航空燃油離心泵增壓設(shè)計及仿真

　　摘要：為滿足新型航空發(fā)動機(jī)燃油離心泵增壓增效的要求,首先,對現(xiàn)用結(jié)構(gòu)航空燃油離心泵進(jìn)行流場模擬分析并將模擬分析結(jié)果與產(chǎn)品實際試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比,流場模擬數(shù)據(jù)與實際試驗值吻合度較高,證明了仿真分析方法的正確性;其次,利用相似換算法得出航空燃油離心泵增壓方法,對離心泵核心部件葉輪進(jìn)行改進(jìn)和流場仿真分析,改進(jìn)后的燃油離心泵雖能滿足增壓要求但產(chǎn)品效率降低;最后,采用葉片輕量化減薄葉片的方法提高了燃油離心泵效率,保證航空燃油離心泵在增壓的同時達(dá)到增效的目的。改進(jìn)設(shè)計方法為后期燃油離心泵葉輪設(shè)計提供有效的技術(shù)參考。

　　本文源自液壓與氣動,2020(11):39-44.《液壓與氣動》雜志是國內(nèi)外公開發(fā)行的中央級技術(shù)刊物，是機(jī)械、儀表類學(xué)科的全國中文核心期刊，是液、氣、密行業(yè)唯一評選進(jìn)入"中國期刊方陣"的雜志。現(xiàn)已進(jìn)入《中國學(xué)術(shù)期刊(光盤版)》和萬方數(shù)據(jù)資源系統(tǒng)。

　　航空發(fā)動機(jī)燃油泵主要采用的結(jié)構(gòu)形式包括離心泵、齒輪泵和柱塞泵。與齒輪泵和柱塞泵相比,離心泵具有體積小、重量輕、抗污染能力強(qiáng)、工作可靠性高等優(yōu)點,在航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)中的應(yīng)用日益廣泛。歐美等發(fā)達(dá)國家新一代航空發(fā)動機(jī)都趨向于使用離心泵作為發(fā)動機(jī)燃油泵,例如美國F-22猛禽戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動機(jī)F119-PW-100就采用了離心泵作為航空燃油泵。國內(nèi)現(xiàn)役或在研型號航空發(fā)動機(jī)設(shè)計過程中,也越來越多的采用離心泵作為航空燃油泵,尤其大流量、高轉(zhuǎn)速、高性能、高推比航空發(fā)動機(jī)燃油泵絕大部分均采用離心泵進(jìn)行設(shè)計。

　　隨著新型航空發(fā)動機(jī)技術(shù)要求的不斷提高,某現(xiàn)用大流量航空燃油離心泵的增壓性能已無法滿足使用要求,在保證殼體及離心泵接口不變的前提下,對航空燃油離心泵進(jìn)行改進(jìn),以滿足離心泵新的提壓增效要求[1,2,3]。

　　1、離心泵流場模擬與分析

　　1.1 增壓技術(shù)要求

　　某航空燃油離心泵現(xiàn)有性能無法滿足新增壓指標(biāo)要求,需進(jìn)行提壓增效設(shè)計,現(xiàn)有指標(biāo)與新指標(biāo)具體要求見表1。

　　燃油離心泵屬于高轉(zhuǎn)速、大流量離心泵。葉輪為開式葉輪,葉輪外徑90mm,葉片數(shù)5,現(xiàn)用葉輪如圖1所示。

　　圖1葉輪

　　1.2 流場仿真分析

　　近年來,計算流體力學(xué)(CFD)技術(shù)已經(jīng)廣泛運(yùn)用于泵的設(shè)計和分析計算中。此次采用PumpLinx數(shù)值模擬方法對燃油離心泵內(nèi)流場進(jìn)行模擬。采用UG三維建模軟件對燃油離心泵進(jìn)行三維建模并抽取流道,過流部件流道示意圖如圖2所示[4]。在網(wǎng)格劃分中,設(shè)置最小網(wǎng)格為0.001,最大網(wǎng)格為0.025,即可得到高精度的笛卡爾網(wǎng)格,流體仿真模型的網(wǎng)格數(shù)量為255202。網(wǎng)格劃分后的幾何模型如圖3所示。

　　航空離心泵的工作介質(zhì)為航空燃油,流體參數(shù)和邊界條件的設(shè)置如表2所示。

　　圖2過流部件的流道示意圖

　　圖3網(wǎng)格劃分后模型

　　通過軟件運(yùn)算,迭代求解,設(shè)定計算迭代步數(shù)為3000步,設(shè)置監(jiān)控渦殼出口壓力,當(dāng)出口區(qū)域壓力穩(wěn)定時視為收斂[5,6]。現(xiàn)有結(jié)構(gòu)燃油離心泵出口壓力仿真結(jié)果如圖4、圖5所示,功率曲線如圖6所示。可以看出,收斂條件下的出口壓力為8.4MPa、功率197kW。

　　1.3 仿真分析結(jié)果驗證

　　對比分析不同流量下的20組燃油離心泵實際測試數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù),結(jié)果如圖7、圖8所示。

　　圖4出口壓力云圖

　　圖5出口壓力曲線

　　圖6功率曲線

　　圖7出口壓力-流量曲線對比

　　圖8功率-流量曲線對比

　　模擬數(shù)值與試驗數(shù)據(jù)在各個流量工況下趨勢基本相同。各個流量下出口壓力的誤差為1%,功率誤差為5%,數(shù)值模擬能夠精確地預(yù)測航空燃油離心泵性能,其仿真結(jié)果可作為后續(xù)改進(jìn)燃油離心泵的依據(jù)。

　　2、離心泵增壓設(shè)計

　　2.1 離心泵性能計算

　　揚(yáng)程:

　　H=(p2ρg×106+v222g)−(p1ρg×106+v212g)         (1)Η=(p2ρg×106+v222g)-(p1ρg×106+v122g)         (1)

　　式中,p1——離心泵進(jìn)口壓力,MPa

　　p2——離心泵出口壓力,MPa

　　ρ——密度,kg/m3

　　g——重力加速度,m/s2

　　v1——離心泵進(jìn)口流速,m/s

　　v2——離心泵出口流速,m/s

　　泵的比轉(zhuǎn)速:

　　ns=3.65nq√H3/4         (2)ns=3.65nqΗ3/4         (2)

　　式中,n——轉(zhuǎn)速,r/min

　　q——流量,m3/s

　　H——揚(yáng)程,m

　　現(xiàn)有技術(shù)指標(biāo)和新技術(shù)指標(biāo)下?lián)P程和比轉(zhuǎn)速的計算結(jié)果如表3所示。

　　2.2 葉輪增壓設(shè)計

　　燃油離心泵屬于低比轉(zhuǎn)速離心泵。由葉輪切割定理可知,低比轉(zhuǎn)速離心泵揚(yáng)程與葉輪外徑的平方成正比。可通過增加葉輪外徑的方法實現(xiàn)增加離心泵揚(yáng)程(即提高出口壓力)的目的[8],如式(3)所示。

　　HH′=(D2D′2)2         (3)ΗΗ′=(D2D′2)2         (3)

　　式中,H′——改進(jìn)后的揚(yáng)程,m

　　D2——葉輪外徑,mm

　　D′2——改進(jìn)后的葉輪外徑,mm

　　通過計算將葉輪外徑由90mm增加到93mm,可達(dá)到離心泵增壓目的,在UG三維建模軟件中保證葉輪葉型不變,對葉輪外徑尺寸進(jìn)行修改。

　　對改進(jìn)后的模型進(jìn)行裝配并抽取流道進(jìn)行仿真分析。改進(jìn)后的離心泵出口壓力仿真分析結(jié)果如圖9、圖10所示,功率仿真結(jié)果如圖11所示。可以看出,收斂條件下的出口壓力為8.9MPa,功率為205kW。

　　圖9葉輪外徑93mm出口壓力云圖

　　圖10葉輪外徑93mm出口壓力曲線

　　圖11葉輪外徑93mm功率曲線

　　葉輪外徑增加后,離心泵出口壓力滿足新指標(biāo)增壓要求,但產(chǎn)品功率超出技術(shù)指標(biāo)要求,還需進(jìn)一步改進(jìn)設(shè)計。

　　2.3 葉輪增效設(shè)計

　　離心泵效率與葉輪幾何結(jié)構(gòu)有密切關(guān)聯(lián)。增加離心泵效率可減小輸入功率。修改以下5個方面的幾何參數(shù)可以有效的增加離心泵效率[7,8,9]。

　　(1)改變?nèi)~片的彎曲形狀;

　　(2)減少葉輪厚度和葉片數(shù)量;

　　(3)改變?nèi)~片進(jìn)出口安放角;

　　(4)采用長短葉片相間的形式;

　　(5)選擇葉片包角。

　　其中,葉片數(shù)量越少,厚度越薄,對流體的排擠效應(yīng)越小,效率越高。此次采用減小葉片厚度的方法來增加離心泵的功率,減小輸入功率,來滿足功率要求。對葉輪葉片兩側(cè)均進(jìn)行裁剪,裁剪部位如圖12所示,葉片厚度變薄后的葉輪三維模型如圖13所示。

　　圖12葉片修剪部位

　　圖13減薄后葉輪三維模型

　　葉輪減薄后進(jìn)行流場仿真分析,離心泵出口壓力仿真結(jié)果如圖14、圖15所示,功率仿真結(jié)果如圖16所示。可以看出,收斂條件下的出口壓力為8.8MPa,功率為196kW。

　　燃油離心泵出口壓力實際估算值為8.7MPa,功率實際估算值為186kW,改進(jìn)后的離心泵出口壓力和效率均滿足新指標(biāo)要求。

　　2.4 葉輪強(qiáng)度仿真

　　葉輪改進(jìn)完成后,對葉輪進(jìn)行強(qiáng)度仿真分析,確定葉輪是否滿足強(qiáng)度要求。葉輪材料為TC4,其密度ρ=4800kg/m3,彈性模量E=113GPa,泊松比μ=0.34。

　　圖14葉輪減薄后出口壓力云圖

　　圖15葉輪減薄后出口壓力曲線

　　圖16葉輪減薄后功率曲線

　　使用ANSYSMeshing軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分時,采用四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,利用局部尺寸Sizing功能進(jìn)行尺寸控制,逐漸加密網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值模擬計算,當(dāng)局部尺寸Sizing值設(shè)置為0.5mm時,即使再加密網(wǎng)格,模擬結(jié)果應(yīng)力值無明顯變化,仿真結(jié)果滿足網(wǎng)格無關(guān)性原則[10,11,12]。網(wǎng)格模型如圖17所示,節(jié)點總數(shù)為267517,網(wǎng)格總數(shù)量為178110。

　　網(wǎng)格劃分完成后,對葉輪圓柱面施加Displacement約束;離心泵在運(yùn)轉(zhuǎn)過程中,施加轉(zhuǎn)速RotationalVelocity約束,轉(zhuǎn)速設(shè)置為27000r/min;葉輪葉片施加Pressure載荷,力值設(shè)置為9MPa(大于實際受力)并進(jìn)行計算,輸出等效應(yīng)力(VonMises強(qiáng)度理論)分布云圖如圖18所示。

　　圖17葉輪有限元模型

　　圖18平均等效應(yīng)力分布云圖

　　應(yīng)力最大部位在葉片中間部位,最大應(yīng)力值為199.67MPa。鈦合金TC4材料的屈服強(qiáng)度為860MPa,所受應(yīng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于許用應(yīng)力,安全系數(shù)為4.3,葉輪能夠滿足強(qiáng)度要求。

　　3、結(jié)論

　　針對某航空燃油離心泵提壓增效新要求,采用PumpLinx數(shù)值模擬對離心泵流場進(jìn)行仿真驗證,出口壓力誤差為1%,功率誤差為5%,仿真結(jié)果能夠作為判斷航空燃油離心泵性能是否滿足要求的依據(jù)。利用相似換算法與減薄葉片相結(jié)合的方法,對葉輪進(jìn)行改進(jìn),改進(jìn)后的離心泵增壓能力和功率均滿足新指標(biāo)要求。和傳統(tǒng)分析方法相比,基于內(nèi)流場仿真的航空增壓離心泵分析方法,其性能分析結(jié)果可信度較高,有助于減少試驗成本,縮短驗證周期,有很高的工程實用價值。

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