的内侧或外侧各种流动结构元件（孔，管路，封严环和特定结构形成的通道等）引致涡轮段，完成叶片冷却、转子静子段轮缘封严等功能。

由于空气系统从主流道引气，被引走气流不参与发动机做功，对于耗油率有重要影响。目前主流发动机中，10%～30%的高压压气机主流气流被引去完成冷却、封严等功能，因此，合理地安排引气位置，提高引气利用率在发动机设计中十分重要。

发动机寿命很大程度上取决于热端旋转部件的冷却效果，因此希望空气系统引气温度尽可能低；而压气机又希望空气系统引气压力尽可能低，以保证压气机效率。因此，尽可能减小空气系统沿程压降是涡轮叶片冷却供气流路的关键。

本文研究的是从高压压气机主流道内侧引气，气流经压气机盘腔径向内流，再经过高压压气机盘与轴之间形成通道，进入高压涡轮盘腔，再进入二级动叶冷却叶片，对叶片进行冷却。如图1所示。

气流从压气机主流道引入压气机盘腔中，存在较强的预旋，若任其在压气机盘腔中以自由涡形式发展，则气流在旋转盘腔的带动下，预旋会得到极大的发展，最终导致极大的压降。这在空气系统引气中是不希望发生的。

为减小气流在压气机盘腔中压力损失，可通过减涡器结构减小气流预旋，如管式减涡器、孔式减涡器等。

1 减涡器原理及形式介绍

气流从主流通道引入压气机盘腔，径向内流的气体主要受到惯性力、离心力和哥氏力作用，气流在渐缩通道内向心的径向速度会逐渐变大，若不加以控制，则气流以自由涡形式发展，产生很大的预旋，导致其静压有很大的下降，对于空气系统引气极为不利。为满足叶片进口冷气压力的要求，必须提高引气压力，引气位置将更靠后；如果在盘腔内设置减涡器，迫使气流在特定的流路中径向流动，可大大地减少压降，特别是管式减涡器，它使气流的旋转比在管内保持为1。在保证叶片进口同等压力条件下，引气位置可以前移，引气温度也随之降低。

1.1 减涡器结构介绍

减涡器装置在国外发动机内应用比较广泛，如PW4000、GE90系列等。同时，减涡器结构也各不相同。减涡器结构有管式减涡器和无管减涡器。为防止气流以自由涡形式发展导致较大压降，较为通用的方法则为添加径向管，使气流沿旋转管径向内流，能有效减小压降。添加旋转管后，在保证管内流动没有达到音速时，气流损失主要为气流进出管时产生，图2（b）为管式减涡器。

另一种则称为无管减涡器，如图2（a），与在压气机盘腔中设置旋转管不同，在盘腔适当位置设置预旋喷嘴，预旋喷嘴的角度设置为与压气机盘旋转方向相反，以此来抑制强自由涡的形成。

管式减涡器和无管减涡器结构各不相同，如图3所示。在图3（a）VR1中，减涡管固定在定位环上。通过定位环将压气机盘腔分为两个腔室，以遏制强自由涡的形成。在图3（b）VR2中，通过两个定位环将减涡管进行固定，以此将压气机盘腔分割为3个腔。中间腔室消除涡流，能有效地减小漩涡产生，但由此带来重量的增加。与长减涡管不同，将减涡管分为两段，两个定位环分别固定小段如图3（c）VR3所示，但该类结构在中间腔室会产生强自由涡。图3（d）则为无管减涡器，在上下两个固定环上设定径向倾斜喷嘴引导流动，减小漩涡产生，该结构能消除由于管带来的震动以及安装问题。其效果与图3（c）VR3相似。

1.2 国内外研究现状

Negulescu等［1］对安装反旋孔式减涡器（图4（a））和管式减涡器（图4（b））旋转腔的压力损失特性展开了试验和数值研究。研究表明，管式减涡器容易理解和设计，但会出现增重和安装问题。非管式减涡器易于安装，但流动特性复杂，压差随流量成“S”型曲线分布，并且会出现流动滞后现象，造成涡轮盘腔内短暂的温度超高现象。

Peitsch等［2］（2002）对安装管式减涡器的旋转腔开展数值研究。计算中选用适用于速度较小流动的基于压力求解器，结果表明，鼓筒孔进口的小腔产生第一次压力损失，从主流到减涡管进口前的压力损失明显，进口处减涡管对流体做功，进口段总温、总压剧烈增加，沿管长逐渐降低，出口后气流压力损失较大，应避免气流垂直冲击低压轴，增加偏流装置。气流射向轴心产生的涡明显大于射向低压轴，计算和试验中均应保留低压轴。采用CFD商业软件和一维空气系统流动网络计算程序得到的压差和流量的变化曲线具有较好的一致性。

Gunther等［3］（2008）试验研究了四种形式的减涡器的压力损失特性（图3）。研究表明，自由腔内的旋转核心诱发大范围的涡，造成较高的压力损失，同时限制了旋转腔的通流能力。四种结构流动特性相似，能够有效阻止涡的产生，进而降低旋转腔内的压力损失。

Dleter［4］对管式减涡器以及Xiao-qin Du［5］对翅片式减涡器通过数值模拟的方法，均得到该结构能有效地减少压降。

综上所述，国外针对径向内流旋转腔的流动特性和减阻特性进行了大量的理论、试验和数值研究，许多成果已经运用于现役发动机上。但国内对于径向内流旋转腔的流动特性研究较少，对反旋孔的减阻特性研究也仅限于数值研究。由于反旋孔的S型曲线特性，对管式减涡器开展试验和数值研究将有助于定量理解其减阻特性，为先进引气系统的设计提供设计思路，指导工程应用。

1.3 减涡器原理分析

若气流从压气机鼓筒孔直接引入压气机盘腔中，气流在盘腔中以自由涡发展，气流旋转比与径向半径符合：

即气流旋转比与旋转半径平方成反比。其中：β为气流旋转比；β1为气流入口旋转比；r为旋转半径；r1为气流入口半径。

气流在盘腔中压力计算公式有：

其中：P为气流静压；r为旋转半径；ρ为气流密度；Vφ为气流周向速度。

理想气体状态方程有：

因此有：

对方程（4）从减涡管入口至减涡管出口积分得：

其中：P1为气流进口静压；P2为气流出口静压；w为旋转角速度；β1为气流入口旋转比；r1为气流入口半径；r2为气流出口半径；T为气流温度；R为气体常数。

根据方程（5）可知，随着出口半径r2减小，出口压力P2减小。

若在旋转盘腔中添加减涡器相关结构，气流在减涡器内以强制涡形式发展，即旋转比保持为1。则有：

根据方程（3）及（6）有：

对方程（7）从减涡管入口至减涡管出口积分得：

根据方程（5）和方程（8）可知，当

则减涡器能提升出口压力，达到减小压降效果。

由于出口半径r2小于入口半径r1，根据方程（9）可知，只要气流入口旋转比β1大于r2／r1，则减涡器能有效地降低压力损失，即提高出口压力。通过方程（9）可以看出，气流旋转比对减涡管管长、安装位置等起到重要约束作用。

2 计算分析

本文对管式减涡器进行三维计算分析，主要研究气流流经减涡器后其压力变化情况，并对此进行优化。减涡管为下端固定结构，固定环位于盘腔下端，气流在导叶根部通过动静叶缝进入叶片根部腔中，经压气机鼓筒上鼓筒孔进入盘腔中，再经减涡管引至空气导管与盘腔的环形通道。将结构进行一定简化后通过UG建立三维模型。计算模型为扇形区域，模型中含有一根减涡管。如图5所示。

在含有旋转件的流场计算中，计算域的设置对于模型收敛以及计算结果有重要影响。在减涡器流场计算中，主流道设置为静止域，求解的是绝对坐标系微分方程，从鼓筒孔进口起为旋转域，求解的是相对坐标系微分方程。在转静交界面设定为Frozen Rotor。

高温起飞工况是发动机经常工作的严峻工况，是空气系统设计点。因此本文对减涡器工作于高温起飞工况下进行计算。

主流进口给定流量边界条件；主流出口给定压力边界条件；引气出口给定流量边界条件（以一维设计计算值为基础）。本计算基于CFX，能量方程设定为Total Energy；计算模型为SST。

在减涡管设计中，需要考虑的主要因素有：

（1）减涡管管长、管径、管数；

（2）鼓筒孔开孔面积、方式、位置。

（3）来流气体旋转。

本文重点对减涡管管长、鼓筒孔开孔形式、来流气流周向速度等进行分析。

2.1 减涡管管长分析

管式减涡器的管长是设计中十分重要的参数，无管段压气机盘腔气流以自由涡形式发展，管内气流以强制涡形式发展。管长对引气出口压力产生重要影响。通过对不同管长进行计算，监测引气出口压力并分析流场，确定适当的长度。本节以鼓筒半径为基准，管长与鼓筒半径之比为减涡管无量纲管长L。分别对无量纲管长L为0.45、0.35、0.3、0.25、0.15、0.05进行计算。计算得到了r-z平面内的结果云图，图6示出了0.45、0.35管长的结果。

由图6看出，盘腔内存在复杂的涡系，其结构随管长变化很大。当管长为0.45时，气体进入盘腔后向下流动深入至管口以下位置，然后转折向上进入管口，其管口位于相对速度较大位置处，管口附近较大区域存在气流的不均匀性，说明流动损失较大。管长为0.35时，气体进入管口比较流畅，管内气流不均匀程度有明显改善，此时流阻相对较小。

在主流进口给定流量、主流出口给定压力及引气出口给定流量的边界下，通过改变减涡管管长，得到了管出口与进口压力的比值随管长的变化，结果如图7所示，横坐标L为无量纲管长。

结果表明，管长为0.35时，出口静压最高。管长在0.25～0.35范围内，出口保持较高静压，且变化很小。管长小于0.25后，出口静压迅速下降，管长0.15和0.05的出口静压比0.25时的值分别减小约7.4%和19.3%。管长大于0.35后，出口静压有所降低，但变化较为平缓。

2.2 鼓筒孔形状分析

气流通过鼓筒孔时由静止坐标系转化为旋转坐标系，根据2.1节计算结果分析，通过鼓筒孔时压力损失较大，2.1节计算是基于鼓筒孔为圆形时得到，为增大鼓筒开孔面积，设置为圆孔时轴向距离占据较大，结构上实现有一定难度，长圆形孔更易实现。本节将着重分析气流经长圆形孔的流动情况。

在保证开孔面积相同条件下，圆孔改为周向长圆形孔，如图8所示。

同样对长度L为0.45、0.35、0.3、0.25、0.15、0.05进行计算，得到如图9所示的结果云图。

从图9可以看出，管长为0.35的气流流动状况优于0.45的状况。

图10给出了鼓筒开孔为周向长圆形孔的状况下进出口压比随管长的变化，并与圆形孔结果进行了对比，横坐标L为无量纲管长。

结果表明，鼓筒孔为长圆形孔且在L小于0.45时气流经减涡管的压损小于圆形孔状况，即在相同流通面积情况下长圆形孔优于圆形孔。并可以发现，鼓筒孔为长圆形孔时最佳管长为0.25。

长圆孔型能降低流阻的原因是：进入盘腔的来流具有周向分速，上述孔型可以增大有效流通面积，减小流动阻力。

2.3 来流气流周向速度分析

在进口无预旋开孔为圆形孔时，管长为0.3时最优；在进口无预旋开孔为长圆形孔时，管长为0.25时最优。在实际发动机引气中，通过高压压气机导叶后引气，气流有一定的周向速度。本节以某型发动机引气位置S2流面参数为基准，其进口周向速度与轴向速度比为0.25，对不同管长进行计算分析。计算分析结果如图11所示。

由图11可知，在进口有周向速度时，管长小于0.4的出口静压均小于无周向速度情况。而最佳管长为0.3。由前文理论分析可以进行解释，即随着进口旋转比的增加，最佳管长则变长。

因此以0.3作为进口周向轴向速度比为0.25时最佳管长。

2.4 进口旋转比对气流温度影响

在实际流动中，进口流动周向速度可能并不稳定，本节对不同气流周向速度进行研究。选定管长为0.3，鼓筒上设置长圆形孔，分析进口气流周向和轴向速度比Vφ／VZ为0.15、0.25和0.4的状况。图12和图13分别给出了Vφ／VZ为0.15和0.4的压力和温度计算云图，表1为3个不同周向速度的计算结果。

其中，T*w为相对总温；T*为绝对总温；u为转子周向速度，Vφ为气流周向速度。

可见，当Vφ小于u的1／2时，气流由绝对坐标系转化至相对坐标系，相对总温相比绝对总温会提高。且随着气流周向速度的增加，相对总温会有所减小。因此可以得到，随着进口周向速度的增加（该周向速度使得鼓筒孔进口的周向速度小于0.5u），气流通过鼓筒孔后相对总温有所下降。

减涡管及盘腔中根据能量方程有：

由表1可知，随着进口周向速度的增加，引气出口静压有所下降，同时引气出口相对总温下降。

（1）出口相对总温变化

随着进口旋转速度的增加，在进入旋转盘腔中旋转比有所增加，因此从绝对温度换算为相对温度时，有：

因此在盘腔和减涡管中气流相对总温降是一定的，可得到：随着进口周向速度的增加（该周向速度使得鼓筒孔进口的周向速度小于0.5u），减涡管出口温度逐渐减小。

（2）出口静压变化

随着进口周向速度的增加，在固定管长下出口静压逐渐减小。这可能是由于在没有周向速度时，最佳管长为0.3。随着周向速度的增加，最佳管长应该增加。因此在管长恒为0.3时，随着周向速度增加，离最佳管长越大，导致压降更大，出口静压减小。

2.5 一维计算分析对比

图14为一维计算与三维计算的对比，其纵坐标为出口静压与主流道进口总压之比。可知，相同管长时一维计算的压比高于三维计算，这说明一维计算的流阻小于三维计算。其中三维计算包括长圆形孔以及圆形孔。可以看出，圆形孔损失比长圆形孔损失更大，且有周向速度时，其损失略大于无周向速度。最佳管长在各个工况计算下，处于0.25～0.35范围内。

3 结论

本文对减涡器的特性分别用CFX完成三维计算和用Flownet完成一维计算，计算中用到的主流通道参数来自发动机高温起飞状态S2流面计算结果，根据以上计算结果可得如下结论：

1）通过理论分析与CFX计算发现，减涡管存在最佳管长。对无量纲管长为0.05、0.15、0.25、0.3、0.35以及0.45和CFX计算得到最佳管长处于0.25～0.35之间，此管长范围内使减涡器出口静压最高。

2）通过对比两种鼓筒孔（即同等面积的圆形孔和长圆形孔）计算结果可以得到：鼓筒上设置周向长圆形孔比圆形的流动损失更小。

3）Flownet计算结果可以看出，存在最佳管长。通过理论分析得到，在入口旋转比为0.4时，最佳管长为0.25～0.3，此时出口压力最高，通过的流量最大。

在三维计算分析中，提出很多需进一步分析结果：

1）鼓筒孔为长圆形孔时，气流在进口无周向速度时，管长为0.25；有周向速度时，其最佳管长为0.3。最佳管长与气流进口周向速度密不可分。

2）鼓筒开孔面积越大，气流通过孔的损失越小；但通过初步分析结果可以推断，鼓筒孔面积开至一定大小后，损失将不发生变化，在后期可对此进行进一步研究，同时鼓筒孔面积需考虑结构强度。

［1］ Negulescu，D.，Pfitzner M.：Secondary Air Systems in Aeroengines employing vortex reducers.ASME 2001-GT-0198，2001.

［2］ Peitsch，D.Stein，M.，Hein，St.Niehuis，R.，Reinm？ller，U.：Numerical Investigation of Vortex Reducer Flows in the High Pressure Compressor of Modern Aeroengines.ASME 2002-GT-30674，2002.

［3］ AndréGünther，Wieland Uffrecht，Erwin Kaiser，Stefan Odenbach.Experimental analysis of varied vortex reducer configurations for the internalair system of jet engine gas turbines.ASME GT2008-50738.

［4］ Dleter Peltsch，Relnhard Nlehuls：Numerical Investigation of Vortex reducer Flows in the High Compressor of Modern Aeroengine. ASME TURBO EXPO 2002.2002-GT-30674.

［5］ Xiao-qin Du，Hui-ren Zhu，Zong-wei Zhang：Numerical Study on Varied Vortex Reducer Configuartions for the Flow Path Optimization in Compressor Cavities.Proceedings of ASME Turbo Expo 2011.GT2011-45975.

Flow Resistance Characteristics of Vortex Reducer Com putation and Analysis

WU Li-jun，CHEN Xiao，DENG Shuang-guo，LIU Yu-fang
（Avic commercial aircraft engine Co.，Ltd.，Shanghai201108，China）

Turbine blade cooling air of aero-engine is bleed from high pressure compressor，which flow into blade through core engine inside.Vortex Reducer bleed system is introduced in this paper，which contain theory of vortex Reducer and structure of vortex reducer.The flow characteristic in Different length of tubes，bleed holes and tangential velocity is analyzed emphasis.The results of3D and 1D are compared in this paper.As a result，flow loss isminimum in optimal tube length of vortex reducer.The optimal tube length is different in different hole form and mainstream parameter.

air system；vortex reducer；optimal tube length

TK472

A

1009-2889（2014）03-0037-07

2013-11-26改稿日期：2014-01-06

吴丽军（1987-），男，工学硕士，主要工作内容为航空发动机空气系统设计研究，E-mail：wulijunacae＠163.com。