湖南省航空科技文库(txt+pdf+epub+mobi电子书下载)

作者：湖南省航空学会,刘艳芳,宗苏宁

出版社：航空工业出版社

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湖南省航空科技文库试读：

祝贺《湖南省航空科技文库》编辑出版

航空工业的发展对国防建设、经济建设和科技进步具有巨大的推动作用。

中小型航空发动机技术

我国的中小型航空发动机已有数十年的发展历史，而湖南在发展中小型航空发动机产业方面具有独特优势，拥有中航工业航空动力机械研究所、中航工业南方航空工业（集团）有限公司等一批行业领先的科研、生产单位以及相关人才。但是，必须清醒地认识到，我们的技术水平与航空科技进步及航空产业发展的要求相比还有较大差距，我们必须努力开展理论与实践两方面的探索和研究，促进我国航空技术的不断发展。

航空学会是广大航空科技工作者学术交流的主要平台，我们应充分用好、用活这个平台，努力提高学术水平，加速培养一支高素质人才队伍，促进中小型航空发动机产业发展壮大。

由湖南省航空学会组织编写、航空工业出版社出版的《湖南省航空科技文库》即将问世，全书共收录论文123篇，内容涉及中小型航空发动机设计、制造、试验、测试、维修及管理等多个技术领域，希望广大科技工作者能从中获益。相信本书的出版能为我国发展中的航空事业做出应有的贡献，谨贺。中国工程院院士中航工业航空动力机械研究所总设计师中小型航空发动机技术

国外主要战斗机辅助动力装置状况研究

摘要：本文通过对国外主要战斗机用辅助动力装置应用状况的统计、描述，阐述了对辅助动力装置的认识，介绍了辅助动力装置的发展方向，提出对我国发展辅助动力装置的建议。

关键词：辅助动力装置 状况研究1 概述

20世纪60年代，随着航空涡喷/涡扇发动机推力、涡桨/涡轴发动机功率的增加，起动时间的缩短，要求起动这些发动机的功率也要随之增加，而原有的起动机（电起动机、液压起动机、活塞式起动机等）[1]由于自身固有的缺点（尺寸大、重量大、功率小）已不适合作为大推力/功率航空发动机的起动装置，由此促生了辅助动力装置（APU）。

APU可为飞机发动机的空气起动系统和（或）飞机环控系统提供压缩空气源，或提供轴功率以驱动液压泵为飞机提供液压源，驱动发电机为飞机提供电源，或同时提供气源和轴功率。

目前，在军用飞机上普遍采用APU，其具有以下显著优点：（1）满足大推力发动机快速起动的需要；（2）提高现代战斗机的自给能力（不依赖地面支援设备而完成地面维护、主发动机起动及提供辅助功率的能力）；（3）由于主发动机在地面不工作，因此可延长主发动机的使用寿命并降低燃油消耗率，另外，与地面支持设备相比，APU的维护费用较低，这些都能降低飞机的全寿命使用维护费用；（4）能改善发动机空中再起动性能（扩大空中起动包线、缩短起动时间），提高作战飞机的生存能力。2 APU的分类

APU实质上就是一种燃气涡轮发动机，结构形式多样。这里根据APU与主发动机起动时的能量传递方式进行分类，主要有以下几类：（1）气压型APUAPU输出压缩空气，压缩空气通过空气管道驱动空气涡轮起动机，由空气涡轮起动机输出功率起动主发动机；（2）机械型APUAPU直接输出轴功率，通过离合器或扭矩变换器起动主发动机；（3）电力型APUAPU输出轴功率带转发电机，发电机所发出的电带转电起动机，由电起动机来起动主发动机；（4）液压型APUAPU输出轴功率带转液压泵，液压泵输出液压能给液压起动机，由液压起动机来起动主发动机；（5）组合型APU组合型APU是上述4种APU中任意两种的组合。

上述各类型APU各有优缺点，飞机具体采用何种形式的APU需要根据实际情况进行综合考虑。

各种类型APU的主要优缺点见表1。表1 各种类型APU的主要优缺点3 国外主要战斗机APU状况

表2列出了目前国外主要战斗机的APU应用情况。表2 目前国外主要战斗机的APU应用情况续表2

从表2可以看出，20世纪90年代以前的第三代战斗机大都采用机械型APU，这是因为当时追求的是高的功率传输效率。20世纪90年代后的三代半及第四代战斗机都采用了气压型APU，这是因为设计中更强调系统的可靠性、灵活性以及对飞机的热平衡能产生有利的影响。因此，不同的时代、不同的功能要求促使APU的形式不断变化，而航空工业的发展和进步为APU的发展提供了坚实而强大的后盾。4 战斗机用APU的发展方向

早期的APU由于功能要求单一，因此在设计上力求简单，以最大程度地降低成本。涡轮进口温度控制在较低水平；同时，由于APU的工作时间不长，因此在设计时也不把燃油消耗率作为一项重要指标。

随着APU和系统综合化技术的发展，飞机上原来相互独立的起动系统、发电和液压系统、应急发电机和应急液压泵等所具有的部分功能逐渐集成到APU上，APU的运行时间大大加长，因此，为了满足减轻重量、缩小体积以及降低单位燃油消耗量的要求，APU的循环参数不断提高，目前，这种发展趋势仍在持续。现以T-62T型APU的发展过程为例来说明这一点，详见表3。表3 T-62T型APU各型情况

虽然国外一直在改进APU和研制新的应急动力装置（EPU），但这些都不代表APU的主要发展方向，理由如下。（1）目前的APU不具备在飞机的整个飞行包线内空中起动主发动机的能力。例如，F-15和F/A-18战斗机的使用升限分别是18300m和15240m，但其APU空中起动主发动机的最大高度仅分别为7620m和4576m。这主要是因为当时的APU是为地面使用而设计的，同时，APU在高空的起动时间过长（达2min）。另外，如果考虑到在高于7620m的高空提供足够的起动功率，将导致APU的体积和重量增加。（2）个别飞机上备有EPU，EPU固然具有提供应急功率的能力，但工作时间太短。如在F-16飞机上，在重量上燃料已占到整个应急系统的1/3，但仍然只能工作10min。另外，所用燃料为肼，具有毒性、腐蚀性，给维护和后勤保障工作带来不便。

为了适应战斗机的发展趋势，提高战斗机和空勤人员的生存能力，降低系统的寿命周期费用以及克服目前APU和EPU所固有的缺点，国外APU有以下几个发展方向。（1）组合动力装置（IPU）

这种APU是一种向21世纪过渡的方案，其APU和EPU组装在同一齿轮箱上，取消了EPU的齿轮箱及其发电机和液压泵，同时共用同一润滑和控制系统，从而降低了系统的复杂性；EPU采用飞机燃油和压缩空气为燃料，替代了以前的有毒燃料。

该类型APU已在美国的第四代战斗机F-22上得到应用，型号为G250（美国联信公司生产），工作原理如图1所示。图1 G250型APU工作原理图（2）超级组合动力装置（AIPU）

AIPU是21世纪APU的主要发展方向之一，一台AIPU可以完成目前分别由APU和EPU执行的任务。其关键技术在于双模态燃烧室的设计和模态之间的转化与控制技术。所谓双模态是指AIPU正常工作时，通过燃油与空气中的氧燃烧而产生动力；应急工作时，通过燃油与存储的空气或氧化剂燃烧而产生动力。

目前，在世界范围内，还没有真正的AIPU投入实用。在F-22战斗机的研制过程中，美国汉森公司的T-62T-40-LC3（具备双模态燃烧室）作为备选方案之一与联信公司的G250展开过竞争，最终败给了G250，可能是由于上述关键技术未得到很好的解决。

AIPU的结构示意图如图2所示。图2 AIPU结构示意图（3）多电飞机用的组合动力装置

美国空军在积极发展多电飞机，即用电力作动系统来取代目前飞机上使用的液压和气压系统。该动力装置的主要特点是：采用双模态燃烧室；起动/发电机装在组合动力装置内的主轴上，前者将直接起动组合动力装置或在发电状态由组合动力装置直接驱动；只输出270V高压直流电，不再输出其他轴功率或压缩空气。5 对我国发展战斗机用辅助动力装置的一些建议

和国外航空工业发达国家相比，我国研制APU的水平比较落后。到目前为止，仅研制出功能单一、功率偏小的机械型APU和小功率、使用有毒肼燃料的EPU，已不能适应我国未来战斗机发展的需要。我国航空发动机技术较落后，发展先进APU的技术基础也较差，因此，在现有技术水平条件下发展APU应首先研制气压型APU。

现代飞机追求系统综合化，机械型APU已不适应这一发展趋势，因此应首先研制气压型APU。气压型APU是军民机都可用的设备，目前，民用飞机所使用的气压型APU种类繁多，可为我们研制军用APU提供参考。开发气压型APU也有利于技术成果的推广应用，为今后的研制工作积累更多的经验和资金。在气压型APU技术和EPU无毒化技术成熟后，再将两者合二为一，研制出我国自己的IPU或AIPU。[1] 本书中所提“重量”均为“质量”概念。

某型燃气涡轮起动机附件传动离合器研制

摘要：本文主要是通过对某型燃气涡轮起动机附件传动离合器的设计、生产、装配、测量、试验等整个研制过程的总结，阐述了这种离合器的结构、性能特点，为离合器在航空发动机中的应用积累一定的经验。

关键词：起动机 附件传动 离合器 偏心滚子 阻尼力矩1 概述

超越离合器是一种靠主、从动部分的相对运动速度变化或旋转方向的变换，能自动结合或脱开的离合器。这种离合器仅在一个方向上输入传递扭矩，当输入方向或者在传动方向上，输出端转速超过输入端转速时就自动脱开。正因为以上功能，这种离合器目前在机械传动中得到应用。尤其是斜撑式离合器，以结构简单，承载能力大，结合平稳无冲击，可以在任何转速下结合、脱开等特点，得到广泛应用。目前，美国、德国、法国、日本、瑞士和俄罗斯等国家，都有专门从事该类型离合器设计、试验研究的公司及生产厂家，为军、民用产品研制、生产各种规格和性能可靠的离合器。近期，超越离合器在航空发动机和燃气涡轮起动机结构设计中得到越来越多的应用。

我国对于斜撑式超越离合器的开发研制起步较晚。早期仅限于民用工业产品，在航空上应用还是刚起步。早在20世纪70年代，我国直升机上采用了国产滚棒式离合器。直到80年代，随着某型航空发动机的引进，斜撑式超越离合器的研制才提到日程上来，并对样件进行了测绘仿制，进行了一些试验及试车考核。但因诸多因素，仿制离合器没有定型用于发动机上，现在仍然使用进口离合器。直到21世纪初，某型燃气涡轮起动机的研制中，在附件传动系统和减速器系统各有一套离合器，才真正开始进行斜撑式超越离合器的研制工作。经过5年多的研制，现已定型并开始小批量生产，用于燃气涡轮起动机上。以下重点介绍某燃气涡轮起动机附件传动离合器研制情况。2 离合器结构设计2.1 参数指标

最大极限扭矩：12N·m；

内轴起动转速：0～8824r/min；

最大超越转速：37000r/min；

转向：接合状态内套转轴主动，面对输入内套转轴内花键端看为逆时针方向。2.2 性能要求（1）在起动机工作范围内任意转速下应能迅速接合；（2）在脱开转速20000r/min下能安全可靠脱开；（3）在最大超越转速37000r/min下应能平稳工作。2.3 寿命要求（1）起动机状态

首翻期寿命：起动次数1750次；

总寿命：起动次数3500次。（2）动力组件状态

工作时间不小于6h。2.4 附件传动离合器的功能

某型燃气涡轮起动机附件传动斜撑式超越离合器（简称离合器）是附件传动部件中的重要构件之一。其主要功能是：当燃气涡轮起动机起动时，由起动电动机带动离合器内轴，通过斜撑块（简称偏心滚子）在内、外环之间的摩擦楔合传递扭矩，带动外套齿轮转动，外套齿轮通过中间双齿轮驱动起动机燃气涡轮转子上的齿轮，带动压气机、涡轮点火工作。当起动机起动成功后，起动电动机电源断开，燃气涡轮转子转速大于起动电动机转速，当离合器的转速达到一定值时，偏心滚子在离心力的作用下克服了弹簧力，使偏心滚子与内轴脱开，起动电动机停止转动。2.5 附件传动离合器结构分析及特点

附件传动离合器由内轴、偏心滚子、保持架、弹簧、外套齿轮、轴承等零件组成（如图1所示）。偏心滚子（10个）是离合器的关键件，形状特殊，尺寸精度要求高。它的两个工作面在离合器中直接传递扭矩，因此，其工作面曲线形状与参数的设计是否合理及加工精度如何，都直接关系到偏心滚子的工作性能。保持架（1个）是均分、支撑偏心滚子，使偏心滚子在圆周方向处于均布状态，在轴向处于同一正确位置，防止偏心滚子偏斜及翻转，同时还支撑固定弹簧。弹簧（10个）与保持架一起支撑压紧偏心滚子，使偏心滚子的两端曲面在起动前紧贴内、外滚道，处于接触状态。内圈转轴一端上有内花键，可以与另一零件直接连接传动，转轴与偏心滚子接触的圆柱段比较厚实，增强了刚性，减少了在与偏心滚子接触时的变形量。外圈也一样同齿轮做成一体，使零件结构设计更紧凑，与偏心滚子接触段的壁厚设计得较厚，刚性好，与偏心滚子接触时变形小。

通过以上分析，附件传动离合器有以下特点：（1）转速高：输入0～8824r/min，超越37000r/min；（2）楔合平稳无冲击，噪声小，空行程短，可以在任何转速下接合；（3）接触点曲率半径大，滚子数目多（偏心滚子10个），承载能力大；（4）自锁可靠，反向脱开容易；图1 斜撑式超越离合器结构图（5）结构紧凑，外形尺寸小。2.6 附件传动离合器强度计算

离合器偏心滚子与内、外滚道接触强度采用美国AD报告计算，其计算结果如表1所示。表1 离合器强度计算结果3 附件传动离合器的生产加工与装配3.1 偏心滚子

偏心滚子的加工精度关系到整个离合器的性能。因此，对偏心滚子的两端曲面尺寸公差及滚子高度尺寸公差都有很高的要求。在生产制造中，一般采用冷拔成形。3.2 保持架

由于附件传动离合器保持架与其他离合器保持架结构区别较大。由棒材或管材精加工而成，兜孔尺寸精度高，是关系偏心滚子正确接合位置的支点。3.3 弹簧

弹簧是由冷拉丝材绕制而成，采用低温回火，要求弹力衰减性小。3.4 内外圈

内外圈的尺寸公差要求较严，形状公差和表面粗糙度要求也很高，加工有一定的难度。3.5 离合器装配

在离合器装配中有以下技术要求：（1）对外套齿轮有动平衡要求；（2）对一套滚子有高度尺寸差要求；（3）对两端轴承径向游隙差有要求。4 阻尼力矩的确定

目前，确定离合器的主要性能指标在国内还没有明确的规定和参考资料，只能参照德国有关资料的介绍测量阻尼力矩来评定。所谓阻尼力矩就是当内（或外）滚道在一定转速下转动时，偏心滚子、保持架与外（或内）滚道处于静止状态，此时偏心滚子在不传递扭矩的状态下，内（或外）滚道与滚子之间的滑动摩擦力。若这种阻尼力矩过小，有可能会出现扭矩传递滞后，或传递不上去，即出现打滑现象。反之，若阻尼力矩偏大，有可能导致内外滚道之间不能及时脱开的现象出现。为保持离合器处于最佳工作状态，使之安全可靠地工作，我们对离合器进行了以下3项阻尼力矩测量。（1）内阻尼力矩测量：当外滚道与滚子处于静止状态，内滚道以20r/min反向旋转，测量内滚道与偏心滚子间的湿摩擦力矩；（2）外阻尼力矩测量：当内滚道与滚子处于静止状态，外滚道以20r/min反向旋转，测量外滚道与偏心滚子间的湿摩擦力矩；（3）带状阻尼力矩测量：当内滚道处于静止状态，偏心滚子处于自由状态，外滚道以20r/min反向旋转，测量内、外滚道之间的湿摩擦力矩。

由于我国离合器的研制起步较晚，对阻尼力矩值还没有一个正规的规范。因此我们只能参照利用原样件得到的阻尼力矩测量值，并与国产件所测量的阻尼力矩值（见表2）进行分析比较，制定出一个供产品测量验收的参考值（见表3）。表2 样件阻尼力矩测量值表3 产品测量验收参考值5 附件传动离合器试验及考核

一般新研制的离合器都需要进行如下试验考核后才能设计定型：（1）全速动态超越试验；（2）差速动态超越试验；（3）动态离合试验；（4）疲劳特性试验；（5）静态超扭试验。

根据以上试验特性和燃气涡轮起动机的性能技术要求，我们对附件传动离合器进行以下试验与考核：（1）离合器模态、测频试验；（2）离合器静态超扭试验——对离合器进行了3倍扭矩下静态超扭试验；（3）离合器低循环试验——在3倍扭矩下，进行3500次工作循环试验；（4）离合器性能试验——按燃气涡轮起动机性能进行试验；（5）随燃气涡轮起动机整机试验1750次；（6）随大发动机试飞单台438次。

现在某燃气涡轮起动机已经定型。附件传动离合器已小批量安装在起动机上进行各种性能起动试验。到目前为止，离合器工作正常、可靠，没有发现什么问题。6 附件传动离合器研制中存在的问题

由于离合器是委托外协生产零件，在研制中还有以下问题：（1）阻尼力矩检测仪测量范围小，尤其是在测外阻尼力矩时误差较大；（2）偏心滚子两端曲面只能用放大法测量，没有专业仪器，因此滚子磨损测量不准确；（3）离合器生产加工没有形成大批量专业化生产，工装、计量都不完善。7 结束语

附件传动离合器经过5年多的研制，现已随某起动机定型，它的定型填补了我国燃气涡轮发动机附件传动采用国产离合器的空白，也是目前国内转速最高的离合器，同时也为离合器以后更进一步的改进设计积累了一定的经验。参考文献

［1］航空发动机设计手册编委会.航空发动机设计手册：第13册.减速器［M］.北京：航空工业出版社，2007.

［2］机械设计手册编委会.机械设计手册：第4卷［M］.北京：机械工业出版社，2004.

涡轮发动机无叶片粒子分离器气动设计研究

摘要：流道设计是直升机发动机粒子分离器设计的核心内容。本文介绍无叶片粒子分离器流道的设计原理、设计流程和设计方法，重点讨论了各结构元素的不同设计给粒子分离器的性能带来的影响，以及如何采用CFD数值模拟的手段对粒子分离器的两相流场进行计算分析，初步建立了基于两相流CFD分析的流道设计方法。最后，按本文方法对某粒子分离器进行设计和结果分析，并对其黏性流场分析结果进行了说明。

关键词：粒子分离器 流道设计 两相流 黏性流场1 引言

国外现役直升机上所用的进气防护装置共有3种，分别是阻拦式过滤器，涡流管镶板式分离器，整体式粒子分离器。阻拦式过滤器因需频繁更换、清洗而逐渐被淘汰；涡流管镶板式分离器对沙尘的分离效率高，但需相对很大的迎风面积和安装体积，也逐渐减少使用；整体式粒子分离器在分离沙尘、异物效率与重量、体积、压力损失、功能、可靠性之间达到最好的平衡，因而从各类分离器中脱颖而出，广泛应用在先进的涡轮轴发动机中。

整体式粒子分离器是一种惯性分离器，分带预旋叶片和不带预旋叶片两种形式。两者的工作原理都是通过设计适当的流道（轴截面形状如图1所示），使进口气流在中间部位突然产生转向运动，利用空气中所含外物的运动惯性，使沙尘产生径向分离，较大的粒子沿外壁流动进入清除流道，大粒子与内外壁碰撞反弹后也进入清除流道，在空气进入压气机前，被清除流带到发动机外。两者不同的是，带预旋叶片的粒子分离器在流道进口段设有预旋叶片，利用叶片的旋向使气流还产生径向旋转运动。图1 流道轴截面形状

粒子分离器的性能直接影响直升机发动机在沙尘环境中的工作寿命，合理的流道设计方法是粒子分离器取得较高分离性能的基本保证。本文介绍了粒子分离器流道设计流程、设计方法，着重讨论了不同的设计给粒子分离器性能带来的影响，以及如何应用CFD软件对粒子分离器中的两相流场进行数值分析，最后，按照本文的设计方法对某型粒子分离器进行设计和流场分析。2 流道设计流程

首先，针对具体设计问题的边界条件，选择适当的参数，确定粒子分离器的基本外形尺寸。应用流道设计原理，设计出初始流道，然后应用成熟的CFD商业软件对其进行黏性流场和分离效率分析。根据流场分析结果，进行流道优化设计，直到得出满意的流场，最后，基于气动设计的结果，进行粒子分离器结构设计，设计流程图如图2所示。图2 流道设计流程图3 粒子分离器流道初步设计

流道初步设计的目的是在综合分析流道的几何约束条件和设计目标的基础上，结合流道内流体流动的特点和各结构要素的设计特点，设计出满足几何约束条件并接近性能目标的初步流道。主要的设计内容有：流道进出口和流道内各典型截面的面积，流道内、外壁的形状和大小，分流器的形状和轴向、径向位置。3.1 设计流道内壁

流道内壁的形状和进出口尺寸对粒子分离器的性能影响很大，它不仅引导气流转向，还影响大粒子反弹后的流动趋势，随着粒子与内流道碰撞次数的增加，粒子分离器的分离效率下降。图3 R/R与SCR、Δp的变化关系iinleti

由图1所示的流道形状可知，在流道内壁面上不可避免地出现凹弧面，数值模拟的结果说明，凹弧面处边界层明显增厚，出现逆压力梯度，局部压力损失增加。因此，减小凹弧面区域或凹弧面曲率对于减小流道总压损失是有效的。

内壁凸峰值的选取受粒子分离器内部结构和外廓尺寸的限制，在结构允许的情况下，可适当增大。内壁凸峰值与进口半径的比值（用R/R表示）可以在一定程度上反应流道内离心力的大小，直接影iinlet响粒子分离器的性能，它与清除比（SCR）、主气流总压损失（Δp）i的变化关系如图3所示。3.2 设计流道进口及流道面积

分离器设计点进口速度、主气流流量是按照具体的发动机设计要求选取的，它们是进行流道设计的基础。分离器进、出口速度对流道中的流场分布情况和流道体积所带来的影响是很大的，它与流道进口面积、总温、总压、气流流量之间符合理想气体常用关系式。

流道中各典型截面的速度分布是在对气体和粒子的运动规律进行大量数学分析和试验的基础上得出的。通常固体粒子在进口段气流的加速作用下，速度由Ma0.2增加到Ma0.4左右，随后气流减速扩压，将分流器唇口处气流马赫数控制在0.5左右，目的是减小分流器唇口处气流发散带来的总压损失。3.3 设计流道外壁

流道外壁是构成流道的基本元素，它的形状设计需要考虑两个方面的问题。其一，促进粒子与固体壁面碰撞反弹后聚集于清除流道；其二，减小流体沿壁面的分散，从而减少流道压力损失。然而这两者之间通常是相互矛盾的，大量的数值实验发现，随着流道外壁面的曲率增大，气流沿壁面发散量增加，粒子碰撞后的发散量增加，流场总压损失增加，但能促进粒子反弹后进入清除气流，分离效率增加。图1中虚、实两条曲线分别代表具有不同流道外壁的粒子分离器，它们的性能列于表1中（表中的粗沙、细沙按GJB 1171—1991选取）。表1 两种流道外壁形状的粒子分离器的性能比较3.4 设计分流器

分流器在粒子分离器中是非常重要的，它与流道内外壁一起构成主气流通道和清除气流通道。分流器唇口的形状及其与流道内壁凸峰值之间的轴向、径向相对距离都对粒子分离器的性能有影响，如图4～图9所示。从图4可以看出，随着分流器后移和分流器唇口曲率半径增大，流道内的压力损失明显减小，这是因为分流器后移增加了流道内的减速扩压段长度，减小了流体的流动速度。

由图6可以看出，分流器在一定范围内上移，主气流出口压力损失减小，流体分流后绕流流量在一定范围内减小，随着分流器的继续上移，分流器唇口处气流迎角增大，流道压力损失增大。

由图8可知，随着分流器唇口曲率的增加，唇口处气流迎角增加，分流后的流体加速度增加，转向增加，从而分流后的流体速度加大，分散度加大，总压损失增加。

由图5、图7、图9可知，分流器唇口形状、位置在合理范围内变化，不会给分离效率带来太大的影响。图4 分流器位置对气流总压损失的影响图5 分流器位置对分离效率的影响图6 分流器唇口径向位置对气流总压损失的影响图7 分流器唇口径向位置对分离效率的影响图8 分流器唇口曲率对气流总压损失的影响图9 分流器唇口曲率对分离效率的影响4 粒子分离器流道详细设计

粒子分离器流道详细设计的目标是使主气流出口获得最小的压力损失、最小的流场畸变，在较小的清除比下，对于广泛的沙尘范围能有最高的分离效率，并且整个分离器拥有最小的迎风面积和体积。但是，这些技术指标是相互矛盾的，因此，在流道结构设计之前进行流道内的黏性流场分析、粒子运动轨迹分析是非常必要的，这对达到各项技术指标之间的最佳平衡具有十分重要的作用。4.1 流场计算分析

对粒子分离器进行黏性流场分析和粒子轨迹分析涉及到两相流问题，通常进入粒子分离器的沙尘含量相对于进气量很小，在进口处，固体相的体积容积率约为0.001，因此可以采用基于拉格朗日坐标系的离散相模型（DPM）来求解。

流体在分离器内的流动可看作是一种稳态、大转向的可压、等温、湍流流动，FLUENT软件求解湍流流动的各种模型中，RNG k-ε模型考虑了平均流动中的旋转、旋流流动情况及主流的时均运动率，反映了空间坐标对流动的影响，因而可以很好地处理高应变率及流线弯曲程度较大的流动。

计算离散相颗粒轨迹要考虑颗粒的受力情况。运动流体中的单个颗粒受到的力包括流体阻力、重力和其他作用力。应用牛顿第二定律，颗粒的运动平衡方程在笛卡儿坐标系下的形式（x方向）如式（1）所描述。FLUENT软件是通过对拉格朗日坐标系下的颗粒运动微分方程进行积分来求解离散相颗粒运动轨迹的。

式中：u，ρ——颗粒的速度和密度；pp

u，ρ——气流的速度和密度；

F——颗粒所受的其他作用力；x

F——颗粒的单位质量拽力。D

式中：d——颗粒直径；p

Re——颗粒相对雷诺数；

C——拽力系数；d

μ——气体的黏性系数。

a、a、a对于雷诺数Re的不同取值范围取不同的常数。1234.2 流场边界条件的设置

根据气固两相在流道中的流动特点，连续相的入口设总压边界条件，主气流及清除气流出口均设静压边界条件，其余设为墙面边界，离散相需设置粒子与墙面间的交互作用（反弹）关系和进口速度。

粒子与墙面间的反弹关系是入射特征速度和入射角的函数，常用的经验反弹模型如式（5）、式（6）所描述。式中的系数是由入射角、壁面材料、粒子材料等决定的，由大量的试验总结得出的。FLUENT软件是通过设置墙面的反弹边界条件，加载式（5）、式（6）所描述的多项式来模拟颗粒与固壁碰撞前后的动量变化关系的。图10 参数含义示意图

式中的参数含义如图10所示，v、β为颗粒相对固壁的速度和入1射角，v、v、v、v为颗粒与固壁碰撞前后的切向及法向速度。n1t1n2t2

根据发动机的实际工作情况，气固混合流进入粒子分离器入口面之前有一段引导气流流动的进气道，若该段设置得足够长，可认为分离器入口处固体颗粒与气体运动速度是相同的。4.3 流道的详细设计

流道各结构要素是相互牵制的，理想流道的取得需要大量反复的数值实验，把握粒子的分离点及低压力损失速度控制机制。详细的气动设计在于消除或减少流道内、外壁面及分流器唇口附近的边界层分离现象，观测流道内外壁、分流器壁面压力及速度分布情况，分析总压损失和粒子分离效率，为流道进行适当的优化设计提供依据。

优化设计的结果使流道内部的一些潜在区域得到挖掘，但过分追求它们潜在的能力可能导致粒子分离器性能下降，这是因为各结构要素是相互牵制的。在很多情况下，一种改型设计需要同时修改流道中各相关元素，改变流道外壁的同时也需要改变流道内壁及分流器的特征。基于这一点，本文设计了一个基准流道A（轴截面形状如图1中的实轮廓线）和一组由基准流道A适当改型后得到的流道B、C、D，其中，流道B适当修改了流道内外壁、分流器的形状，流道C设计变化较多且维持分流器形状、位置不变，流道D融合了A、B、C流道的各自优点，与流道A相比有明显的变化。对它们分别进行黏性流场分析后，将各自的性能数据列于表2中。表2 几种流道性能对比

发动机性能下降是吞沙量的线性函数，因此，分离效率对于评估进口粒子分离器（IPS）的优缺点很重要，从表2中数据可见，优化设计必须考虑流线变化的连续性和相互制约关系。5 设计算例及分析

按照本文的设计方法对某型发动机的粒子分离器进行流道设计和流场分析，该粒子分离器的进气量为5.7kg/s，清除比为18%，进口马赫数0.22，总压损失3.8%，以下为其流场计算结果和分析。

在图11、图12中，流道前段线条稀疏，总压变化不大，分流器唇口、分流器下表面和流道内壁拐弯处线条稠密，表明总压梯度和速度梯度很大，这是流道急速拐弯和分流后流体绕流加速引起的。图11 IPS的总压等值曲线

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