李成，杜禮明，李文嬌，王尕平，王焱

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

級環(huán)境下葉輪前緣傾角對離心壓氣機性能的影響

李成，杜禮明，李文嬌，王尕平，王焱

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

對某船用離心壓氣機進行了級環(huán)境下的氣動性能仿真分析，結果表明，原方案中葉輪進口處能量損失過大，致使葉輪內(nèi)效率下降過快，不滿足要求.為此，針對性提出葉片前緣傾的兩種優(yōu)化方案.研究表明，葉輪前緣傾角對離心壓氣機級的氣動性能影響較大，每一個結構確定的葉輪都有一個最優(yōu)的前緣傾角，該傾角可以有效改善氣流在流道內(nèi)的流動情況，明顯減小進口處的能量損失，從而使壓氣機的整級性能得到提高.

離心式壓氣機；前緣傾角；葉輪；級環(huán)境

0 引言

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

目前，國內(nèi)外學者對于葉輪機械內(nèi)部流場進行了大量的研究，但工作主要集中在徑流式壓氣機葉輪出口至擴壓器進口的位置，而對離心葉輪進口的結構參數(shù)研究較少.文獻[3- 6]表明，要得到高壓比、高效率的壓氣機，經(jīng)濟有效的手段之一是優(yōu)化離心壓氣機葉輪帶有前傾角的結構.因為適當?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)生的氣流分離帶來的能量損失,所以針對具體的幾何模型，前傾角大小的選擇是一個很有意義的研究課題[7].入口攻角的大小對壓氣機性能有很大影響，攻角選擇不當則會對壓氣機的性能產(chǎn)生不利影響[8].

傳統(tǒng)方法通過幾何造型軟件來修改離心葉輪的前緣傾角，然后再進行仿真計算，但這種方法可導致失真現(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需要考慮關聯(lián)性.本文以某船用增壓器離心壓氣機葉輪為研究對象，在壓氣機級環(huán)境下分析不同轉速下葉輪內(nèi)部流場情況，根據(jù)模擬結果，分析存在的問題，針對性提出優(yōu)化方案，分析葉輪前緣傾角對離心壓氣機整級多工況性能的影響.

1 計算模型與數(shù)值方法

1.1 計算模型

本文研究的對象是某大型船用離心壓氣機，其葉輪共有20個葉片(10個主葉片，10個分流葉片)，其進口葉頂半徑為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、出口頂部間隙均為0.6 mm，葉輪的后彎角為25°并帶有前傾結構.如圖1為該壓氣機葉輪的的幾何模型.

(a)正視圖 (b)側視圖

圖1 半開式葉輪幾何模型

采用NUMECA Fine/Turbo軟件對該壓氣機進行仿真分析.仿真計算模型包括：葉輪、葉片擴壓器、機匣、蝸殼，采用的是整級計算，其優(yōu)點是使氣流的流動更為真實，并能準確的找出能量損失的原因，與真實情況更為接近.如果采用單級計算，對于耦合作用的能量損失都無法計算在內(nèi)，導致計算結果與試驗結果偏差過大，不滿足計算要求.

由于該模型的實際結構較為復雜，在不影響計算精度前提下適當進行簡化，并且只對單通道進行網(wǎng)格劃分和計算，以節(jié)約計算時間.葉輪和有葉擴壓器的網(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雜，所以其網(wǎng)格質(zhì)量略差，但滿足計算精度要求.離心壓氣機整級計算網(wǎng)格如圖3所示，網(wǎng)格質(zhì)量滿足計算精度要求.

圖3 壓氣機網(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容錯性且能較好模擬復雜流動的Spalart-Allmaras一方程模型，以兼顧計算準確性和計算效率，其空間項采用二階中心差分格式，時間項采用四階Runge-Kutta進行計算，轉靜子交界面采用域平均方法進行處理.

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

2 計算結果與分析

2.1 變工況特性分析

為分析該壓氣機的內(nèi)部流場情況，探討影響其氣動參數(shù)的主要原因，本文對該離心壓氣機整級進行仿真計算，主要計算域包括：蝸殼+有葉擴壓器+離心葉輪+機匣.

首先對整級進行了額定轉速(26 700 r/min)，不同質(zhì)量流量多工況的仿真計算，表1為仿真計算得到的特性數(shù)據(jù)結果.由該表可知，整級環(huán)境下壓氣機的特性參數(shù)偏低，安全的工作范圍偏窄，表明原模型的結構參數(shù)存在一定問題，導致整級的性能參數(shù)不滿足設計要求.

表1 26 700 r/min轉速下變工況特性數(shù)據(jù)

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

為進一步分析其內(nèi)部流場，找出問題所在.圖4列舉出該壓氣機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)部流動紊亂，造成整級特性參數(shù)偏低.從圖4(a)的溫度分布云圖中可知，壓氣機葉輪在葉頂處的溫度高于其他位置，當氣流從進氣道流入導葉葉片，氣流與帶有前傾結構的葉片發(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)部流場的溫度分布.圖4(b)為壓氣機葉輪的壓力分布，從圖中可知葉輪的長、短葉片在吸力面和壓力面之間存在較大的壓力差，它會使氣流在葉輪葉頂處形成擾流，當擾流隨著時間的積累，甚至會在葉輪內(nèi)部形成渦流，阻礙氣流在葉輪內(nèi)的正常流動.而且壓差過大同樣會使氣流在各流道內(nèi)的能量分布不均勻，造成氣流流動混亂.

(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 離心壓氣機后處理效果

為進一步了解氣流在葉輪前緣和內(nèi)部的真實流動情況，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，且當氣流離開離心葉輪表面時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，導致氣流在葉頂處的能量損失過大.

(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

通過以上分析，本文針對離心葉輪葉片前緣的結構，探究葉輪前緣葉頂?shù)那皟A結構參數(shù)對整級性能影響的趨勢做了相關預測是很有必要的.根據(jù)壓氣機在額定工況下的內(nèi)部流場的分析，分別針對量種模型進行分析，對離心壓氣機整級做性能預測.

葉片采用AutoBlade模塊中五點式進行葉型控制，通過改變五個點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，葉頂處的前傾角過大，導致葉頂處形成較嚴重的流動分離現(xiàn)象，使得從進氣道流入葉輪的氣流能量損失過大.因此，針對此問題提出兩種改進方案，即葉輪前緣傾角由60°調(diào)整為50°和55°，如圖6(c)、(d)所示，分別對兩種方案進行仿真計算，分析其對整級性能和內(nèi)部流場的影響.

(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整級效率的影響，表2給出四種方案在額定轉速(26 700 r/min)，額定流量(3.6 kg/s)下的氣動參數(shù)進行對比分析.

表2 26 700 r/min轉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離心壓氣機整級性能的影響，圖7展示三種方案中葉片的熵值分布云圖.

從圖7可看出，盡管三個方案仍然都存在高熵區(qū)，這是因為葉輪前緣帶有前傾結構，由進氣道流入的氣流撞擊到葉片上勢必會有能量的損失，但方案二的熵值明顯降低，表明該方案中葉輪進口的能量損失明顯減小，葉輪的內(nèi)部流場得到改善.由此表明，合適的前傾角可以提高離心壓氣機整級的效率和壓比等特性參數(shù)，并且可以使氣流按照預定的軌道平滑的流動，達到能量損失最小的目的，而角度過小會引進口葉頂處形成大量的回流，隨著時間的堆積，甚至會阻礙氣流的正常流動，造成阻塞等問題，不滿足工程實踐要求.

(a)方案一 (b)方案二

(c)原方案

由于本文采用的是整級計算，一個合理的進口前傾角不但會使進口能量損失減少，同時會使氣流在葉輪內(nèi)部的流動均勻，甚至會影響氣流在擴壓器內(nèi)的流動情況.為了驗證結構參數(shù)修該后整級性能發(fā)生變化，需要驗證氣流在葉輪和有葉擴壓器中的流動情況.圖8為三種方案中壓氣機的子午面熵值分布.

(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

葉輪進口氣流流動的好壞對氣流在葉輪和有葉擴壓器內(nèi)部流動有很大影響.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壓器內(nèi)的流動，減少了能量損失.相反，其他兩種方案的能量損失較嚴重，特別是當前傾角過小時(如方案一)在輪轂處也出現(xiàn)高熵區(qū)，導致整級環(huán)境下壓氣機特性參數(shù)下降過快.

3 結論

(1)對原型壓氣機級環(huán)境的模擬表明，葉輪進口氣流流動較亂，致使葉輪內(nèi)效率下降過快，導致整級性能不滿足要求;

(2)對于結構確定的壓氣機，存在一個最優(yōu)的葉輪葉片的前緣傾角，該傾角過大或過小都會導致葉頂處形成較嚴重流動分流現(xiàn)象，甚至形成回流，造成從進氣道流入葉輪的氣流能量損失過大，從而影響壓氣機的整級性能;

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

[1]彭森,楊策,馬朝臣,等.前傾角對離心壓氣機葉輪性能的影響[J].清華大學學報(自然學科版)，2005,45(2):250- 253.

[2]初雷哲，杜建一，趙曉路，等.葉片傾角變化對擴壓器中非定常流動的影響[J].工程熱物理學報，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.離心壓氣機的初步設計及其優(yōu)化方法[J].內(nèi)燃機學報，2001,19(5):454- 458.

[5]盧紀富,魏新利,李楊.軸流前彎葉輪葉頂流場特征分析[J].流體機械,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.航空葉片機原理[M].西安：西北工業(yè)大學出版社，2009.

[8]楊策，施新.徑流式葉輪機械理論及設計[M].北京：國防工業(yè)出版社，2004.

[9]林建生，譚旭光.燃氣輪機與渦輪增壓器內(nèi)燃機原理與應用[M].天津：天津大學出版社，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

國家自然科學基金資助項目(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)燃機渦輪增壓技術的研究

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

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