CN108229015B - 一种高空两级涡轮增压器变工况匹配设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种高空两级涡轮增压器变工况匹配设计方法，在保证设计工况性能的同时提升了增压系统适应发动机变工况的能力，增强了其可靠性和高效性，并能给出可变增压系统的基本控制规律。具体为：采用中线设计和分析方法，基于一维损失模型分析压气机和涡轮部件的变工况特性，满足设计阶段快速分析性能和设计参数优化的要求；根据增压系统的变工况性能匹配要求优化两级压气机压比、涡轮膨胀比分配方案，保证压气机级的失速裕度和涡轮级的效率满足设计要求；基于非设计工况特性分析结果对压气机级内部件进行二次设计优化，进一步提升压气机级和涡轮级的变工况性能。本发明可用于高空环境下两级涡轮增压系统的方案设计和控制规律研究。

Description

一种高空两级涡轮增压器变工况匹配设计方法

技术领域

本发明涉及一种两级涡轮增压器变工况匹配设计方法，属于涡轮增压器技术领域。

背景技术

涡轮增压器广泛应用于汽车发动机、活塞式航空发动机中，其作用是利用发动机气缸排出的废气做功，推动涡轮叶片做功，从而带动增压压气机工作，提高发动机的进气压力和密度。涡轮增压器能够有效提升发动机的容积效率，提高发动机升功率，显著改善发动机的动力性能，尤其是能够保持发动机在较高海拔工作时的功率恢复。

对于航空活塞发动机，为了提高其实用升限，采用涡轮增压器成为其必然途径，增压器增压能力的大小，直接决定了发动机在高空的功率恢复能力。一般来说，单级增压可使发动机的功率恢复高度达到五千米左右，而一万米以上的高空功率恢复则需要采用两级增压。

由于高空大气压力低、密度小的特点，涡轮增压压气机的进气条件随海拔高度发生明显变化，海拔一万米高空的大气压力仅为海平面位置的四分之一左右，这就要求涡轮增压器必须能够在很大的转速范围内稳定工作。相较于车用发动机的涡轮增压器，进气条件的变化使得两级增压的流量、功率匹配更加困难，限制了增压器的稳定工作范围。为了满足起飞、巡航、降落等工作条件下航空活塞发动机输出功率的按需调节，涡轮增压器设计或选型时必须对其变工况匹配规律进行详细分析，研究两级增压压气机、涡轮等部件压比、流量、功率的匹配控制方法。

获得增压器部件变工况特性的方法一般有两种：试验数据插值和损失模型计算。第一种方法适用于某一确定几何的部件，根据其部分工况的试验数据插值得到目标工况点的性能参数，能够比较准确地反映变工况条件下的增压器匹配性能，初步验证增压器选型的可靠性。而第二种方法基于大量试验数据拟合得到的通用损失模型，根据假定的部件几何分析其流动损失、效率、进出口参数等，便于对增压器的部件几何参数进行优化设计，给出增压器的初步设计可行性方案。本发明采用第二种方法。

发明内容

在航空活塞发动机总体设计阶段，为了根据发动机的功率调节需求对增压器进行优化设计，并给出起飞、巡航、降落等工作条件下的发动机增压系统调节控制方法，使得涡轮增压器在高空大气压力以及变工况条件下能够在较大转速范围内稳定工作，本发明基于压气机和废气涡轮中线设计和分析，提出了一种高空两级涡轮增压器变工况匹配设计方法。

本发明为实现上述设计目标，采取的技术方案是：

一种高空两级涡轮增压器变工况匹配设计方法，其特征在于，所述方法是通过以下步骤实现的：

SS1.根据初步分配的两级压气机压比设计压气机级

首先，选定两级涡轮增压器压气机的设计工况，根据初步给定的压比分配比例确定两级压气机的总压比ε，其中两级压气机压比的初步分配按照与压气机进口温度的平方根呈反比的原则进行，即

ε＝ε₁ε₂ (1)

其中，ε为两级压气机的总压比，ε₁和ε₂分别为低压级压气机和高压级压气机的压比，T_c1和T_c2分别为低压级压气机和高压级压气机的进口总温。

其次，根据各级压气机的进口条件、增压空气质量流量、总静压比分别进行低压级压气机和高压级压气机的一维中线设计，得到两级压气机叶轮、扩压器和蜗壳的基本几何参数。

再次，基于上述过程得到的压气机级的几何参数，对低压级压气机和高压级压气机分别进行变工况特性分析，得到其通用特性曲线。

SS2.计算压气机级的变工况性能并优化两级压气机的压比分配

子步骤1，给定待分析各目标工况的发动机目标增压压力、增压空气质量流量，确定待分析各目标工况下各级压气机的进口气流参数，对步骤SS1设计的压气机级进行一维中线分析，得到各目标工况下两级压气机的级效率、压比、出口气流参数、耗功率等。

子步骤2，确定各目标工况点在压气机级通用特性曲线上的位置，计算其失速裕度，并据此调整步骤SS1中的两级设计压比分配比例。

子步骤3，根据新的两级压气机压比分配重复压气机级中线设计，并进行压气机级内部件二次优化设计，应用中线分析方法计算级的变工况特性，直至低压级压气机和高压级压气机在各目标工况下的失速裕度均满足设计要求(一般取大于20％)。

SS3.根据初步分配的两级涡轮膨胀比设计涡轮级

子步骤1，根据两级压气机的转速、耗功以及发动机排气压力、排气温度等确定两级废气涡轮的设计目标参数，同时根据两级涡轮的分布形式以及初步给定的两级涡轮的膨胀比分配比例，确定各级涡轮的膨胀比，其中两级涡轮的初步膨胀比分配按照与进口总温和功率正相关的原则进行，即：

上式中：

和

分别为两级涡轮的初步膨胀比，T_t1和T_t2分别为两级涡轮的进口总温，W_t1和W_t2分别为两级涡轮的单位质量流量输出功率。

子步骤2，根据各级涡轮的进口条件、膨胀比、转速、输出功率等参数分别进行高压级涡轮和低压级涡轮的一维中线设计，得到涡轮转子、喷嘴、蜗壳等的基本几何参数。

子步骤3，基于上述过程得到的涡轮级的几何参数，对低压级涡轮和高压级涡轮分别进行变工况特性分析，得到其通用特性曲线。

SS4.计算涡轮级的变工况性能并优化两级涡轮的膨胀比分配

子步骤1，给定待分析目标工况的发动机目标增压压力、增压空气流量，根据发动机缸内燃烧仿真分析得到发动机排气压力、温度，确定涡轮的进口气流参数。

子步骤2，根据上述过程得到的压气机转速、涡轮进口气流参数以及涡轮几何参数，对两级废气涡轮进行一维中线分析，得到该工况下的涡轮级效率、流量、输出功率等。

子步骤3，确定各目标工况点在涡轮级通用特性曲线图上的位置，判断其工况点位于等转速线上最高效率点的大流量一侧还是小流量一侧，并据此调整步骤SS3中的两级涡轮设计膨胀比分配比例。

子步骤4，根据新的两级涡轮设计膨胀比重复涡轮级中线设计，并进行级内部件二次优化设计，应用中线分析方法计算涡轮级的变工况特性，直至两级涡轮均在各目标工况下均处于等速度线上效率较高的区域(一般取95％-100％最高效率范围)。

优选地，在步骤SS1至SS4中的一维中线设计具体步骤如下：

在级的流道中，假设一条中心流线，用该流线上的气流参数代表流道截面上的平均气流参数，以该中心流线气流参数为依据进行级的设计，称为一维中线设计方法。对于压气机级的设计，包含叶轮、扩压器、蜗壳三个主要部件进出口位置的气流参数计算。其中叶轮的设计首先假设初始效率，得到初始叶轮几何参数，然后利用损失模型计算得到新的叶轮效率，经过对效率的多次迭代得到最终的叶轮几何参数。无叶扩压器采用等宽度的径向分布，为了得到其出口气流参数，采用龙格库塔推进方法，求解简化的质量、动量、状态和能量方程组。蜗壳的几何参数设计依据等环量周向分布的原则，为了得到其出口气流参数，根据损失模型求得蜗壳总压损失系数。对于涡轮级的设计，包含转子、喷嘴、蜗壳三个主要部件进出口位置的气流参数计算。其中转子的设计与压气机级的叶轮设计方法类似，假设效率初始值，利用损失模型得到效率迭代值，重复迭代过程直至收敛，从而确定转子几何参数。喷嘴和蜗壳的几何参数设计基于总压损失经验公式，根据等环量计算得到。

在步骤SS1至SS4中的一维中线分析方法具体步骤如下：

以中心流线的气流参数为依据进行级的特性分析，称为一维中线分析方法。对于压气机级，同样包含叶轮、扩压器和蜗壳三部分的计算。其中叶轮的分析假设叶轮出口流量系数初始值，根据损失和落后角模型得到出口流量系数迭代值，重复迭代过程直至收敛，最终得到待分析工况的叶轮出口气流参数。无叶扩压器和蜗壳的分析方法与中线设计中所述一致。对于涡轮级，包含转子、喷嘴、蜗壳三个部件的计算。其中转子的分析假设转子出口周向速度初始值，根据损失模型得到出口周向速度迭代值，重复迭代过程至收敛，最终给出转子出口的气流参数。喷嘴和蜗壳的计算方法与中线设计中所述一致。

优选地，步骤SS1中，两级压气机的总压比ε，根据目标增压压力和低压级压气机的进口条件确定；低压级压气机和高压级压气机的进口总温T_c1、T_c2，分别根据压气机进口气流条件和级间冷却出口温度确定。

优选地，步骤SS2的子步骤2中，若低压级压气机失速裕度偏小则减小低压级压气机的设计压比ε₁，若高压级压气机失速裕度偏小则增大低压级压气机的设计压比ε₁。

进一步地，步骤SS2的子步骤2中，改变低压级压气机的设计压比ε₁采用等比例变化的方式，每次增加或减小低压级压气机设计压比ε₁的1％，然后根据总压比不变原则得到高压级压气机的设计压比ε₂。

优选地，步骤SS2的子步骤3中，压气机级内部件二次优化设计按照如下方法进行：

在上述设计压比分配优化过程中，需要多次重复压气机级的设计，为了发挥压气机级内部件对级变工况性能的调节作用，在完成中线设计之后对级内部件进行二次设计，然后再进入变工况特性分析阶段。具体来说，二次设计是对蜗壳进行重新设计，选取上轮迭代过程各工况下的蜗壳进口平均气流参数对蜗壳几何参数进行匹配设计，这样可以避免在部分工况下由于蜗壳流动损失过大而导致级效率明显下降。本专利以蜗壳进口气流角度作为依据，求得上轮迭代过程各工况下的加权平均值，作为二次设计的蜗壳进口气流角。其中各工况的权重比例需要根据实际工作要求给出。其平均气流角计算方法由公式(3)和(4)给出：

式中K₁为各工况下蜗壳进口气流角的正切值，C_u3为蜗壳进口气流的周向速度，C_m3为径向速度，n为起飞工况的数量，β₃为平均气流角度，atan表示反正切函数，K_1,cruise为巡航工况下蜗壳进口气流角的正切值，K_1,takeoff为起飞工况下蜗壳进口气流角的正切值。

优选地，步骤SS3的子步骤1中废气涡轮的设计目标参数包括涡轮进口总温、总压，涡轮出口静压，两级涡轮各自的转速、输出功率。

优选地，步骤SS3的子步骤1中，若两级涡轮并联设置，则进口总温一致，均等于发动机气缸排气歧管平均温度；若两级涡轮串联设置，高压级涡轮进口总温与发动机气缸排气平均温度一致，低压级涡轮进口总温与高压级涡轮的排气总温一致。

优选地，步骤SS4的子步骤3中，若低压级涡轮的工况点明显偏向大流量一侧，则增大低压级涡轮的设计膨胀比，反之则减小低压级涡轮的设计膨胀比；若高压级涡轮的工况点明显偏向大流量一侧，则增大高压级涡轮的设计膨胀比，反之则减小高压级涡轮的设计膨胀比。

进一步地，步骤SS4的子步骤3中，改变涡轮的设计膨胀比采用等比例变化的方式，每次增加或减小设计膨胀比1％，同时需要保证两级涡轮的总膨胀比满足安全排气要求。

优选地，步骤SS4的子步骤4中涡轮级内部件二次设计按如下方法进行：

在上述设计膨胀比分配优化过程中，需要多次重复涡轮级的设计，为了发挥涡轮级内部件对级变工况性能的调节作用，在完成中线设计之后对级内部件进行二次设计，然后再进入变工况特性分析阶段。具体来说，二次设计是对喷嘴进行重新设计，主要是调节喷嘴导叶出口几何角度，选取上轮迭代过程各工况下的转子进口平均气流参数对喷嘴导叶出口几何角度进行匹配设计，这样可以避免部分工况下由于转子前缘攻角过大或过小导致的级效率明显下降。本专利以转子进口周速系数为依据，求得上轮迭代过程各工况的加权平均值，作为二次设计的转子进口周速系数，再根据式(6)得到喷嘴导叶出口几何角的二次设计值。其中各工况的权重比例需要根据实际工作要求给出，本权利要求中巡航工况占比0.8，各海拔高度起飞工况权重相同。其平均周速系数计算方法由公式(7)和(8)给出：

式中α₄为喷嘴导叶出口几何角，β_4A为转子进口几何角，一般取零度，i_4,ideal为转子进口理想攻角，一般取-20至-40度。

为转子进口周速系数，C_u4为转子进口气流周向速度，u₄为转子进口旋转切线速度，n为起飞工况的数量，

为巡航工况下转子进口周速系数，

为起飞工况下转子进口周速系数。

同现有技术相比，本发明的高空两级涡轮增压器变工况匹配设计方法，其具体优点表现为：1.实现了适用于高空环境的两级涡轮增压器在设计阶段的部件匹配性能分析和优化，相较于传统的增压器方案设计方法，能够考虑高空变海拔、起飞巡航等复杂工况下的动力特性对增压能力的不同要求，得到综合多种工况性能的匹配设计方案；2.根据不同工况下的部件特性分析结果，可以给出可变增压系统中进气旁通、废气放气等调节机构的控制规律；3.采用一维损失模型对压气机和涡轮的特性进行快速预测，相较于三维数值模拟分析方法，能够快速分析不同设计方案的部件匹配性能，并给出相应的部件优化设计方向；4.将增压系统方案优化与部件设计参数优化有机结合起来，发挥了级内部件设计参数对系统变工况性能的调节作用，提高了压气机和涡轮等部件的设计方案可行性。

本发明针对两级涡轮增压器，考虑其变海拔高度起飞、巡航等复杂工况的增压需求，实现了两级可变增压系统的多工况匹配设计，并给出了其控制规律，相较于传统的增压系统设计方法，有效提高了部件的设计可行性。本发明采用的技术手段为：一、采用中线分析方法，基于一维损失模型分析压气机和涡轮部件的变工况特性，相较于传统系统设计方法中的零维部件模型，在满足设计阶段分析速度要求的基础上进一步提高了分析精度；二、根据增压系统的变工况性能匹配要求对部件设计参数进行优化，得到更加有利的两级压气机压比、涡轮膨胀比分配方案，并对压气机级的蜗壳和涡轮级的喷嘴进行二次设计优化，在保证设计点性能的同时进一步提升了系统的变工况性能，增强了增压系统的可靠性和高效性。

附图说明

图1是本发明所述两级涡轮增压系统变工况匹配设计方法的流程图。

图2a是两级废气涡轮串联式的增压系统示意图，图2b是两级废气涡轮并联式的增压系统示意图。两种系统的不同之处仅在低压级废气涡轮进口端的接入位置，串联方式下低压级废气涡轮由高压级出口端接入，而并联方式下低压级涡轮直接由发动机排气端接入。

图3是低压级压气机的通用特性曲线图，图4是高压级压气机的通用特性曲线图。图中折合转速和折合流量均根据海平面标准大气状况(压力101325Pa，温度288.15K)给出，图中压比为级出口的静压与进口总压之比，效率为级的绝热效率。

图5是低压级涡轮的通用特性曲线图，图6是高压级涡轮的通用特性曲线图。图中折合转速和折合流量均根据海平面标准大气状况(压力101325Pa，温度288.15K)给出，图中膨胀比为级的进口总压与出口静压之比，效率为级的绝热效率。

图7是低压级压气机的变工况工作线，图8时高压级压气机的变工况工作线。图中方点连线表示不同海拔高度下起飞工况的工作线，图中圆点表示巡航工况的工作点位置，各工况点的选取与表1中一致。

图9是低压级涡轮的变工况工作线，图10是高压级涡轮的变工况工作线。图中方点连线表示不同海拔高度下起飞工况的工作线，图中圆点表示巡航工况的工作点位置，各工况点的选取与表1中一致。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，以下所述仅为本发明的较佳实施例，并不因此而限定本发明的保护范围。

本实施方式所述的增压器匹配设计方法是通过以下步骤实现的：

步骤一、压气机几何参数初步设计

1)选定增压器压气机的设计工况，包含设计进口条件、质量流量、目标增压压力等。其中设计进口条件取目标发动机的巡航高度处的大气环境条件，压气机的质量流量由发动机的巡航最大功率决定，目标增压压力则根据发动机的曲轴转速、气缸排量和发动机进气温度等计算得到。根据初步给定的压比分配比例确定两级压气机的总静压比。其中两级压比的初步分配是按照与进口温度的平方根呈反比的原则进行，即

ε＝ε₁ε₂ (1)

上式中的ε为两级总压比，由目标增压压力和增压压气机进口条件决定；T_c1和T_c2为两级进口总温，分别由增压压气机进口条件和级间冷却出口温度决定。

2)根据进口条件、质量流量、总静压比分别进行低压级和高压级压气机的一维中线设计，得到压气机叶轮、扩压器和蜗壳的基本几何参数。其中低压级的进口总温和总压由设计工况海拔高度下的大气环境条件决定，而高压级的进口条件则由级间冷却器出口的空气参数决定。基于上述过程得到的压气机级的几何参数，对低压级和高压级压气机分别进行变工况特性分析，得到其通用特性曲线，如图3和图4所示。其中特性曲线以折合流量和压比作为坐标轴，在图中绘制不同折合转速下的性能曲线以及效率等值线。

步骤二、压气机级变工况特性分析和设计参数优化

1)给定待分析工况的发动机目标增压压力、增压空气流量，确定压气机进口气流参数。初步选定低压级和高压级压气机的转速，根据步骤一得到的压气机几何参数以及待分析工况的压气机流量进行一维中线分析，得到该工况下两级压气机的级效率、压比、出口气流参数、耗功率等。判断高压级压气机出口空气压力是否达到待分析工况的目标要求，若低于目标压力则增加压气机转速，若高于目标压力则减小压气机转速，迭代计算至高压级出口压力达到要求。需要注意的是，为了保证两级压气机的流量匹配性能较好，一般按照同样的设计转速比例选取低压级和高压级转速。

2)确定各工况点在压气机级通用特性曲线上的位置，计算其失速裕度，并据此调整步骤一中的两级设计压比分配比例。若低压级失速裕度偏小则减小低压级设计压比，若高压级失速裕度偏小则增大低压级设计压比。其中改变设计压比采用等比例变化的方式，每次增加或减小低压级设计压比1％，然后根据总压比不变原则得到高压级设计压比。根据新的两级压气机压比分配重新进行压气机级中线设计。需要注意的是，在调整设计压比过程中，须保证各级压气机压比低于一定的安全值(由各级压气机进口条件决定)，否则会导致叶轮切线速度过大，给气动和强度设计造成很大困难。

3)根据上轮迭代过程的特性分析，求得各工况下蜗壳进口气流角度的加权平均值，作为二次设计的蜗壳进口气流角，对压气机级的蜗壳进行重新设计。其中各工况的权重比例需要根据实际工作要求给出，本实施方式中巡航工况占比0.8，各海拔高度起飞工况权重相同。其平均气流角计算方法由公式(3)和(4)给出。式中K₁为各工况下蜗壳进口气流角的正切值，C_u3为蜗壳进口气流的周向速度，C_m3为径向速度，n为起飞工况的数量，β₃为平均气流角度。

4)根据压气机级中线设计和蜗壳二次设计结果，重复步骤二的1)2)3)内容，直至低压级和高压级压气机在各目标工况下的失速裕度均满足设计要求(取大于20％)

步骤三、废气涡轮几何参数级初步设计

1)根据设计工况下压气机的性能参数给出废气涡轮的设计目标参数，包括涡轮进出口条件、两级涡轮各自的转速、输出功率。其中涡轮的进口气流参数根据发动机缸内燃烧仿真分析得到，涡轮进口总温、总压由发动机气缸排气歧管的平均温度和平均压力决定，涡轮出口静压与发动机设计工况海拔高度下的大气环境压力一致，两级涡轮的转速、输出功率分别对应于低压级和高压级压气机的转速、耗功。初步选定两级涡轮的分布形式：串联或并联(如附图2所示)，根据初步给定的膨胀比分配比例确定各级膨胀比。其中初步膨胀比分配按照与进口总温和功率正相关的原则进行，即：

上式中T_t1和T_t2分别为两级涡轮的进口总温，W_t1和W_t2分别为两级涡轮的单位质量流量输出功率。对于并联两级，进口总温一致，均等于发动机气缸排气歧管平均温度；对于串联两级，高压级涡轮进口总温与发动机气缸排气平均温度一致，而低压级涡轮进口总温需要根据高压级涡轮的排气总温确定。

2)根据进口条件、膨胀比、转速、输出功率等参数分别进行高压级和低压级涡轮的一维中线设计，得到涡轮转子、喷嘴、蜗壳等的基本几何参数。验证涡轮流量是否小于压气机总流量，低压级涡轮排气压力是否高于设计工况的大气环境压力，若不符合这两项要求则重新选取废气涡轮设计参数，重复中线设计过程直至满足要求。对低压级和高压级涡轮分别进行变工况特性分析，得到其通用特性曲线，如图5和图6所示。其中特性曲线以折合流量和压比作为坐标轴，在图中绘制不同折合转速下的性能曲线以及效率等值线。

步骤四、涡轮级变工况特性分析和设计参数优化

1)给定待分析工况的发动机目标增压压力、增压空气流量，根据发动机缸内燃烧仿真分析得到发动机排气压力、温度，确定涡轮的进口气流参数。初步选定涡轮膨胀比，根据上述过程得到的压气机转速、涡轮进口气流参数以及步骤三得到的涡轮几何参数，对两级废气涡轮进行一维中线分析，得到该工况下的涡轮级效率、流量、输出功率等。判断两级涡轮的输出功率是否满足压气机的耗功要求，若低于压气机的目标耗功则增加涡轮膨胀比，若高于压气机的目标耗功则减小涡轮膨胀比，迭代计算至两级涡轮输出功率等于对应压气机级的耗功率。需要注意的是，对于两级串联涡轮，先对高压级涡轮膨胀比进行迭代计算，待收敛后再进行低压级涡轮的计算。

2)确定各工况点在涡轮级通用特性曲线图上的位置，判断其工况点位于等转速线上最高效率点的大流量一侧还是小流量一侧，并据此调整步骤二中的两级涡轮设计膨胀比分配比例。若低压级涡轮的工况点明显偏向大流量一侧，则增大低压级涡轮的设计膨胀比，反之则减小低压级涡轮的设计膨胀比；若高压级涡轮的工况点明显偏向大流量一侧，则增大高压级涡轮的设计膨胀比，反之则减小高压级涡轮的设计膨胀比。其中改变设计膨胀比采用等比例变化的方式，每次增加或减小设计膨胀比1％，同时需要保证两级总膨胀比满足安全排气要求。根据新的两级涡轮设计膨胀比重新进行涡轮级中线设计。需要注意的是，在调整设计膨胀比过程中，须保证两级涡轮的总膨胀比低于一定的安全值(由发动机排气压力与目标高度下大气环境压力的比值决定)，否则会导致废气倒流等问题。其中总膨胀比的意义是：对于串联涡轮，指的是高压级涡轮进口与低压级涡轮出口的总静压比；对于并联涡轮，指的是两级涡轮各自的进口与出口的总静压比。

3)根据上轮迭代过程的特性分析，求得各工况下转子进口周速系数的加权平均值，作为二次设计的转子进口周速系数，再根据式(6)得到喷嘴导叶出口几何角的二次设计值，对喷嘴进行重新设计。其中各工况的权重比例需要根据实际工作要求给出，本实施方式中巡航工况占比0.8，各海拔高度起飞工况权重相同。其平均周速系数计算方法由公式(7)和(8)给出。式中α₄为喷嘴导叶出口几何角，β_4A为转子进口几何角，取零度，i_4,ideal为转子进口理想攻角，取-20。

为转子进口周速系数，C_u4为转子进口气流周向速度，u₄为转子进口旋转切线速度，n为起飞工况的数量。

4)根据新的涡轮级中线设计和喷嘴二次设计结果，重复步骤四的(1)(2)(3)内容，直至两级涡轮均在各目标工况下均处于等速度线上效率较高的区域(取95％-100％最高效率范围)。

应用本实施方式所述方法进行某两级涡轮增压器的匹配设计，对于图2a所示的典型串联式两级涡轮的情况，结果如图3-10所示。从图7-10可以看出，利用本发明所述方法得到的增压器设计方案中压气机和涡轮的变工况工作线均位于效率较高，且安全可靠运行的区域。此外，由设计方案的变工况分析还可以得到如表1所示的调节阀开度控制规律。

表1变海拔高度工况调节阀开度控制规律

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (12)

1.一种高空两级涡轮增压器变工况匹配设计方法，其特征在于，所述方法是通过以下步骤实现的：

SS1.根据初步分配的两级压气机压比设计压气机级

子步骤1，选定两级涡轮增压器压气机的设计工况，根据初步给定的压比分配比例确定两级压气机的总压比ε，其中两级压气机压比的初步分配按照与压气机进口温度的平方根呈反比的原则进行，即

ε＝ε₁ε₂ (1)

其中，ε为两级压气机的总压比，ε₁和ε₂分别为低压级压气机和高压级压气机的压比，T_c1和T_c2分别为低压级压气机和高压级压气机的进口总温；

子步骤2，根据各级压气机的进口条件、增压空气质量流量、子步骤1所确定的总压比分别进行低压级压气机和高压级压气机的一维中线设计，得到两级压气机的叶轮、扩压器和蜗壳的基本几何参数；

子步骤3，基于子步骤2中得到的压气机级的几何参数，对低压级压气机和高压级压气机分别进行变工况特性分析，得到其通用特性曲线；

SS2.计算压气机级的变工况性能并优化两级压气机的压比分配

子步骤1，给定待分析各目标工况的发动机目标增压压力、增压空气质量流量，确定待分析各目标工况下各级压气机的进口气流参数，对步骤SS1设计的压气机级进行一维中线分析，得到各目标工况下两级压气机的级效率、压比、出口气流参数、耗功率；

子步骤2，确定各目标工况点在压气机级通用特性曲线上的位置，计算其失速裕度，并据此调整步骤SS1中的两级设计压比分配比例；

子步骤3，根据新的两级压气机压比分配重复压气机级中线设计，并进行压气机级内部件二次优化设计，应用中线分析方法计算级的变工况特性，直至低压级压气机和高压级压气机在各目标工况下的失速裕度均满足设计要求；

SS3.根据初步分配的两级涡轮膨胀比设计涡轮级

子步骤1，根据两级压气机的转速、耗功以及发动机排气压力、排气温度确定两级废气涡轮的设计目标参数，同时根据两级涡轮的分布形式以及初步给定的两级涡轮的膨胀比分配比例，确定各级涡轮的膨胀比，其中两级涡轮的初步膨胀比分配按照与进口总温和功率正相关的原则进行，即：

上式中：

和

分别为两级涡轮的初步膨胀比，T_t1和T_t2分别为两级涡轮的进口总温，W_t1和W_t2分别为两级涡轮的单位质量流量输出功率；

子步骤2，根据各级涡轮的进口条件、膨胀比、转速、输出功率分别进行高压级涡轮和低压级涡轮的一维中线设计，得到涡轮转子、喷嘴、蜗壳的基本几何参数；

子步骤3，基于上述过程得到的涡轮级的几何参数，对低压级涡轮和高压级涡轮分别进行变工况特性分析，得到其通用特性曲线；

SS4.计算涡轮级的变工况性能并优化两级涡轮的膨胀比分配

子步骤1，给定待分析目标工况的发动机目标增压压力、增压空气流量，根据发动机缸内燃烧仿真分析得到发动机排气压力、温度，确定涡轮的进口气流参数；

子步骤2，根据上述过程得到的压气机转速、涡轮进口气流参数以及涡轮几何参数，对两级废气涡轮进行一维中线分析，得到该工况下的涡轮级效率、流量、输出功率；

子步骤3，确定各目标工况点在涡轮级通用特性曲线图上的位置，判断其工况点位于等转速线上最高效率点的大流量一侧还是小流量一侧，并据此调整步骤SS3中的两级涡轮设计膨胀比分配比例；

子步骤4，根据新的两级涡轮设计膨胀比重复涡轮级中线设计，并进行级内部件二次优化设计，应用中线分析方法计算涡轮级的变工况特性，直至两级涡轮均在各目标工况下均处于等速度线上效率较高的区域。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤SS1至SS4中的一维中线设计方法具体如下：

--对于压气机级的设计，包含叶轮、扩压器、蜗壳三个主要部件进出口位置的气流参数计算，其中：

叶轮设计首先假设初始效率，得到初始叶轮几何参数，然后利用损失模型计算得到新的叶轮效率，经过对效率的多次迭代得到最终的叶轮几何参数；

无叶扩压器采用等宽度的径向分布，为了得到其出口气流参数，采用龙格库塔推进方法，求解简化的质量、动量、状态和能量方程组；

蜗壳的几何参数设计依据等环量周向分布的原则，为了得到其出口气流参数，根据损失模型求得蜗壳总压损失系数；

--对于涡轮级的设计，包含转子、喷嘴、蜗壳三个主要部件进出口位置的气流参数计算，其中：

转子的设计与压气机级的叶轮设计方法类似，假设效率初始值，利用损失模型得到效率迭代值，重复迭代过程直至收敛，从而确定转子几何参数；

喷嘴和蜗壳几何参数设计基于总压损失经验公式，根据等环量计算得到。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤SS1至SS4中的一维中线分析方法具体如下：

--对于压气机级，同样包含叶轮、扩压器和蜗壳三部分的计算，其中：

叶轮的分析假设叶轮出口流量系数初始值，根据损失和落后角模型得到出口流量系数迭代值，重复迭代过程直至收敛，最终得到待分析工况的叶轮出口气流参数；

无叶扩压器和蜗壳的分析方法与中线设计中所述一致；

--对于涡轮级，包含转子、喷嘴、蜗壳三个部件的计算，其中：

转子的分析假设转子出口周向速度初始值，根据损失模型得到出口周向速度迭代值，重复迭代过程至收敛，最终给出转子出口的气流参数；

喷嘴和蜗壳的计算方法与中线设计中所述一致。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤SS1中，两级压气机的总压比ε，根据目标增压压力和低压级压气机的进口条件确定；低压级压气机和高压级压气机的进口总温T_c1、T_c2，分别根据压气机进口气流条件和级间冷却出口温度确定。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤SS2的子步骤2中，若低压级压气机失速裕度偏小则减小低压级压气机的设计压比ε₁，若高压级压气机失速裕度偏小则增大低压级压气机的设计压比ε₁。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：步骤SS2的子步骤2中，改变低压级压气机的设计压比ε₁采用等比例变化的方式，每次增加或减小低压级压气机设计压比ε₁的1％，然后根据总压比不变原则得到高压级压气机的设计压比ε₂。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤SS2的子步骤3中，压气机级内部件二次优化设计按照如下方法进行：

对于压气机级，二次设计是对蜗壳进行重新设计，选取上轮迭代过程各工况下的蜗壳进口平均气流参数对蜗壳几何参数进行匹配设计；

以蜗壳进口气流角度作为依据，求得上轮迭代过程各工况下的加权平均值，作为二次设计的蜗壳进口气流角，其中各工况的权重比例需要根据实际工作要求给出，其平均气流角计算方法由公式(3)和(4)给出：

式中K₁为各工况下蜗壳进口气流角的正切值，C_u3为蜗壳进口气流的周向速度，C_m3为径向速度，n为起飞工况的数量，β₃为平均气流角度，atan表示反正切函数，K_1,cruise为巡航工况下蜗壳进口气流角的正切值，K_1,takeoff为起飞工况下蜗壳进口气流角的正切值。

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤SS3的子步骤1中废气涡轮的设计目标参数包括涡轮进口总温、总压，涡轮出口静压，两级涡轮各自的转速、输出功率。

9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤SS3的子步骤1中，若两级涡轮并联设置，则进口总温一致，均等于发动机气缸排气歧管平均温度；若两级涡轮串联设置，高压级涡轮进口总温与发动机气缸排气平均温度一致，低压级涡轮进口总温与高压级涡轮的排气总温一致。

10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤SS4的子步骤3中，若低压级涡轮的工况点明显偏向大流量一侧，则增大低压级涡轮的设计膨胀比，反之则减小低压级涡轮的设计膨胀比；若高压级涡轮的工况点明显偏向大流量一侧，则增大高压级涡轮的设计膨胀比，反之则减小高压级涡轮的设计膨胀比。

11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于：步骤SS4的子步骤3中，改变涡轮的设计膨胀比采用等比例变化的方式，每次增加或减小设计膨胀比1％，同时需要保证两级涡轮的总膨胀比满足安全排气要求。

12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤SS4的子步骤4中涡轮级内部件二次设计按如下方法进行：

对于涡轮级，二次设计是对喷嘴进行重新设计，调节喷嘴导叶出口几何角度，选取上轮迭代过程各工况下的转子进口平均气流参数对喷嘴导叶出口几何角度进行匹配设计；

以转子进口周速系数为依据，求得上轮迭代过程各工况的加权平均值，作为二次设计的转子进口周速系数，再根据式(6)得到喷嘴导叶出口几何角的二次设计值，其中各工况的权重比例需要根据实际工作要求给出，巡航工况占比0.8，各海拔高度起飞工况权重相同，其平均周速系数计算方法由公式(7)和(8)给出：

式中α₄为喷嘴导叶出口几何角，β_4A为转子进口几何角，i_4,ideal为转子进口理想攻角，

为转子进口周速系数，C_u4为转子进口气流周向速度，u₄为转子进口旋转切线速度，n为起飞工况的数量，

为巡航工况下转子进口周速系数，

为起飞工况下转子进口周速系数。

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