級(jí)環(huán)境下葉輪前緣傾角對(duì)離心壓氣機(jī)性能的影響

李成，杜禮明，李文嬌，王尕平，王焱

(大連交通大學(xué) 大連玉柴渦輪增壓技術(shù)研發(fā)中心有限公司，遼寧 大連 116028)

級(jí)環(huán)境下葉輪前緣傾角對(duì)離心壓氣機(jī)性能的影響

李成，杜禮明，李文嬌，王尕平，王焱

(大連交通大學(xué) 大連玉柴渦輪增壓技術(shù)研發(fā)中心有限公司，遼寧 大連 116028)

對(duì)某船用離心壓氣機(jī)進(jìn)行了級(jí)環(huán)境下的氣動(dòng)性能仿真分析，結(jié)果表明，原方案中葉輪進(jìn)口處能量損失過(guò)大，致使葉輪內(nèi)效率下降過(guò)快，不滿足要求.為此，針對(duì)性提出葉片前緣傾的兩種優(yōu)化方案.研究表明，葉輪前緣傾角對(duì)離心壓氣機(jī)級(jí)的氣動(dòng)性能影響較大，每一個(gè)結(jié)構(gòu)確定的葉輪都有一個(gè)最優(yōu)的前緣傾角，該傾角可以有效改善氣流在流道內(nèi)的流動(dòng)情況，明顯減小進(jìn)口處的能量損失，從而使壓氣機(jī)的整級(jí)性能得到提高.

離心式壓氣機(jī)；前緣傾角；葉輪；級(jí)環(huán)境

0 引言

在葉輪機(jī)械中，葉輪前緣的作用是以最小的撞擊損失引導(dǎo)氣流按照預(yù)定方向進(jìn)入葉輪，使氣流在流道內(nèi)流通時(shí)產(chǎn)生圓周方向的加速度，同時(shí)完成氣流自軸向到徑向的轉(zhuǎn)向[1- 2].

目前，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)于葉輪機(jī)械內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行了大量的研究，但工作主要集中在徑流式壓氣機(jī)葉輪出口至擴(kuò)壓器進(jìn)口的位置，而對(duì)離心葉輪進(jìn)口的結(jié)構(gòu)參數(shù)研究較少.文獻(xiàn)[3- 6]表明，要得到高壓比、高效率的壓氣機(jī)，經(jīng)濟(jì)有效的手段之一是優(yōu)化離心壓氣機(jī)葉輪帶有前傾角的結(jié)構(gòu).因?yàn)檫m當(dāng)?shù)娜~輪前緣傾角可以使葉輪葉片載荷分布均勻，減少由于氣流粘性產(chǎn)生的氣流分離帶來(lái)的能量損失,所以針對(duì)具體的幾何模型，前傾角大小的選擇是一個(gè)很有意義的研究課題[7].入口攻角的大小對(duì)壓氣機(jī)性能有很大影響，攻角選擇不當(dāng)則會(huì)對(duì)壓氣機(jī)的性能產(chǎn)生不利影響[8].

傳統(tǒng)方法通過(guò)幾何造型軟件來(lái)修改離心葉輪的前緣傾角，然后再進(jìn)行仿真計(jì)算，但這種方法可導(dǎo)致失真現(xiàn)象[9].為保證其葉高方向的連續(xù)性，必須保持葉片的表面是平滑曲面，因此，在研究輪緣處的葉片角時(shí)需要考慮關(guān)聯(lián)性.本文以某船用增壓器離心壓氣機(jī)葉輪為研究對(duì)象，在壓氣機(jī)級(jí)環(huán)境下分析不同轉(zhuǎn)速下葉輪內(nèi)部流場(chǎng)情況，根據(jù)模擬結(jié)果，分析存在的問(wèn)題，針對(duì)性提出優(yōu)化方案，分析葉輪前緣傾角對(duì)離心壓氣機(jī)整級(jí)多工況性能的影響.

1 計(jì)算模型與數(shù)值方法

1.1 計(jì)算模型

本文研究的對(duì)象是某大型船用離心壓氣機(jī)，其葉輪共有20個(gè)葉片(10個(gè)主葉片，10個(gè)分流葉片)，其進(jìn)口葉頂半徑為100 mm，葉根半徑為50 mm，葉輪出口半徑為150 mm，出口的葉高15 mm，進(jìn)、出口頂部間隙均為0.6 mm，葉輪的后彎角為25°并帶有前傾結(jié)構(gòu).如圖1為該壓氣機(jī)葉輪的的幾何模型.

(a)正視圖 (b)側(cè)視圖

圖1 半開(kāi)式葉輪幾何模型

采用NUMECA Fine/Turbo軟件對(duì)該壓氣機(jī)進(jìn)行仿真分析.仿真計(jì)算模型包括：葉輪、葉片擴(kuò)壓器、機(jī)匣、蝸殼，采用的是整級(jí)計(jì)算，其優(yōu)點(diǎn)是使氣流的流動(dòng)更為真實(shí)，并能準(zhǔn)確的找出能量損失的原因，與真實(shí)情況更為接近.如果采用單級(jí)計(jì)算，對(duì)于耦合作用的能量損失都無(wú)法計(jì)算在內(nèi)，導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果偏差過(guò)大，不滿足計(jì)算要求.

由于該模型的實(shí)際結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，在不影響計(jì)算精度前提下適當(dāng)進(jìn)行簡(jiǎn)化，并且只對(duì)單通道進(jìn)行網(wǎng)格劃分和計(jì)算，以節(jié)約計(jì)算時(shí)間.葉輪和有葉擴(kuò)壓器的網(wǎng)格在AUTOGRID5模塊中生成，為保證葉片在子午流道中的網(wǎng)格質(zhì)量需在拐角處添加ZR線，網(wǎng)格如圖2所示.

圖2 子午視圖的網(wǎng)格

蝸殼的網(wǎng)格劃分采用了三個(gè)蝶形網(wǎng)格，以保證網(wǎng)格質(zhì)量，由于其蝸舌位置的幾何模型較為復(fù)雜，所以其網(wǎng)格質(zhì)量略差，但滿足計(jì)算精度要求.離心壓氣機(jī)整級(jí)計(jì)算網(wǎng)格如圖3所示，網(wǎng)格質(zhì)量滿足計(jì)算精度要求.

圖3 壓氣機(jī)網(wǎng)格

1.2 數(shù)值方法

工作介質(zhì)選取可壓縮理想氣體，湍流模型選擇具有較強(qiáng)容錯(cuò)性且能較好模擬復(fù)雜流動(dòng)的Spalart-Allmaras一方程模型，以兼顧計(jì)算準(zhǔn)確性和計(jì)算效率，其空間項(xiàng)采用二階中心差分格式，時(shí)間項(xiàng)采用四階Runge-Kutta進(jìn)行計(jì)算，轉(zhuǎn)靜子交界面采用域平均方法進(jìn)行處理.

根據(jù)該離心壓氣機(jī)的工作范圍，計(jì)算了額定轉(zhuǎn)速，不同質(zhì)量流量下離心壓氣機(jī)的效率、壓比等性能參數(shù).在轉(zhuǎn)動(dòng)部件設(shè)定中，由于計(jì)算時(shí)是單葉輪通道并且?guī)в形仛さ那闆r，所以選擇當(dāng)?shù)厥睾阈瓦B接面(Local Conservative Coupling).在邊界條件的設(shè)定中，進(jìn)口條件采用軸向進(jìn)氣，并給出進(jìn)口總壓，總溫，湍流粘性，出口邊界條件按質(zhì)量流量給定.

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 變工況特性分析

為分析該壓氣機(jī)的內(nèi)部流場(chǎng)情況，探討影響其氣動(dòng)參數(shù)的主要原因，本文對(duì)該離心壓氣機(jī)整級(jí)進(jìn)行仿真計(jì)算，主要計(jì)算域包括：蝸殼+有葉擴(kuò)壓器+離心葉輪+機(jī)匣.

首先對(duì)整級(jí)進(jìn)行了額定轉(zhuǎn)速(26 700 r/min)，不同質(zhì)量流量多工況的仿真計(jì)算，表1為仿真計(jì)算得到的特性數(shù)據(jù)結(jié)果.由該表可知，整級(jí)環(huán)境下壓氣機(jī)的特性參數(shù)偏低，安全的工作范圍偏窄，表明原模型的結(jié)構(gòu)參數(shù)存在一定問(wèn)題，導(dǎo)致整級(jí)的性能參數(shù)不滿足設(shè)計(jì)要求.

表1 26 700 r/min轉(zhuǎn)速下變工況特性數(shù)據(jù)

該壓氣機(jī)在額定轉(zhuǎn)速(26 700 r/min)、額定流量(3.60 kg/s)下試驗(yàn)得到的等熵效率為78%，壓比為2.9.由上表可知，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)數(shù)據(jù)誤差不超過(guò)5%，表明本文的數(shù)值計(jì)算方法是行的.

為進(jìn)一步分析其內(nèi)部流場(chǎng)，找出問(wèn)題所在.圖4列舉出該壓氣機(jī)在額定工況下的溫度分布云圖、壓力分布云圖、葉片表面的熵值云圖和子午面的熵值圖.

從圖4(c)(d)的熵值分布云圖可知，在葉輪前緣葉頂處存在高熵區(qū)，易產(chǎn)生激波，并伴隨大量的能量損失，致使氣流在葉輪內(nèi)部流動(dòng)紊亂，造成整級(jí)特性參數(shù)偏低.從圖4(a)的溫度分布云圖中可知，壓氣機(jī)葉輪在葉頂處的溫度高于其他位置，當(dāng)氣流從進(jìn)氣道流入導(dǎo)葉葉片，氣流與帶有前傾結(jié)構(gòu)的葉片發(fā)生撞擊從而產(chǎn)生大量的熱，致使能量損失.因此，一個(gè)合理的前緣傾角可以有效的減少這部分的能量損失，改善葉輪內(nèi)部流場(chǎng)的溫度分布.圖4(b)為壓氣機(jī)葉輪的壓力分布，從圖中可知葉輪的長(zhǎng)、短葉片在吸力面和壓力面之間存在較大的壓力差，它會(huì)使氣流在葉輪葉頂處形成擾流，當(dāng)擾流隨著時(shí)間的積累，甚至?xí)谌~輪內(nèi)部形成渦流，阻礙氣流在葉輪內(nèi)的正常流動(dòng).而且壓差過(guò)大同樣會(huì)使氣流在各流道內(nèi)的能量分布不均勻，造成氣流流動(dòng)混亂.

(a)溫度分布云圖 (b)壓力分布云圖

(c)葉片表面熵值分布云圖 (d)子午面熵值分布云圖

圖4 離心壓氣機(jī)后處理效果

為進(jìn)一步了解氣流在葉輪前緣和內(nèi)部的真實(shí)流動(dòng)情況，圖5為氣流的在葉高90%、10%位置的速度矢量圖.

由圖5可知，氣流在葉根處與葉片的撞擊損失要小于氣流在葉頂處的撞擊損失，且當(dāng)氣流離開(kāi)離心葉輪表面時(shí)葉輪前緣葉頂處氣流較混亂.這是由于氣體具有粘性，使得氣流之間的相互作用加劇，導(dǎo)致氣流在葉頂處的能量損失過(guò)大.

(a)葉高90%的位置

(b)葉高10%的位置

2.2 葉輪前緣傾角優(yōu)化與分析

通過(guò)以上分析，本文針對(duì)離心葉輪葉片前緣的結(jié)構(gòu)，探究葉輪前緣葉頂?shù)那皟A結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)整級(jí)性能影響的趨勢(shì)做了相關(guān)預(yù)測(cè)是很有必要的.根據(jù)壓氣機(jī)在額定工況下的內(nèi)部流場(chǎng)的分析，分別針對(duì)量種模型進(jìn)行分析，對(duì)離心壓氣機(jī)整級(jí)做性能預(yù)測(cè).

葉片采用AutoBlade模塊中五點(diǎn)式進(jìn)行葉型控制，通過(guò)改變五個(gè)點(diǎn)的平面分布得到想要的幾何模型，如圖6(a)所示.根據(jù)圖5(a)葉頂處的速度矢量圖可知，葉頂處的前傾角過(guò)大，導(dǎo)致葉頂處形成較嚴(yán)重的流動(dòng)分離現(xiàn)象，使得從進(jìn)氣道流入葉輪的氣流能量損失過(guò)大.因此，針對(duì)此問(wèn)題提出兩種改進(jìn)方案，即葉輪前緣傾角由60°調(diào)整為50°和55°，如圖6(c)、(d)所示，分別對(duì)兩種方案進(jìn)行仿真計(jì)算，分析其對(duì)整級(jí)性能和內(nèi)部流場(chǎng)的影響.

(a)控制方式 (b)原始方案：60°

(c)方案一：50° (d)方案二：55°

圖6 不同葉頂葉型的Blade two blade視圖

為分析和論證其傾角對(duì)整級(jí)效率的影響，表2給出四種方案在額定轉(zhuǎn)速(26 700 r/min)，額定流量(3.6 kg/s)下的氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行對(duì)比分析.

表2 26 700 r/min轉(zhuǎn)速下多方案的特性數(shù)據(jù)

由表2可知，方案二的性能較為好.為更直觀了解葉輪前緣葉頂葉型對(duì)離心壓氣機(jī)整級(jí)性能的影響，圖7展示三種方案中葉片的熵值分布云圖.

從圖7可看出，盡管三個(gè)方案仍然都存在高熵區(qū)，這是因?yàn)槿~輪前緣帶有前傾結(jié)構(gòu)，由進(jìn)氣道流入的氣流撞擊到葉片上勢(shì)必會(huì)有能量的損失，但方案二的熵值明顯降低，表明該方案中葉輪進(jìn)口的能量損失明顯減小，葉輪的內(nèi)部流場(chǎng)得到改善.由此表明，合適的前傾角可以提高離心壓氣機(jī)整級(jí)的效率和壓比等特性參數(shù)，并且可以使氣流按照預(yù)定的軌道平滑的流動(dòng)，達(dá)到能量損失最小的目的，而角度過(guò)小會(huì)引進(jìn)口葉頂處形成大量的回流，隨著時(shí)間的堆積，甚至?xí)璧K氣流的正常流動(dòng)，造成阻塞等問(wèn)題，不滿足工程實(shí)踐要求.

(a)方案一 (b)方案二

(c)原方案

由于本文采用的是整級(jí)計(jì)算，一個(gè)合理的進(jìn)口前傾角不但會(huì)使進(jìn)口能量損失減少，同時(shí)會(huì)使氣流在葉輪內(nèi)部的流動(dòng)均勻，甚至?xí)绊憵饬髟跀U(kuò)壓器內(nèi)的流動(dòng)情況.為了驗(yàn)證結(jié)構(gòu)參數(shù)修該后整級(jí)性能發(fā)生變化，需要驗(yàn)證氣流在葉輪和有葉擴(kuò)壓器中的流動(dòng)情況.圖8為三種方案中壓氣機(jī)的子午面熵值分布.

(a)原方案 (b)方案一 (c)方案二

圖8 子午視圖的熵值分布云圖

葉輪進(jìn)口氣流流動(dòng)的好壞對(duì)氣流在葉輪和有葉擴(kuò)壓器內(nèi)部流動(dòng)有很大影響.圖8中原方案葉片前緣葉頂附近熵值為66.4，而方案二同一位置的熵值為35.8.因此，從子午熵值分布云圖可以看出方案二的流場(chǎng)分布最為理想，不僅高熵區(qū)消失了，而且明顯改善了氣流在有葉擴(kuò)壓器內(nèi)的流動(dòng)，減少了能量損失.相反，其他兩種方案的能量損失較嚴(yán)重，特別是當(dāng)前傾角過(guò)小時(shí)(如方案一)在輪轂處也出現(xiàn)高熵區(qū)，導(dǎo)致整級(jí)環(huán)境下壓氣機(jī)特性參數(shù)下降過(guò)快.

3 結(jié)論

(1)對(duì)原型壓氣機(jī)級(jí)環(huán)境的模擬表明，葉輪進(jìn)口氣流流動(dòng)較亂，致使葉輪內(nèi)效率下降過(guò)快，導(dǎo)致整級(jí)性能不滿足要求;

(2)對(duì)于結(jié)構(gòu)確定的壓氣機(jī)，存在一個(gè)最優(yōu)的葉輪葉片的前緣傾角，該傾角過(guò)大或過(guò)小都會(huì)導(dǎo)致葉頂處形成較嚴(yán)重流動(dòng)分流現(xiàn)象，甚至形成回流，造成從進(jìn)氣道流入葉輪的氣流能量損失過(guò)大，從而影響壓氣機(jī)的整級(jí)性能;

(3)合理的前緣傾角可以有效的減小進(jìn)口處的能量損失并改善氣流在流道內(nèi)的流動(dòng)情況，從而使壓氣機(jī)的整級(jí)性能得到提高.

[1]彭森,楊策,馬朝臣,等.前傾角對(duì)離心壓氣機(jī)葉輪性能的影響[J].清華大學(xué)學(xué)報(bào)(自然學(xué)科版)，2005,45(2):250- 253.

[2]初雷哲，杜建一，趙曉路，等.葉片傾角變化對(duì)擴(kuò)壓器中非定常流動(dòng)的影響[J].工程熱物理學(xué)報(bào)，2007,28(5)：759- 762.

[3]BRUCE G J，MASME M.Computer-Aided Turbamachinery Design System[R].IMechE，1998.

[4]楊策,馬朝臣,王航.離心壓氣機(jī)的初步設(shè)計(jì)及其優(yōu)化方法[J].內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào)，2001,19(5):454- 458.

[5]盧紀(jì)富,魏新利,李楊.軸流前彎葉輪葉頂流場(chǎng)特征分析[J].流體機(jī)械,2010,38(6):6- 10.

[6]ZANGENEH M.On the Design Criteria for Suppression of Secondary Flow in Centrifugal and Mixed Flow Impellers[R].ASME Paper,1997.

[7]楚武利，劉前智，胡春波.航空葉片機(jī)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2009.

[8]楊策，施新.徑流式葉輪機(jī)械理論及設(shè)計(jì)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2004.

[9]林建生，譚旭光.燃?xì)廨啓C(jī)與渦輪增壓器內(nèi)燃機(jī)原理與應(yīng)用[M].天津：天津大學(xué)出版社，2005.

Impact of Leading Edge Angle of Impeller on Centrifugal Compressor Performance in Multistage Environment

LI Cheng,DU Liming,LI Wenjiao,WANG Gaping,WANG Yan

(Yuchai Dalian Turbocharger Technology R&D Center，Dalian Jiaotong University,Dalian 116028,China)

Numerical analysis of a marine centrifugal compressor in multistage environment was carried out.The results show that the energy loss at the impeller inlet of prototype model is rather big,resulting in a fast drop of the impeller efficiency.In the present thesis,two optimization schemes of leading edge angle of the impellers were proposed,and the numerical results show that the angle has a greater influence on the aerodynamic performance of the centrifugal compressor.It also indicates that there is an optimal leading edge angle for every impeller,which can improve effectively internal flow field of the compressor and reduce significantly energy loss at the impeller inlet and improve compressor performance in multistage improved.

centrifugal compressor;leading edge angle;impeller;multistage environment

1673- 9590(2015)01- 0024- 05

2013- 12- 26

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(11202043)

李成(1988-)，男，碩士研究生；杜禮明(1972-)，男，教授，博士，主要從事內(nèi)燃機(jī)渦輪增壓技術(shù)的研究

E-mail:dlm@djtu.edu.cn.

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