謝衛(wèi)紅，周 進，王 毅

(1.中國航發(fā)南方工業(yè)有限公司，湖南 株洲 412002； 2.中南大學 航空航天學院，湖南 長沙 410083)

0 引言

壓氣機作為燃氣輪機的三大部件之一，其性能特性對燃氣輪機的輸出功率及耗油率等具有重要影響。對于離心壓氣機設計，其高壓比、高效率以及寬裕度一直是設計人員的研究重點，早在1975年，C Osbosne等人[1]已經(jīng)設計出壓比為8∶1的離心壓氣機，但是在跨音速引流部分參照了當時較為成熟的軸流壓氣機的設計。國外對于高壓比的離心壓氣機的研究進展較快，但公開發(fā)表的文獻中對高壓比離心壓氣機的設計過程以及詳細的氣動分析準則提及較少，而國內(nèi)對于高壓比離心壓氣機的研究相對較少，相關工作有待進一步研究。本文以HPCC離心壓氣機為研究對象對數(shù)值計算方法進行了校核，然后在此基礎上，開展了單級壓比高達9的離心壓氣機氣動特性及內(nèi)部復雜流場分析。

1 研究對象

本文的研究對象是某單級壓比高達9的離心壓氣機，壓氣機部件包括進氣室、離心葉輪、徑向擴壓器和軸向擴壓器等氣動元件，其中離心葉輪、徑向擴壓器和軸向擴壓器內(nèi)部流動具有周期性特征，稱之為通流部件，而進氣室僅具備對稱性特征，稱之為進氣室部件。為準確計算壓氣機部件性能，本文在計算時擬將通流部件和進氣室部件分開進行計算，以期快速獲得壓氣機部件的初步氣動特性。

2 數(shù)值計算方法及校核

2.1 校核對象

針對本文的研究目的，首先要對計算方法進行校核，為后續(xù)工作奠定基礎。本文的校核對象是NASA高壓比離心壓氣機，該壓氣機是由NASA Lewis研究中心設計，用于卡車/巴士及分布式發(fā)電機的先進渦輪發(fā)動機。該壓氣機級的詳細設計參數(shù)和性能測試結(jié)果參見文獻[2]，主要結(jié)構(gòu)和設計參數(shù)見表1。圖1給出了離心壓氣機實驗臺子午流道剖面示意圖，對帶無葉擴壓器的實驗，壓力和溫度測量探針位于測量點A，為離心葉輪出口半徑的1.18倍處；對帶葉片式擴壓器的實驗，壓力和溫度測量探針則位于測量點B。

表1 NASA高壓比離心壓氣機主要結(jié)構(gòu)和設計參數(shù)

2.2 計算網(wǎng)格及邊界條件

本文采用的數(shù)值計算軟件為CFX，數(shù)值計算區(qū)域為壓氣機進口到截面B之間的區(qū)域，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格及多塊網(wǎng)格分區(qū)技術(shù)，為了保證葉片前后緣附近較好的網(wǎng)格正交性，葉片近壁面區(qū)域采用了O型網(wǎng)格，而葉片通道及前后延伸段采用了I型網(wǎng)格；為保證較好的激波捕捉能力，對相鄰葉片有效通道區(qū)間沿流向進行了網(wǎng)格加密；頂部間隙區(qū)采用了蝶型網(wǎng)格拓撲結(jié)構(gòu)(O型網(wǎng)格內(nèi)嵌有I型網(wǎng)格)，如圖2所示。為了盡量減小網(wǎng)格質(zhì)量和數(shù)量對計算精度的影響，即保證網(wǎng)格獨立性，本文生成的計算網(wǎng)格保證所有網(wǎng)格單元內(nèi)各網(wǎng)格邊線的夾角均大于30°，網(wǎng)格長寬比不大于5 000，相鄰網(wǎng)格的膨脹比小于3。計算中湍流模型選取k-ε湍流模型。

數(shù)值模擬在設計轉(zhuǎn)速下進行，壁面采用了絕熱無滑移邊界條件，與轉(zhuǎn)子葉片聯(lián)結(jié)的輪轂壁和葉片壁轉(zhuǎn)動，而輪轂壁的其他部分以及機匣壁則定義為靜止；壓氣機進口根據(jù)實驗給定總溫、總壓和氣流角，出口邊界給定平均靜壓。在葉輪和擴壓器通道交接面采用混合平面法進行信息傳遞。

圖1離心壓氣機實驗臺子午流道剖面示意圖圖2離心壓氣機三維計算網(wǎng)格

2.3 數(shù)值計算精度校核

表2對比了100%設計轉(zhuǎn)速下實驗和數(shù)值計算得到的NASA高壓比離心壓氣機的堵塞流量，帶葉片式擴壓器的離心壓氣機數(shù)值計算堵塞流量比實驗值約偏大2.2%。

表2 計算和實驗得到的離心壓氣機堵塞流量

圖3給出了該NASA高壓比離心壓氣機100%設計轉(zhuǎn)速下數(shù)值計算分析和實驗獲得的總壓比和絕熱效率特性對比，其中橫坐標為利用各自堵塞流量進行無量綱化獲得的無量綱流量。

圖3 數(shù)值校核結(jié)果對比

由圖3可以清晰地看到，計算與實驗獲得的壓氣機總壓比無論在分布還是在量值上都保持了較好的一致性，吻合度極高。具體而言，在大流量工況，計算獲得的壓比和絕熱效率略低于實驗值；而在小流量工況，計算獲得的壓比略高于實驗值，絕熱效率與實驗值相當。

3 某型離心壓氣機建模及計算分析

由上述校核精度可以進行下一步的研究，針對本文的高壓比離心壓氣機，為準確計算壓氣機部件性能需要進行全通道計算，但是計算量非常大，計算時間較長，故本文在計算時擬將通流部件和進氣室部件進行分開計算，以期快速獲得壓氣機部件的初步氣動特性。

3.1 進氣室部件初步性能計算

3.1.1 計算網(wǎng)格及邊界條件

計算域選擇為進氣室進口至離心葉輪進口前一倍葉片高度距離處，計算區(qū)域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格及多塊網(wǎng)格分區(qū)技術(shù)，以確保較高的網(wǎng)格正交性，進氣室計算網(wǎng)格如圖4所示，計算網(wǎng)格總量約260萬，計算中湍流模型選取k-ε湍流模型。

計算邊界條件設置如下：①進口邊界根據(jù)標準大氣條件給定總溫、總壓和氣流角(垂直于進口方向)，來流湍流度為3.4%;②出口邊界給定通流流量(7.4 kg/s)。

圖4 進氣室計算網(wǎng)格

3.1.2 計算結(jié)果及分析

表3給出了計算獲得的進氣室部件的進出口參數(shù)，數(shù)據(jù)表明，當壓氣機流量為7.4 kg/s時，進氣室總壓損失為804 Pa。

表3 計算獲得的進氣室部件進出口參數(shù)

圖5給出了進氣室壁面靜壓分布，圖6給出了進氣室出口截面的靜壓和速度分布。從圖6中可以清晰地看到，進氣室內(nèi)靜壓的主要變化區(qū)域集中于導流盆附近，在該區(qū)域沿著流動方向，流通面積逐漸減小形成收縮形通道，使得靜壓沿流動方向迅速降低，而速度增加。另外，由于進氣室?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)的影響，導致進氣室出口流動極不均勻，表現(xiàn)出兩方面的特征：①出口截面速度分布不均，外環(huán)部分速度高而內(nèi)環(huán)速度低；②出口截面靠近進氣室進口側(cè)區(qū)域速度高，而遠離側(cè)速度低，兩個區(qū)域均速差異約為20 m/s。

圖5 進氣室壁面靜壓分布

圖7給出了進氣室出口截面的X向及Y向速度分布，其結(jié)果表明，在離心葉輪進口存在周向速度，從而存在預旋，并且沿周向其預旋角度還存在差異。為全面分析離心壓氣機性能，需后續(xù)階段開展全通道性能計算。

3.2 通流部件初步性能計算結(jié)果分析

圖8給出了某型燃氣輪機離心壓氣機50%、60%、70%、80%、85%、90%、95%、100%和110%設計轉(zhuǎn)速下的壓比特性和效率特性，并給出了壓氣機的特性圖譜，其中對壓氣機計算流量進行了2.2%的縮小修正。從圖8中可以看出:在設計點壓比為9.031時，效率為77%；該壓氣機在95%設計轉(zhuǎn)速下可獲得最高效率，約為78.4%，當工作轉(zhuǎn)速偏離95%設計轉(zhuǎn)速時，其峰值效率均有所降低；當工作轉(zhuǎn)速超過100%設計轉(zhuǎn)速時，其工作效率會急劇下降。

圖6 進氣室出口截面靜壓及速度分布

圖7 進氣室出口截面X向及Y向速度分布

圖8 某型燃氣輪機離心壓氣機特性圖譜

結(jié)合壓氣機特性及壓氣機幾何結(jié)構(gòu)，可獲得該壓氣機級的基本幾何參數(shù)和氣動設計參數(shù)，詳見表4。

表4 離心壓氣機幾何和氣動設計參數(shù)

為了解離心壓氣機內(nèi)部典型復雜流動情況，取設計點工況進行詳細分析。圖9給出了離心壓氣機典型壓力分布，圖9(b)中，橫坐標為由入口至出口的無量綱長度。從圖9中可以看到，壓氣機內(nèi)的靜壓升主要在離心葉輪和徑向擴壓器中完成，且靜壓提高能力相當，而軸向擴壓器主要起導流的作用。

圖10給出了根、中、尖三截面的Ma分布，離心葉輪葉中和葉尖截面的進口相對馬赫數(shù)均超音，其中葉尖截面吸力面最高Ma大于1.4，且通道內(nèi)存在激波，分流葉片吸力面?zhèn)纫渤霈F(xiàn)較高速度，內(nèi)部流動極其復雜。在離心葉輪葉片通道的中下游區(qū)域，由于葉尖泄漏及離心力作用下的附面層遷移，在葉尖截面葉片通道中部形成離心葉輪的典型特征之一，即通道低速流體團。圖11給出了離心葉輪出口截面Ma分布，葉頂?shù)退倭黧w團主要集中于70%葉高至葉頂?shù)膮^(qū)域，而未沿徑向擴散至葉中截面，表明該離心葉輪設計良好。

圖9 離心壓氣機典型壓力分布

擴壓器是離心壓氣機的重要組成部分，實現(xiàn)將離心葉輪出口高速氣流的動能轉(zhuǎn)化為氣體靜壓的功能。離心壓氣機擴壓器一般包括徑向擴壓器和軸向擴壓器。

徑向擴壓器緊鄰離心葉輪出口，而離心葉輪出口氣流速度較高且不均勻，再加上離心葉輪出口寬度很小，徑向擴壓器入口與離心葉輪出口非常接近，兩者之間存在強烈的非定常相互作用；從圖10可以看到，徑向擴壓器三個截面的進口Ma均大于1，是典型的超音速徑向擴壓器，其性能對整個壓氣機級具有重要影響，制約著壓氣機級的穩(wěn)定工作范圍和效率提升，軸向擴壓器出口馬赫數(shù)為0.77。圖11給出了徑向擴壓器出口區(qū)域的速度矢量分布，在根、中、尖截面徑向擴壓器出口均出現(xiàn)較大的回流區(qū)域，尤其是根部截面，這將大幅削弱徑向擴壓器與軸向擴壓器的氣動匹配問題，惡化壓氣機性能。

4 結(jié)論

本文從工程實際需要出發(fā)，首先基于具備實驗數(shù)據(jù)的高壓比離心壓氣機進行數(shù)值計算方法校核驗證，核實計算精度，然后開展某型燃氣輪機高壓比離心壓氣機全三維氣動分析設計工作，主要得到以下結(jié)論：

(1) 進氣室在導流盆附近區(qū)域靜壓及速度變化劇烈，且沿周向分布不均勻。

(2) 進氣室出口速度分布不均勻，靠近進氣室進口側(cè)速度高，遠離側(cè)速度低；并且出口速度存在X向和Y向分量，即存在預旋效果；以上流動狀況對壓氣機性能的影響可通過后續(xù)全通道流場計算進行詳細考察。

(3) 初步獲得離心壓氣機的壓比特性、效率特性及綜合特性圖譜。

圖10 根、中、尖三截面Ma分布

圖11 徑向擴壓器出口速度矢量分布

參考文獻：

[1] Osbosne C,Runstadler PW,Stacy WD.Aerodynamic and mechanical design of an 8:1 pressureratio centrifugal compressor[R].Washington D C:NASA,1974.

[2] McKain T F,Holbrook G J.Coordinates for a high performance 4:1 pressure ratio centrifugal compresso[R].Washington DC:NASA，1997.