空水共用渦輪機氣動設計與數值仿真

王瀚偉， 羅凱， 黃闖， 秦侃

(西北工業大學 航海學院， 陜西 西安 710072)

0 引言

跨介質航行器是一種可從水上或水下發射，能夠在空中、水下以及水面航行，在遠程跨介質突防攻擊水面大型艦艇，戰場水下空間多域協同指揮通信以及大范圍空中、水下勘測搜尋等領域具有廣泛的發展前景[1]，其動力系統更是實現航行器跨介質航行和重復出入水航行的關鍵[2]。應用于跨介質航行器的渦輪機必須同時滿足空中和水下兩種介質的工作指標以及介質切換時對輸出功率的要求。然而，不同航行階段下的輸出功率、壓比等參數差別很大，傳統渦輪發動機難以滿足其性能要求。因此，提出一種針對多工況的共用渦輪機氣動設計方法，對實現跨界質航行具有十分重要的理論價值和工程應用價值。

國內外對水下渦輪機性能和設計方法開展了大量研究。Weber等[3]運用試驗和數值仿真相結合的方式對超音速渦輪機進行了研究，分析了超音速渦輪機工作葉片流道內的氣動性能參數；Kiely等[4]設計了一種應用于小型水下航行器的一英寸沖動式渦輪機并開展了試驗研究；Waters等[5]開展了鋁水動力系統的渦輪機性能分析；郭兆元等[6]對純沖動式渦輪機的葉片載荷和激波現象進行了仿真研究；張睿剛[7]通過研究超高膨脹比下渦輪機的氣動性能，得出了采用部分進氣的方式可以很好地保證渦輪機流量較小時內效率的結論；伊進寶等[8]使用數值方法研究了沖動式渦輪機流道內的流場，并獲得了渦輪機在不同工況下的工作特性；蔣彬等[9]研究了微型沖動式部分進氣渦輪機的流場特性及氣動損失，并得出當部分進氣度大于0.35時內效率趨于平穩的結論；Qin等[10]使用試驗和仿真方法研究了輸出功率為5 kW的渦輪機性能，并證實一維方法可用于水下渦輪機的初步設計；Wang等[11]使用一維設計和仿真方法對比了水下渦輪機的軸向和徑向結構，并得到軸向渦輪機是首選布局的結論。

對于空中渦輪機，Tournier等[12]基于閉式的布雷頓循環，開發了一套多級軸流式的渦輪機和壓氣機設計模型；Tsujita[13]通過數值分析的方法，探究了可壓縮流體在渦輪機中的流動損失產生機理；Almeldein等[14]提出了一種可用于超高速民用客機的渦輪機動力系統；Schobeiri[15]研究了航空燃氣輪機運行中葉片錯動角調整對效率的影響；Ghoreyshi等[16]針對一種具有三級定子內燃的六級渦輪機進行了設計和分析；譚春青等[17]通過試驗的方法研究了彎葉片對大轉角平面渦輪葉柵氣動性能的影響，發現渦輪葉片反彎會使大折轉角平面渦輪葉柵流場流動惡化，增大渦輪葉柵損失；陳巍等[18]給出了推力為250 N的微型渦輪發動機設計方法和過程；劉壯等[19]采用風洞吹風試驗，研究不同攻角和不同馬赫數下跨音速渦輪平面葉柵的氣動性能；盧少鵬等[20]采用分層優化設計體系對某五級渦輪進行了詳細的氣動設計并使用仿真方法進行了校核；Zhu等[21]針對亞音速1.5級軸流渦輪分析了第一級靜葉尾跡位置對效率的影響，并論證了可以通過適當傾斜靜葉來改善渦輪氣動性能。

上述研究主要集中在單一工作模式下的渦輪機設計、試驗以及仿真研究，缺少多工作狀態多工質下的渦輪機設計方法和仿真研究，關于跨界質航行器的水下、空中以及起飛工況下的共用渦輪機設計研究更是鮮有報道。如何使渦輪機在工作狀態差距較大時能夠正常工作，成為實現跨界質航行器的瓶頸問題，而如何在具有不同工況和工質的情況下開展渦輪機氣動設計則是其中的難點。

考慮到小型航行器很難在不改變原有動力系統的情況下直接使用現有發動機來滿足跨介質航行的需求[2]，而航空渦輪機也由于多級和高葉片結構具有小型化困難的特點[22]，本文所研究的跨介質航行器動力系統以傳統重型魚雷為原型從而解決水下航行以及小型化問題(見圖1(a)水下部分)。然而，傳統的魚雷渦輪機動力系統難以滿足跨介質航行器在空中遠航程的需求，必須考慮在新型動力系統中加入航空渦輪機結構(見圖1(a)空中部分)。由于受到魚雷外形尺寸限制，兩套系統必須同時共用一個渦輪機以簡化動力系統結構，該動力系統可通過調節進氣模式實現水下、空中和起飛3種工作模式。圖1(b)為航行器總體結構示意圖。

圖1 跨界質航行器示意圖Fig.1 Schematic of the air-water vehicle

在水下穩定航行時，OTTO-Ⅱ(1，2-丙二醇二硝酸酯C3H6(ONO2)2、葵二酸二丁酯(C4H8COOC4H9)2、鄰硝酸二苯胺C12H10N2O2占比分別為76%、22.5%和1.5%)、高氯酸羥胺NH3OHClO4(HAP)和水組成的三組元燃料在燃燒室燃燒，產生高溫工質，通常情況下水下噴管將達到擁塞狀態，此時燃燒室壓力由燃氣流量決定:

(1)

高溫高壓燃氣以部分進氣形式通入渦輪機，等熵膨脹加速沖擊渦輪葉片，輸出軸功；再由減速機構帶動軸流泵葉片旋轉，將外部海水加速，推動航行器航行。水下航行速度、深度以及功率為水下工況的設計輸入條件。水下攻擊是跨界質航行器的重要過程，此時收起水翼并拋棄主翼，其外形與常規水下航行器相差不大，可用常規方法近似估算動力系統的設計輸入條件。

在空中穩定航行時，壓氣機將空氣壓縮為高壓氣體，進入空中燃燒室與煤油混合燃燒，同樣以部分進氣形式通入渦輪機，所形成的軸功絕大部分帶動壓氣機旋轉；燃氣則在尾噴管內繼續膨脹，產生推力。空中航行速度、高度以及推力為空中工況的設計輸入條件。由于外形與常規空中航行器差別較大，在選擇合適的主翼翼型、位置及展弦比后，應采用計算流體力學(CFD)方法獲得本文所需輸入參數。

跨介質航行器從水面起飛時，需要空中與水下動力系統同時運行以達到起飛速度。OTTO-Ⅱ燃料和煤油在燃燒室中燃燒，生成的OTTO-Ⅱ燃氣和煤油燃氣同時通入渦輪機做功，以滿足壓氣機和渦輪機的功率匹配要求，OTTO-Ⅱ燃氣和煤油燃氣也會同時進入尾噴管，為航行器起飛提供推力。起飛過程涉及介質切換，航行器所受阻力不斷變化，動力系統也將進行相應的切換，起飛過程的設計輸入條件為航行器推力，由于水下航行阻力遠大于空中阻力，為確保起飛過程順利進行，本文考慮航行器處于最惡劣情況，在設計時要求起飛推力大于水下工況的航行阻力。而實際情況下，在切換到起飛工作模式時，航行器頭部出水并處于半沾濕狀態，此時航行阻力較小，此外水翼也將提供一部分升力以輔助航行器抬頭。

本文針對水下、空中以及起飛3種工作狀態，提出一種空水共用渦輪機設計方法，并使用數值仿真方法分析了各工況下的性能、損失以及流動特性，驗證了設計方法的合理性以及起飛工況的可行性。研究結果可為空水共用渦輪機的優化設計和試驗提供參考。

1 空水共用渦輪機設計方法

1.1 空中及水下工況一維設計方法

空水共用渦輪機中徑截面處的示意圖如圖2所示。水下噴管采用拉瓦爾噴管，空中噴管為收縮式噴管，轉子則是水下渦輪機常用的沖動式葉片，兩種噴管同時存在，總部分進氣度接近1以實現共用一套渦輪轉子的效果。

圖2 中徑處的空水輪機示意圖Fig.2 Schematic of the air-water turbine at mid-span

針對跨介質航行器的空中/水下運行工況，本文基于常規部分進氣渦輪機的設計方法，引入空中渦輪機設計，使用循環迭代的方式，提出一種空水共用渦輪機的參數設計方法，計算流程如圖3所示。該設計方法可分為以下6步：

1) 在開始計算前應先假設水下渦輪機轉速nw和轉子輪盤中徑Dm，以及水下工況下渦輪機內效率ηts,w。

2) 根據等熵膨脹原理可以求出水下工況渦輪機的噴管設計參數，根據速度三角形和沖動式渦輪機轉子葉型的經驗設計方法，可得出渦輪機轉子設計參數；核算水下工況渦輪機性能參數，得到渦輪機的理論內效率，判斷與假設效率是否一致，不一致則返回第1步替換假設的內效率，反復迭代，最終獲得水下工況下的渦輪機各項設計參數，具體設計方法可參考文獻[9，11]。此外，考慮到水下工況噴管所占弧段和燃氣流量均較小，并且排氣形式為全周排氣，因此在水下工況一維設計時簡化了尾噴管的流動損失計算。

3) 假設壓氣機壓比εk以及空中工況下的渦輪機內效率ηts，a，代入空中工況動力系統的參數設計中，使得燃料消耗率br達到最小值，不斷修正壓氣機壓比以得到符合燃料消耗率的空中工況渦輪機功率、燃氣質量流量以及空中渦輪機轉速。由于空中工況所占弧段接近全周進氣并且燃氣流量較大，計算過程中考慮了尾噴管損失和壓降，以滿足空中工況所需的推力要求。

4) 根據第3步中的功率、質量流量以及轉速求出空中工況下的渦輪噴管設計參數，并得到空中工況下的渦輪轉子安裝角βr，a，其他幾何參數保持與水下工況相同；使用類似水下渦輪機設計的方法，核算空中工況下的渦輪機性能參數，不斷迭代得到空中工況的渦輪機內效率及各項設計參數。

5) 改變渦輪機轉子葉片高度Hr或渦輪機中徑Dm，并確保葉片根部應力σb以及輪盤根部應力σw小于許用應力σa，使水下和空中噴管互不干擾。

6) 不斷調整水下和空中噴管的斜切角αn，w和αn，a使兩個工況下的渦輪轉子安裝角βr，w和βr，a近似相等，以兼顧兩種航行工況，最終安裝角度取值則近似為|βr，w+βr，a|/2。

圖3 一維設計流程Fig.3 Mean-line design flow chart

矩形噴管設葉方法如下：喉部軸向長度為喉部寬度的一半，葉凹面圓弧半徑為6倍喉部寬度，葉凸面圓弧半徑為2.5倍喉部寬度，葉凸面迎流面傾角30°，葉凹面迎流面傾角0°，出口斜切角由程序給出，噴管高度為轉子葉片高度的0.877倍，水下噴管進口寬度為5倍喉部寬度，擴張角8°，空中噴管進口寬度等于節距，擴張角0°。

轉子葉片設計方法如下：葉凹面圓弧出入口切線以及葉凸面出入口直線皆為葉片安裝角，其余參數經驗性的由水下噴管出口標稱寬度決定，葉片寬為1.131倍，葉片邊緣厚度為0.181倍，葉片截距為0.833倍，葉片個數則根據截距取整。

1.2 起飛工況一維/三維耦合設計方法

跨介質航行器從水面起飛時，OTTO-Ⅱ燃氣和煤油燃氣共同進入渦輪機做功，為跨介質航行器的起飛過程提供充足的動力需求。計算流程如圖4所示。

圖4 起飛工況計算流程Fig.4 Flow chart of the calculation for takeoff conditions

該設計方法可簡述為以下4步：

1) 為提高燃氣流量，起飛工況下的渦輪機轉速設定為水下轉速，進而求出起飛工況下的燃氣質量流量和所需要的壓氣機功率。

2) 假設一個空中渦輪機壓比Ba，qf，則根據所需煤油燃氣的流量求出起飛工況下的空中部分的噴管入口邊界條件以及渦輪機出口邊界條件，并使用數值仿真方法得到此時的功率。

3) 再通過起飛工況下壓氣機所需功率與煤油燃氣做功功率之間的差值，假設水下噴管的入口壓力pw，qf，使用數值仿真方法并讀出此時各部分的損失，然后不斷迭代修正，得出符合起飛功率Pqf的水下噴管入口壓力。

4) 通過尾噴管的進出口參數，得出假設條件下的尾噴管推力。不斷迭代修正，直至尾噴管產生的推力Ft，qf大于所需推力要求。

2 數值仿真方法

2.1 控制方程與湍流模型

由于針對多種做功工質以及多工作模式的研究較少，僅采用一維設計難以描述其內部復雜的流動狀態，本文使用基于Fluent的數值仿真軟件驗證一維設計的合理性，并進一步研究不同工況下的渦輪機各部分損失及流場特性。組分輸運模型被用于同時仿真OTTO-Ⅱ燃氣以及煤油燃氣，其控制方程可表示為：

組分守恒方程

(2)

動量方程

(3)

能量方程

(4)

(5)

(6)

式中：Gk表示湍流動能；Gω代表湍流頻率ω的生成；Dω為交叉擴散項；Yk和Yω代表k和ω由于湍流而產生的耗散。本文采用有限體積法離散控制方程，梯度離散方法采用基于網格中心的最小二乘法，壓力離散方法則采用2階格式，流動方程和標量方程的對流項均采用2階迎風格式離散。考慮到數值計算的收斂性和收斂速度，本文采用了SIMPLEC求解器。多重參考系模型對渦輪機轉子旋轉區域進行設置，凍結轉子法則用來處理動靜交界面。噴管域入口處使用總溫總壓入口邊界條件，出口域出口則采用靜壓出口。 應用湍流模型使用了自動壁面函數，處理近壁面網格時的壁面無量綱網格距離y+保持在了10～100之間，所有壁面均考慮為無滑移絕熱壁面。

2.2 數值仿真方法驗證

為了驗證數值仿真方法的準確性，本文使用了Kiely等[4]提供的2 kW部分進氣渦輪機試驗數據，相關尺寸參數如表1所示。邊界條件根據試驗數據給出(見表2)，網格無關性檢驗和試驗對比結果如表3所示，當網格數超過150萬之后，內效率基本保持不變。為提高計算效率，本文后續研究均采用200萬網格數的節點分配策略，用于驗證的計算域和網格如圖5所示。與試驗結果相比相對誤差在5%以內，驗證了本文數值仿真方法的準確性。此外，還給定渦輪機尺寸使用1.1節提供的一維設計方法進行了理論計算，一維設計結果與試驗結果對比相對誤差也在5%以內(見表3)，證明了一維設計的可靠性。

表1 Kiely軸向渦輪機設計尺寸Table 1 Axial turbine design parameters (Kiely)

表2 Kiely軸向渦輪機邊界條件設置Table 2 Axial turbine boundary conditions (Kiely)

表3 數值驗證與網格無關性研究Table 3 Numerical validation and mesh independent study

圖5 用于數值驗證的計算域和網格Fig.5 Calculation domain and mesh for numerical validation

3 設計仿真結果與討論

3.1 空水共用渦輪機設計結果及仿真驗證

某型跨界質航行器設計指標如表4所示，以此作為輸入條件展開一維設計，所得渦輪機幾何和性能參數結果如表5所示，各工況的邊界條件則列在表6中。

表4 輸入參數Table 4 Input parameters

表5 一維設計輸出的幾何參數和渦輪機性能預估Table 5 Geometry parameters and performance from mean-line design

表6 邊界條件設置Table 6 Boundary conditions

為進一步驗證一維設計方法的可靠性，本節根據一維設計所得幾何參數，采用整周建模的形式建立了數值仿真計算模型，其計算域和網格如圖6所示。考慮到全周排氣形式對渦輪機流場影響較小，為提高計算效率，簡化了尾噴管的建模，計算時直接用一維設計所得尾噴管入口壓力作為出口邊界條件。表7展示了前述幾何參數和邊界條件下的數值仿真計算結果，水下工況內效率55.8%，空中工況內效率77.4%，對比表7和表5可以看出：水下工況內效率相對誤差0.36%；空中工況內效率相對誤差0.76%。相對誤差均在2%以內，可認為單獨在水下和空中工況下，所設計的空水共用渦輪機均可滿足設計需求，也進一步驗證了一維設計方法的合理性和準確性。

圖6 空水共用渦輪機計算網格Fig.6 Calculation mesh for a air-water turbine

表7 渦輪機性能的數值仿真計算結果

表8給出了滿足推力要求的起飛工況設計結果，設計流程依托仿真計算方法完成，該渦輪可以正常工作以實現起飛工況，驗證了起飛工況的可行性。本文將對空水共用渦輪機各工況下的損失以及流場特性進行進一步的分析。

表8 起飛工況設計結果Table 8 Design result of takeoff condition

3.2 損失特性分析

由于空水共用渦輪機的功率和效率表現與傳統渦輪機有很大不同，為進一步評估渦輪機性能，本文開展了3種工況下的損失分解研究。數值計算結果中的各部分損失可通過對同一算例的不同數據處理方式獲得。本文所考慮的損失類型及其分解方法為：

1) 噴管損失：噴管中的邊界層黏性耗散、二次流以及激波現象所造成的損失。通過噴管出口平均壓力求解理想情況下的出口速度，并與噴管出口平均速度做差，所得速度折合為焓降并除以整個渦輪機的理想焓降，即可獲得噴管損失。

2) 葉型損失：工作區段轉子葉片中的邊界層黏性耗散、二次流以及激波現象所造成的損失。通過最大可用功率與數值計算功率的差值獲得整體損失，再與除轉子外的功率損失做差以獲得轉子處的損失，然后去除葉頂間隙造成的損失即可獲得葉型損失。為進一步細化葉型損失，還借助熵增的方法，對一部分轉子和靜子流道采用周期性邊界的方式展開研究。其中端面損失為轉子輪轂和葉頂壁面設置為無滑移和自由滑移邊界時，進出口截面熵增的差值；前緣損失為端面無滑移時噴管出口到轉子前緣的熵增；流通損失為轉子前緣到轉子后緣的熵增；尾緣損失為轉子后緣到轉子出口的熵增。

3) 葉頂間隙損失：工作流體在葉頂間隙中發生泄漏所造成的損失。通過監測葉頂間隙處的質量流量與主流區域的比值，再通過功率和摩擦功率損失反推出輪軸功率，即可通過流量比得出葉頂間隙由于泄漏所造成的功率損失。

4) 輪盤摩擦損失：轉子輪盤前后表面的摩擦功。通過監測輪盤前后表面的力矩再乘以轉速即可獲得輪盤摩擦損失。

5) 鼓風損失：非工作區段轉子葉片產生的負功率。通過監測非工作區段的轉子表面力矩并乘以轉速即可獲得鼓風損失。

6) 出口能量損失：出口處的動能耗散。通過監測與工作區段弧長相當的出口處面平均速度即可得到出口能量損失，在進行面平均計算時應考慮氣流偏轉。

對于起飛工況，水下噴管和水上噴管在各自計算域中直接讀取相應數據進而獲得噴管損失。而針對轉子處的損失，可分別在空中部分和水下部分依據噴管出口所對弧長劃分不同區域進行計算。

圖7展示了水下、空中以及起飛工況的損失分解結果，圖中-Δηts為渦輪機內效率的下降量。由圖7可以看出3種工況下轉子損失最大(水下工況：26.61%；空中工況：13.19%；起飛工況：37.84%)，其中葉型損失是造成轉子損失的主要因素(水下工況：22.88%；空中工況：9.71%；起飛工況：32.54%)。對于起飛工況，水下噴管所對應弧段的葉型損失(16.01%)略低于空中噴管所對應弧段的葉型損失(16.53%)，對于空中弧段其葉型損失還包括了沖擊吸力面產生的負功率(損失約6.37%)。

圖7 不同工況下的損失分解Fig.7 Loss breakdown of different working conditions

此外，空中噴管的靜子損失(空中工況：3.40%；起飛工況：0.89%)相比于水下噴管較小(水下工況：6.00%；起飛工況：15.89%)，這主要是由于空中噴管的出口馬赫數(空中工況：1.21，速度系數：0.981 1；水下工況：2.58，速度系數：0.965 1)較低造成的，尤其是起飛工況的空中噴管馬赫數為0.38 (速度系數：0.924 7)未達到超音速狀態，而水下噴管馬赫數為2.19 (速度系數：0.898 1)偏離設計工況損失進一步增大。

噴管出口處的狀態也會影響到轉子前緣處損失增加的速度。圖8展示了轉子流道從入口到出口的質量平均熵增所折合的累計效率損失，可以看出：轉子前緣處損失增加的斜率隨速度升高而增大(水下工況>起飛工況:水下部分>空中工況)；水下工況和起飛工況的水下部分在進入轉子葉片后流動逐漸穩定，損失增加的斜率也逐漸下降；而在轉子葉片出口處則由于尾緣和膨脹波的存在，損失急劇上升，最終在轉子流道出口處逐漸穩定。對于空中工況，由于轉子內的速度相對較低，損失增加趨勢大致相同；而在起飛工況，空中部分由于葉片前部吸力面的氣流沖擊，造成損失在前緣后一小部分依舊持續增大，而后損失增加不大。

圖8 不同工況下轉子流域沿x軸方向的損失Fig.8 Rotor loss along the x-axis of different working conditions

圖9總結了轉子處的各部分損失。可以看出前緣損失、流通損失以及尾緣損失為葉型損失的主要部分，端面損失對渦輪機效率影響很小(<1%)；對于水下工況而言，流通損失(8.00%)與尾緣損失(8.02%) 都對葉型損失具有較大影響；對于其他工況而言則流通損失影響最大(空中工況3.52%；起飛工況的水下部分6.49%；起飛工況的空中部分10.72%)。

圖9 不同工況下的轉子葉型損失分解Fig.9 Rotor profile loss breakdown of different working conditions

對于鼓風損失，如圖7所示，水下工況的損失最大(水下工況：6.90%；空中工況：4.63%；起飛工況：1.53%) ，這主要是由于水下工況的部分進氣度最小造成的 (水下工況：0.07；空中工況：0.71；起飛工況：0.78)。從圖7還可以看出，輪盤摩擦損失對渦輪機效率的影響是可以忽略不計的(<1%) 。

3.3 流動特性分析

為了進一步分析3種工況下轉子損失生成的原因，圖10分別給出了水下、空中以及起飛工況下的相對速度云圖以及流線圖，其中流線為三維體流線在相應截面上的分量，轉子葉片處在數據處理時考慮了旋轉速度，而在噴管域、出口腔、前后間隙則未加入旋轉速度。由圖10可以看出，3種工況下位于非工作段的轉子葉片對滯留氣體做功產生了大量旋渦，滯留氣體不斷在流道中來回運動，進而產生鼓風損失。

圖10 不同工況下中徑處的相對速度云圖和流線圖Fig.10 Relative velocity contours and streamlines at mid-span under different working conditions

在工作段，水下工況超音速氣流撞擊渦輪葉片前緣產生壓縮波，在軸向間隙中相對速度首先會突然下降，而后在經過激波面后，由于轉子葉片截面積大于噴管出口面積，相對速度會進一步上升。當工質氣流到達葉片約30%弦長處時，葉片吸力面線形由直線變為圓弧，流道突然擴張，工質膨脹加劇，相對速度進一步提高，隨后受吸力面線形影響，氣流在約45%弦長處形成分離渦。此外由于受到壓力面圓弧線形影響，氣流在流動方向上受到阻礙，形成壓縮波并在葉片壓力面約20%弦長處形成一道與氣流流動方向垂直的激波。氣流流經該區域，相對速度急劇降低。此外，受激波影響，吸力面上的分離渦在弦長約50%處消失。之后氣流重新加速，由于受到吸力面線形的影響，在弦長約70%處吸力面由圓弧轉換為直線，氣流會再次出現分離渦。同樣的，氣流在弦長約80%處的激波會導致速度的第2次降低。當氣流流出渦輪轉子流道進入后端空腔流域時，會在轉子流道出口形成膨脹波，在轉子流道出口處相對速度又會有少量上升。

氣流在空中工況的流動更為簡單，整個流動過程相比水下工況更加平穩，轉子流道中不存在分離渦及明顯的激波現象，氣流在渦輪葉柵流道內的能量損失更少。這主要是由于在一維設計時，為同時匹配水下和空中兩種工況，轉子安裝角為二者相對速度的中值造成的，水下工況具有正沖角1.86°，而空中工況則為負沖角1.86°，正攻角導致吸力面更容易產生分離渦，而負攻角時流線更加貼合吸力面，流動損失更小。

在起飛工況水下噴管和空中噴管均工作在非設計點，空中噴管出口處速度(226 m/s)為空中工況(660 m/s)的1/3，此外渦輪機轉速還提高到了原來的1.27倍，使得轉子入口處的相對速度方向與旋轉方向相反，氣流反向沖擊到葉片前緣吸力面，產生負向力矩，隨后氣流在葉片前緣壓力面會形成旋渦，并最終通過轉子流道流出。水下噴管出口速度(1 157 m/s) 低于水下工況(1 294 m/s)，此時沖角約等于0°，抑制了分離渦的出現。所以從圖7的損失分解來看起飛工況時水下噴管所在弧段造成的轉子葉型損失(16.01%)低于水下工況(22.88%)。

對于水下工況，造成葉型損失的主要原因為流道中的分離渦和激波(見圖10(a))。圖11展示了水下、空中以及起飛工況下葉柵流道處的相對速度云圖及流線圖，其中流線為三維體流線在相應截面上的分量。由圖11可以看出，水下工況在葉片通道徑向方向上的二次流小于其他工況。對于空中工況，葉型損失則主要來自于徑向方向上的二次流(見 圖11(b))，沿流動方向則更為平緩。針對起飛工況，空中部分造成負功率且氣流方向與旋轉方向相反，氣體強制從轉子排除(見圖11(c))，產生的葉型損失占據了一半，另一半損失則是來自水下部分在徑向方向上的二次流動，沿流動方向損失相對較小。

圖11 不同工況下葉柵流道的相對速度云圖和流線圖Fig.11 Relative velocity contours and streamlines at blade passages under different working conditions

4 結論

本文針對跨界質航行器的工作特點，對適用于水下、空中和起飛3種工況的空水共用渦輪機進行了一維設計和數值仿真，獲得了渦輪機的幾何參數和性能預估。得到以下主要結論：

1) 針對空水共用渦輪機水下、空中和起飛3種工況的要求，考慮到運用循環迭代的方法提出了一種適用于跨介質航行器的空水共用渦輪機設計方法，空中和水下工況與仿真結果對比，內效率相對誤差在2%以內，驗證了設計方法的合理性以及起飛工況的可行性。

2) 本文提出的數值損失分解方法可用于研究渦輪機內部的各項損失，轉子損失在空水渦輪機中所占比重最大，而葉型損失則是造成轉子損失的主要因素。

3) 水下工況激波和分離渦現象顯著，部分進氣度很低，而空中工況流場更加簡單，流動過程更為平穩，相比于水下工況損失較小。在起飛工況，空中噴管嚴重偏離設計點產生負功率，此時水下噴管起到主要作用。

未來工作將進一步優化轉子線形以降低轉子處的二次流動及葉型損失；對于減少葉頂間隙損失，則可考慮增設圍帶結構；渦輪機的反力度也可在設計階段重新分配從而減少起飛工況下的噴管損失，最終優化結果可為后續試驗樣機的研制提供參考。