丁駿, 鄭健生, 鄭群, 隋永楓, 史德潤(rùn), 張宏偉

(1.杭州汽輪控股有限公司, 浙江 杭州 310022; 2.哈爾濱工程大學(xué) 動(dòng)力與能源工程學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150001; 3.杭州汽輪動(dòng)力集團(tuán)股份有限公司, 浙江 杭州 310022)

引氣系統(tǒng)被應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)F100-PW-220[1]和F404-GE-400[2],并已成為航空、船舶、工業(yè)等燃?xì)廨啓C(jī)的一個(gè)重要組成部分[3-4]。在工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)中,引氣口通常位于壓氣機(jī)級(jí)間,通過(guò)全周或周期性分布的引氣孔或者引氣槽,將壓氣機(jī)級(jí)間的高壓空氣引入環(huán)形的全周腔室,再通過(guò)一個(gè)或多個(gè)引氣管引向燃機(jī)的其他部件。

計(jì)算能力的提升為引氣系統(tǒng)的三維仿真提供了條件[5-8]。在引氣和引氣孔的數(shù)值計(jì)算中,可以采用一種簡(jiǎn)化的計(jì)算方法,即壁面網(wǎng)格上賦予源項(xiàng)代替引氣孔或者槽[9],邊界給定均勻的靜壓或者流速,能有效簡(jiǎn)化引氣計(jì)算過(guò)程,節(jié)約算力,提高仿真速度。邊界給定靜壓還能夠模擬出非均勻引氣的效果。但實(shí)際上對(duì)引氣孔或者槽與氣流通道一起進(jìn)行建模仿真才可能更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)引氣口及附近區(qū)域的真實(shí)流動(dòng)[10]。這是由于:1)氣缸內(nèi)表面的周向引氣槽位于動(dòng)葉葉頂,與泄漏流動(dòng)有較強(qiáng)的交互作用[10-12];2)靜葉柵通道內(nèi)的引氣孔或者引氣槽對(duì)二次流動(dòng)和橫向壓力梯度有較大的影響[13-14];3)研究的目標(biāo)是引氣不均勻性或者引氣槽/孔、引氣腔室和引氣管的幾何設(shè)計(jì)[15-17]。如若所研究的周向引氣槽位于動(dòng)靜葉片排之間,與葉柵通道內(nèi)的壓力場(chǎng)沒(méi)有較強(qiáng)的交互作用,引氣效果將呈現(xiàn)沿周向均勻的二維特性[18],此時(shí),以源項(xiàng)法預(yù)測(cè)級(jí)間引氣對(duì)主流的作用效果或?yàn)榭尚小?/p>

目前,真實(shí)引氣系統(tǒng)的研究依然較少,鮮有研究能夠同時(shí)兼顧壓氣機(jī)在起動(dòng)工況下的大引氣量[19]。因此,本文對(duì)某型工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)多級(jí)軸流壓氣機(jī)的級(jí)間引氣進(jìn)行三維仿真,對(duì)比采用源項(xiàng)法和直接網(wǎng)格劃分法研究級(jí)間引氣技術(shù)對(duì)主流道流場(chǎng)的影響,為準(zhǔn)確評(píng)估壓氣機(jī)級(jí)間引氣效果和級(jí)間引氣對(duì)于葉柵流場(chǎng)的影響提供參考。

1 多級(jí)軸流壓氣機(jī)及數(shù)值模擬方法

本文研究對(duì)象為一臺(tái)工業(yè)燃機(jī)多級(jí)軸流壓氣機(jī)的中間級(jí),計(jì)算域級(jí)間設(shè)計(jì)有一個(gè)靜葉與動(dòng)葉之間的全周引氣槽。

三維數(shù)值仿真采用商業(yè)軟件NUMECA?的FineTM模塊,通過(guò)三階非線(xiàn)性諧波法提高葉片排之間的流場(chǎng)信息傳輸質(zhì)量,湍流模型選用雷諾應(yīng)力模型EARSM,通過(guò)中心差分格式對(duì)空間進(jìn)行離散。網(wǎng)格劃分采用AutoGrid5TM,拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)采用默認(rèn)的O4H形式,葉頂間隙采用蝶形網(wǎng)格。動(dòng)葉徑向網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)89,葉頂間隙25,總網(wǎng)格數(shù)1 500萬(wàn)左右,y+最大值不大于3。

通過(guò)移動(dòng)動(dòng)/靜交界面的軸向位置,將級(jí)間引氣的引氣口完全劃分到上游靜葉的流域內(nèi),得到如圖1所示的三維計(jì)算網(wǎng)格。圖1(a)通過(guò)ZR effect的功能對(duì)引氣槽(簡(jiǎn)化后的引氣腔)內(nèi)的流域進(jìn)行了網(wǎng)格劃分。以收縮流道來(lái)簡(jiǎn)化引氣腔的具體結(jié)構(gòu),僅保留了引氣環(huán)槽的幾何結(jié)構(gòu),省略了下游的引氣環(huán)腔。將引氣槽的出口設(shè)置在遠(yuǎn)離主流的收縮通道出口,以一定的流量作為引氣出口的邊界。圖1(b)則省略了引氣的二次通道,憑借源項(xiàng)法,通過(guò)在氣缸內(nèi)壁面一定區(qū)域范圍內(nèi)的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上賦予一定的徑向流通量,模擬引氣口的引氣效果。

圖1 數(shù)值網(wǎng)格示意圖Fig.1 Schematic diagram of the numerical grid

本文利用文獻(xiàn)[20-25]壓氣機(jī)的幾何和試驗(yàn)數(shù)據(jù),通過(guò)對(duì)NACA的八級(jí)軸流壓氣機(jī)進(jìn)行仿真,驗(yàn)證了本文數(shù)值仿真方法的準(zhǔn)確性。

圖2所示為數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比,本文所采用的數(shù)值算法能夠準(zhǔn)確的捕捉到多級(jí)軸流壓氣機(jī)的堵塞流量,尤其是在較高的相對(duì)折合轉(zhuǎn)速下,堵塞流量和最高壓比均得到了較為準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)。在低轉(zhuǎn)速下試驗(yàn)的最高壓比相對(duì)較高,本文所采用的三維數(shù)值方法足以支撐研究工作的進(jìn)一步展開(kāi)。

圖2 NACA八級(jí)軸流壓氣機(jī)三維仿真方法校準(zhǔn)Fig.2 Three dimensional simulation method calibration of NACA eight stages axial compressor

2 數(shù)值結(jié)果處理及分析

本文提到了2種級(jí)間引氣的仿真方法,即引氣槽(簡(jiǎn)化后的引氣腔室)網(wǎng)格劃分法和源項(xiàng)法對(duì)主流流場(chǎng)的影響效果存在一定的差異,如圖3所示:1.0n代表100%相對(duì)折合轉(zhuǎn)速,引氣量1.28%是工業(yè)燃機(jī)壓氣機(jī)在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下常用的冷卻空氣比例;后文中的0.8n代表80%相對(duì)折合轉(zhuǎn)速,引氣量15.34%是工業(yè)燃機(jī)壓氣機(jī)在起動(dòng)過(guò)程中常用的防喘放氣比例。由于二者的計(jì)算原理不同,雖然都是設(shè)置的流量邊界,源項(xiàng)法導(dǎo)致所劃分的引氣口區(qū)域內(nèi),每一個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的徑向速度幾乎是一致的。而得益于對(duì)引氣腔二次流道的網(wǎng)格劃分,引氣口區(qū)域的流場(chǎng)更為接近實(shí)際情況,徑向通流主要集中在引氣口偏向下游的區(qū)域,上游的徑向速度較小,甚至于有溢流情況的出現(xiàn),即引氣槽內(nèi)的流體倒流入主流流道。

圖4給出了2種仿真方法下的周向平均流場(chǎng),同圖3為1.0n,引氣量1.28%。由于對(duì)引氣槽(簡(jiǎn)化后的引氣腔)進(jìn)行了網(wǎng)格劃分,三維仿真模擬出了引氣槽上游壁面的駐渦結(jié)構(gòu),與圖3中的低速區(qū)域?qū)?yīng),是造成引氣口溢流的主要原因。引氣流體繞過(guò)了緊貼上游壁面的駐渦,沿著引氣槽的下游壁面流出主流通道。而源項(xiàng)法則無(wú)法模擬出這一現(xiàn)象,引氣流量通過(guò)引氣口的區(qū)域被均勻引出主流通道。

圖3 引氣口的徑向速度云圖Fig.3 Contour map of radial velocity near the bleed slot

圖4 周向平均的相對(duì)馬赫數(shù)云圖和流線(xiàn)(1.0n,引氣量1.28%)Fig.4 Contour map of circumferentially averaged relative mach number and streamline (1.0n, lead gas 1.28%)

在多級(jí)壓氣機(jī)的起動(dòng)過(guò)程中,級(jí)間引氣作為主要的防喘手段,需要將引氣量提高到15%～25%的量級(jí)。

如圖5所示是相對(duì)折合轉(zhuǎn)速0.8n時(shí),低壓引氣口的實(shí)際流動(dòng)情況。由于引氣量的增大,更多的流體通過(guò)引氣口被引出主流通道,引氣槽上游壁面的駐渦結(jié)構(gòu)依然存在,但是尺度受到了壓縮(相對(duì)于圖4(a))。

圖5 周向平均截面的相對(duì)馬赫數(shù)云圖和流線(xiàn)(0.8n,引氣量15.34%)Fig.5 Contour map of circumferentially averaged relative mach number and streamline (0.8n, lead gas 15.34%)

本文所采用的2種計(jì)算方法原理上的不同,會(huì)對(duì)壓氣機(jī)的主流性能造成影響。本文取引氣口上游和下游的2個(gè)截面(圖6中的引氣口上游1截面和引氣口下游2截面)對(duì)比氣動(dòng)參數(shù)沿徑向的分布情況。

圖6 引氣口上下游截面示意Fig.6 Schematic diagram of the upstream and downstream section of the bleed slot

引氣口上游的靜葉落后角沿徑向的分布如圖7所示,2種仿真方法所造成的的影響主要集中在靠近氣缸附近,源項(xiàng)法造成靜葉落后角減小。當(dāng)引氣量較小時(shí),氣缸端區(qū)的靜葉落后角大于主流區(qū)域,源項(xiàng)法的預(yù)測(cè)結(jié)果偏小,但端區(qū)的落后角依然大于主流區(qū)域;當(dāng)引氣量較大時(shí),氣缸端區(qū)的流體甚至出現(xiàn)了過(guò)偏轉(zhuǎn),源項(xiàng)法的預(yù)測(cè)結(jié)果依然偏小,即過(guò)偏轉(zhuǎn)的程度更大。

圖7 引氣口上游的靜葉落后角沿徑向分布Fig.7 The radial distribution of the stator deviation upstream of the bleed slot

造成這一現(xiàn)象的主要原因,在于引氣量變化導(dǎo)致的軸向速度變化。圖8給出了引氣口上游的流量系數(shù)沿徑向的分布曲線(xiàn)。當(dāng)引氣量較小時(shí),由于端區(qū)二次流動(dòng)和附面層的發(fā)展,靠近氣缸附近的流量系數(shù)遠(yuǎn)小于主流區(qū)域。當(dāng)引氣量增大時(shí),氣缸端區(qū)的流量系數(shù)明顯增大,幾乎與主流的流量系數(shù)保持相同量級(jí)。而無(wú)論引氣量是否增大,相對(duì)于引氣槽網(wǎng)格劃分法,源項(xiàng)法預(yù)測(cè)端區(qū)的流量系數(shù)偏大,代表著更大的軸向速度,對(duì)應(yīng)圖8中更小的落后角。

圖8 引氣口上游的靜葉出口流量系數(shù)沿徑向分布Fig.8 The radial distribution of the stator outlet flow coefficient upstream of the bleed slot

不同仿真方法在徑向的影響主要集中在靠近氣缸附近,約20%～30%相對(duì)葉高的范圍以?xún)?nèi),對(duì)主流和輪轂端區(qū)幾乎沒(méi)有影響。

通過(guò)速度三角形還原這一基本現(xiàn)象,如圖9所示,當(dāng)引氣量增大時(shí),由于引氣口的抽吸作用,局部流體的軸向速度增大,而徑向速度保持不變,這就造成了靜葉出口的氣流角減小,落后角減小甚至于過(guò)偏轉(zhuǎn)。

圖9 引氣口上游的靜葉速度三角形變化Fig.9 The change of the velocity triangular upstream of the bleed slot

源項(xiàng)法不切合實(shí)際的抽吸量分布導(dǎo)致了引氣口靠近上游的區(qū)域過(guò)早加速,改變了引氣口上游的局部流場(chǎng),影響范圍覆蓋了葉頂20%～30%的相對(duì)葉高。

可見(jiàn),源項(xiàng)法簡(jiǎn)化了引氣口引氣量的不均勻分布,造成了局部流場(chǎng)的預(yù)測(cè)不切合實(shí)際。但是由于引氣的總量是給定的,對(duì)下游流場(chǎng)的影響相對(duì)較小,下游動(dòng)葉的入口相對(duì)氣流角沿徑向的分布曲線(xiàn)偏差較小(如圖10(c)所示),而靜葉柵的過(guò)濾作用使得上游靜葉入口的氣流角也幾乎重合(如圖10(a)所示)。

圖10 1.0n時(shí)引氣口上下游葉片的沖角/落后角的徑向分布Fig.10 The radial distribution of the incidence/deviation of the blades upstream and downstream the bleed slot at 1.0n

不同仿真方法在流動(dòng)方向上的影響主要集中在了引氣口上游,由于葉柵的過(guò)濾作用,不同仿真方法的影響在經(jīng)過(guò)1～2列葉柵之后大幅下降。

圖11～14分別為相對(duì)折合轉(zhuǎn)速1.0n和0.8n下的多級(jí)壓氣機(jī)的效率和壓比特性線(xiàn)。

圖11 1.0n時(shí)壓氣機(jī)等熵效率和壓比特性線(xiàn)(上游)Fig.11 Compressor isentropic efficiency and pressure ratio characteristic line at 1.0n (US)

圖12 1.0n時(shí)壓氣機(jī)等熵效率和壓比特性線(xiàn)(下游)Fig.12 Compressor isentropic efficiency and pressure ratio characteristic line at 1.0n(DS)

圖13 0.8n時(shí)壓氣機(jī)等熵效率和壓比特性線(xiàn)(上游)Fig.13 Compressor isentropic efficiency and pressure ratio characteristic line at 0.8n(us)

圖14 0.8n時(shí)壓氣機(jī)等熵效率和壓比特性線(xiàn)(下游)Fig.14 Compressor isentropic efficiency and pressure ratio characteristic line at 0.8n(DS)

無(wú)論橫坐標(biāo)是引氣口上游(US)還是下游(DS)的流量系數(shù),采用源項(xiàng)法并沒(méi)有對(duì)壓氣機(jī)的特性線(xiàn)造成明顯的影響。壓氣機(jī)的效率和壓比特性線(xiàn)幾乎重合,堵塞流量和喘振壓比也沒(méi)有明顯變化。

因此,如若不是要對(duì)引氣口上游的局部流場(chǎng)進(jìn)行研究,源項(xiàng)法足以支撐級(jí)間引氣對(duì)壓氣機(jī)總體特性的影響分析。

3 結(jié)論

1)對(duì)引氣腔進(jìn)行網(wǎng)格劃分,能夠更為真實(shí)的模擬引氣口的真實(shí)流動(dòng)情況,引氣口的徑向流速不均勻,甚至?xí)霈F(xiàn)溢流。

2)當(dāng)引氣量增大時(shí),由于引氣口的抽吸作用,局部流體的軸向速度增大,而徑向速度保持不變,這就造成了靜葉出口的氣流角減小,落后角減小甚至于過(guò)偏轉(zhuǎn)。源項(xiàng)法不真實(shí)的邊界條件改變了引氣口上游的流場(chǎng)。

3)由于上游靜葉的過(guò)濾作用,源項(xiàng)法的流向影響范圍有限,如若不是要對(duì)引氣口上游的局部流場(chǎng)進(jìn)行研究,源項(xiàng)法足以支撐級(jí)間引氣對(duì)壓氣機(jī)總體特性的影響分析。