波转子内部流动分析刘火星

1、热机气动热力学 编号：092051中国工程热物理学会 学术会议论文波转子内部流动分析刘火星姜冬玲邹正平(北京航空航天人学航空发动机气动热力国防重点实验窒，北京100191)(tel: 01082316418 email： liuhuoxing)摘要：为进一步了解波转子内部流动机理，本文利用数值方法分析丫径流与轴流波转子内部流动，得 出以下结论：模拟的流场特征与设计要求相符，计算结果充分显示了波转子内不同能量密度的气体实现能量交换的过程，m时也显示了端口非瞬时开放等非定常过程的影响。关键词：波转子数值模拟激波0前言目前，要提高现有常规燃气涡轮发动机的性能有两种主要的方法：改善压气机和涡 轮的效率

2、或通过增加涡轮进口温度改善循环的热力学过程。从热力学观点看，增加涡轮 进口温度是改善整体热效率和功率系数的最有效方法。然而，气体进入涡轮的最高温度 由材料条件所限制。波转子技术则可以突破这一限制，可使气体进入涡轮的温度小于循 环峰值温度，即可在不提高涡轮进口温度的基础上提高循环峰值温度。现有理论h算表 明，采用波转子增压循环的发动机可在不提高旋转部件温度的情况下，使发动机的总增 压比增加，峰值温度提髙25%到30%，大人改进发动机的效率和笮位功率，从而人人降低 发动机的污染排放，减少燃油的供给量。波转子是一种利用激波对不同能量密度的气流进行能量交换的设备。它的主要作用 是使压力和温度状态不同的

3、气流进行能量交换，温度压力高的气流减压降温，温度压力 低的气流升温增压。这一过程利用的就是激波前后的压力突升和膨胀波使气流压力降低 的特性。波转子增压循环发动机正是利用波转子的能fi交换特性才使发动机的总体性能 得到很大改善。波转子技术的研究历史虽然很长，但仍存在很多问题。除了非定常流动w题的复杂 性、非设计状态m题以及选择最佳波转子结构时的不确定性之外，还存在很多工艺实现 上的问题，如密封问题和热膨胀问题。这其中波系的组织技术是关键技术之一，波转子 的核心原理是非定常流动的认识与利用，到目前为止，人们在这方而的积累仍有待进一 步加强。本文研究的主要目的是进一步y解波转子内部流动机理，采取解析

4、分析及数值模拟 的方法分析波转子内部流动结构，力求为波转子设计提供参考。2波转子基本工作原理为表示四端口波转子是如何工作，现在描述一下通流四端口波转子一个循环a的各 种过程。这个过程从波动图的丁部开始，下部通道的两端都是关闭的，里面是低温低压 的流体。对于冋流波转子结构，通道内的流体包括一大部分的热气和由交界面分开的一 基金项目：武器装备预研基金项目(9140c4103090803)个缓冲层。对于通流波转子，通道a只有燃气。当通道运动后，通道右端逐渐打开，与相对低压的出口端接触，会在出口端的边缘产生膨胀波，并向通道内传播，这时只有燃 气离开波转子去往涡轮。膨胀波在左端壁反射，进一步降低通道内流

5、体的总温和总压。 这样，当进口端打开时就可以吸取压气机的新鲜空气进入通道。当反射的膨胀波到达出 口端时，它使流动减慢，并反射冋压缩波，同时关闭出口端使通道a流体停止。当压缩 波屯昀进口端运动时会形成一道激波。当激波到达通道左端时，进口端关闭。这时，通 道内的流体相对转子是静止的。上面这一过程叫做循环的低压部分（清除过程）。这一过程的目的就是将高压燃气 送入涡轮，部分的清除转子通道，并吸进压气机的新鲜空气。在紧接着的循环高压部分 （进气过程），转子通道开始接触来自燃烧室的燃气。当进口端打开，热燃气（驱动气 体）穿过通道。既然燃气的压力比通道a气体（被驱动气体）压力高，在进口端的底角 将会触发激波

6、。激波穿过通道，使通道内气体的压力产生突升。当激波到达通道末端时， 出口端逐渐的开放，在下面的出口端边缘将产生反射激波，反向传播冋通道。反射激波 补偿燃烧室内的压力损失。反射激波后经过两次压缩的流体离开波转子进入燃烧室。在 冋流波转子结构屮，进入燃烧室的流体完全是空气，而通流波转子结构中，空气和已经 燃烧过的燃气都将进入燃烧室。详细的流体流动显示，在通流结构屮，人约有30%到50% 的燃气再一次进入燃烧室。一种想要的怙况是当反射激波到达左端时关闭燃气进口端。 这时在进口端的上角落产生膨胀波，朝通道的另一端传播，此膨胀波将最终使通道内的 流动停止。当膨胀波到达通道末端吋，出口端逐渐关闭，转子通道

7、iai的流动停止。这时， 流体没有速度，是循环最高温和最高压力的状态。现在已经准备好通过低压过程再次出 气进入涡轮，即开始下一次循环。2数值计算方法本文利用fluent计算了二维径流波转子和单通道、多通道的轴流波转子的内部非 定常流动。波转子的一个优势就在于转速较低，因此对其a部流场的计算本文采用非耦合求 解，即分离隐式解法。湍流模型采用s-a模型。由于此处儿个模型结构都相对规整，因此除了间隙处加密外，其余处全部采用均匀网格。但为了保证计算精度，采用了较大的网格密度。径流、单通道及多通道模型的网 格数0分別6. 8万、16万及45万。这里非定常计算屮转静子间的数据传递采用fluent屮的交界面

8、处理；二维轴流模 型的上下界面给定周期性边界条件；转静子面以固壁给；进口给定压力进口条件，出口 给定压力出口条件。3计算结果分析3.1径流模型图2所示为t=6.832e-3s吋转子内压力、温度、速度幅值和流线图，从图中可见， 高压区的激波与其反射波以及低压k的膨胀波都很明品，这是波转子实现换能的非常关 键的一步。本文的计算结果屮，激波的触发并不是瞬时形成一个均布通道宽度的压力梯 度，而是巾局部的高压区逐渐进行增压的，后面的分析中会发现，这是一个非定常的过 程。此外，由图中的流线图可见，在两个出气端口均出现了冋流现象，这主要和端口的 结构有关，如将出气端n沿山气方向稍作倾斜等就可以很好的改善回流

9、。最后，比较进 出口参数值可见，内部的波动过程充分实现了换能作用，满足设计的需要。图2t=6.832e-3s时转子内压力、温度、速度幅值和流线图图3所示为不同时刻转子内压力分布，比较连续七个物理时间步的结果可见，在通道逐渐对port2打开时，在压力面会形成一个高压区，吸力面行成一个低压区，当低压 区向内移动时诱发内部产生高压区，与压力而的高压区结合形成强的压缩波。这是通道 二维计算巾才能发现的现象，体现了端u非瞬时开放对流动的影响。但同样可以发现， 这一过程对低压区的膨胀波系影响不大。可见，端ii的非瞬吋开放主要影响的是激波的 形成过程和所需的时间，因此在结构设计时就需要考虑这一因素。此外中.

10、个通道对端口 开放程度的不同，直接影响到port5的流以和内部涡的大小。巾温度阁还可清楚地看到 热燃气逐渐进气和出气的过程。6.848e-3s6.864e-3s6.88e-3s6.896e-3s6.912e-3s6.928e-3s图3不同时刻转子内压力分布3.2轴流多通道模型图4所示为t = l. 41e-03s时的压力温度密度分布图，巾可以清楚地看出内部的各 种波动，当通道左端对燃烧窒出口端开放时，触发激波，通道上移（实际过程中的旋转） 的过程中激波向右传播，到达右壁面吋反射，紧接着打开通道右端，因为背压较小，气 体有所膨胀，因此图中下半部分出现了一个向左传播的高压区。图中上半部分两个端口

11、的膨胀波系也很明品。温度图与流线基本对应。设计情况下，要求在一个循环屮从压气 机的进气（portl）全部从port5 （去往燃烧室）出气，但这里的计算中由流线w见，部 分压气机的进气从port4直按去往涡轮，在温度图中port4下部也存在低温区，这部分 的气体能量加入很少，直接进入涡轮会对总体性能产生影响。关于这一部分流动的控制， 我认为可以通过改变出口背压值进行调整。在portl的上部存在一个较小的冋流区，这 里我认为，主要是因为由port4关闭所触发的压缩波传播速度较快，没有到达portl的 上角点处就而直接进入了端口，使其部分压力升高而造成回流和角点处的涡流。图4 t=1.41e-03s

12、时的压力温度密度分布图图5所示为不同时刻转子内压力分布，比较连续七个物理时间步的结果可见，由这 一变化过程可以清楚的看到通道移动时内部波的形成过程。当端口逐渐对port2开放时， 近端u处由通道上下壁面向内压力慢慢升高，且此高压区整体向右传播，当端口基本全 部打开时，通道当地压力也达到最大值，形成向右传的激波。其它波系在端口角点处的 发展过程也很明了，由此非定常二维图即可观察到端口非瞬时开放及间隙等的影响。淸 楚了这些因素的影响情况后，就可对其建立减化模型，以更加准确的指导设计。1.42e-03s1.43e-03s1.44e-03s1.45e-03s1.46e-03sl47e-03s图5不同时

13、刻转子内压力分布图6为二维定常（左）与非定常（右）压力分布比较，比较两图发现，中心场的基 本结构完全相同。稳态模拟中，由于背压给的相对较低，port2的进气有部分没有经过 燃烧室而直接进入涡轮，计算屮这部分气体很少。在稳态模拟场屮，存在一条很突出的 高压区，这个高压区在计算结果中同样存在，但压力值要低很多。对此认为，稳态计算 中，很难设计完全准确的使激波在端u角点处反射，因此激波反射后的高压在遇到开放 端口会产生膨胀，使压力又有所降低，而模拟的是二维通道，在端口处是逐渐开放的， 可使激波在反射时端口已部分打开，而不会形成太高的压力区。图6二维定常（左）与非定常（右）压力分布比较3结论本文利川数

14、值方法分析了径流与轴流波转子lal部流动，得出以下结论：模拟的流场 特征与设计要求相符，汁算结果充分示了波转子内不同能量密度的气体实现能量交换 的过程，同时也显示了端口非瞬时开放等非定常过程的影响，为简化模型的进一步完善 提供依据。但是采用该软件的计算，所用时间仍太长，在最初的设计所起的作用可能不 大，主要可作为后期的流场及性能等的验证分析。参考文献1 paxson，d. e.，1992, “a general numerical model for wave-rotor analysis，” nasa tm-105740.2 paxson，d. e.，1993, “an improved n

15、umerical model for wave rotor design and analysis，” aiaa paper93-0482. also nasa tm-105915.3 welch，g. e” chima，r. v” 1993，“two-dimensional cfd modeling of wave rotor flow dynamics,”aiaa-93-3318. also nasa tm-106261.4 larosilicrc, l. m., 1993，"three-dimensional numerical simulation of gradual op

16、ening in awave-rotor passage，” aiaa paper 93-2526. also nasa cr-191157.5 hoxie，s. s.，lear, w. e., and micklow，g. j.，1998, “a cfd study of wave rotor losses due to thegradual opening of rotor passage inlets，” aiaa paper 98-3253.6 kcrcm pckkan, m. razi nalim，2002, “control of fuel and hot-gas leakage in a stratified internalcombustion wave rotor”，aiaa-2002-40677 jack wilson，1997, “design of the nasa lewis 4-port wave rotor experiment”，aiaa-97-31398 pezhman akbari，norbert muller, 2003, “performance improvem