謝衛(wèi)紅，周 進(jìn)，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(xué) 航空航天學(xué)院，湖南 長沙 410083)

0 引言

壓氣機(jī)作為燃?xì)廨啓C(jī)的三大部件之一，其性能特性對燃?xì)廨啓C(jī)的輸出功率及耗油率等具有重要影響。對于離心壓氣機(jī)設(shè)計(jì)，其高壓比、高效率以及寬裕度一直是設(shè)計(jì)人員的研究重點(diǎn)，早在1975年，C Osbosne等人[1]已經(jīng)設(shè)計(jì)出壓比為8∶1的離心壓氣機(jī)，但是在跨音速引流部分參照了當(dāng)時較為成熟的軸流壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)。國外對于高壓比的離心壓氣機(jī)的研究進(jìn)展較快，但公開發(fā)表的文獻(xiàn)中對高壓比離心壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)過程以及詳細(xì)的氣動分析準(zhǔn)則提及較少，而國內(nèi)對于高壓比離心壓氣機(jī)的研究相對較少，相關(guān)工作有待進(jìn)一步研究。本文以HPCC離心壓氣機(jī)為研究對象對數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行了校核，然后在此基礎(chǔ)上，開展了單級壓比高達(dá)9的離心壓氣機(jī)氣動特性及內(nèi)部復(fù)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(dá)9的離心壓氣機(jī)，壓氣機(jī)部件包括進(jìn)氣室、離心葉輪、徑向擴(kuò)壓器和軸向擴(kuò)壓器等氣動元件，其中離心葉輪、徑向擴(kuò)壓器和軸向擴(kuò)壓器內(nèi)部流動具有周期性特征，稱之為通流部件，而進(jìn)氣室僅具備對稱性特征，稱之為進(jìn)氣室部件。為準(zhǔn)確計(jì)算壓氣機(jī)部件性能，本文在計(jì)算時擬將通流部件和進(jìn)氣室部件分開進(jìn)行計(jì)算，以期快速獲得壓氣機(jī)部件的初步氣動特性。

2 數(shù)值計(jì)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(jì)算方法進(jìn)行校核，為后續(xù)工作奠定基礎(chǔ)。本文的校核對象是NASA高壓比離心壓氣機(jī)，該壓氣機(jī)是由NASA Lewis研究中心設(shè)計(jì)，用于卡車/巴士及分布式發(fā)電機(jī)的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)。該壓氣機(jī)級的詳細(xì)設(shè)計(jì)參數(shù)和性能測試結(jié)果參見文獻(xiàn)[2]，主要結(jié)構(gòu)和設(shè)計(jì)參數(shù)見表1。圖1給出了離心壓氣機(jī)實(shí)驗(yàn)臺子午流道剖面示意圖，對帶無葉擴(kuò)壓器的實(shí)驗(yàn)，壓力和溫度測量探針位于測量點(diǎn)A，為離心葉輪出口半徑的1.18倍處；對帶葉片式擴(kuò)壓器的實(shí)驗(yàn)，壓力和溫度測量探針則位于測量點(diǎn)B。

表1 NASA高壓比離心壓氣機(jī)主要結(jié)構(gòu)和設(shè)計(jì)參數(shù)

2.2 計(jì)算網(wǎng)格及邊界條件

本文采用的數(shù)值計(jì)算軟件為CFX，數(shù)值計(jì)算區(qū)域?yàn)閴簹鈾C(jī)進(jìn)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(jìn)行了網(wǎng)格加密；頂部間隙區(qū)采用了蝶型網(wǎng)格拓?fù)浣Y(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(jì)算精度的影響，即保證網(wǎng)格獨(dú)立性，本文生成的計(jì)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(jì)算中湍流模型選取k-ε湍流模型。

數(shù)值模擬在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下進(jìn)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(jī)匣壁則定義為靜止；壓氣機(jī)進(jìn)口根據(jù)實(shí)驗(yàn)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(kuò)壓器通道交接面采用混合平面法進(jìn)行信息傳遞。

圖1離心壓氣機(jī)實(shí)驗(yàn)臺子午流道剖面示意圖圖2離心壓氣機(jī)三維計(jì)算網(wǎng)格

2.3 數(shù)值計(jì)算精度校核

表2對比了100%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算得到的NASA高壓比離心壓氣機(jī)的堵塞流量，帶葉片式擴(kuò)壓器的離心壓氣機(jī)數(shù)值計(jì)算堵塞流量比實(shí)驗(yàn)值約偏大2.2%。

表2 計(jì)算和實(shí)驗(yàn)得到的離心壓氣機(jī)堵塞流量

圖3給出了該NASA高壓比離心壓氣機(jī)100%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下數(shù)值計(jì)算分析和實(shí)驗(yàn)獲得的總壓比和絕熱效率特性對比，其中橫坐標(biāo)為利用各自堵塞流量進(jìn)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(jì)算與實(shí)驗(yàn)獲得的壓氣機(jī)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(jì)算獲得的壓比和絕熱效率略低于實(shí)驗(yàn)值；而在小流量工況，計(jì)算獲得的壓比略高于實(shí)驗(yàn)值，絕熱效率與實(shí)驗(yàn)值相當(dāng)。

3 某型離心壓氣機(jī)建模及計(jì)算分析

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

3.1 進(jìn)氣室部件初步性能計(jì)算

3.1.1 計(jì)算網(wǎng)格及邊界條件

計(jì)算域選擇為進(jìn)氣室進(jìn)口至離心葉輪進(jìn)口前一倍葉片高度距離處，計(jì)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(jìn)氣室計(jì)算網(wǎng)格如圖4所示，計(jì)算網(wǎng)格總量約260萬，計(jì)算中湍流模型選取k-ε湍流模型。

計(jì)算邊界條件設(shè)置如下：①進(jìn)口邊界根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣條件給定總溫、總壓和氣流角(垂直于進(jìn)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(jìn)氣室計(jì)算網(wǎng)格

3.1.2 計(jì)算結(jié)果及分析

表3給出了計(jì)算獲得的進(jìn)氣室部件的進(jìn)出口參數(shù)，數(shù)據(jù)表明，當(dāng)壓氣機(jī)流量為7.4 kg/s時，進(jìn)氣室總壓損失為804 Pa。

表3 計(jì)算獲得的進(jìn)氣室部件進(jìn)出口參數(shù)

圖5給出了進(jìn)氣室壁面靜壓分布，圖6給出了進(jìn)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(jìn)氣室內(nèi)靜壓的主要變化區(qū)域集中于導(dǎo)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(jìn)氣室?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)的影響，導(dǎo)致進(jìn)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(jìn)氣室進(jìn)口側(cè)區(qū)域速度高，而遠(yuǎn)離側(cè)速度低，兩個區(qū)域均速差異約為20 m/s。

圖5 進(jìn)氣室壁面靜壓分布

圖7給出了進(jìn)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(jìn)口存在周向速度，從而存在預(yù)旋，并且沿周向其預(yù)旋角度還存在差異。為全面分析離心壓氣機(jī)性能，需后續(xù)階段開展全通道性能計(jì)算。

3.2 通流部件初步性能計(jì)算結(jié)果分析

圖8給出了某型燃?xì)廨啓C(jī)離心壓氣機(jī)50%、60%、70%、80%、85%、90%、95%、100%和110%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下的壓比特性和效率特性，并給出了壓氣機(jī)的特性圖譜，其中對壓氣機(jī)計(jì)算流量進(jìn)行了2.2%的縮小修正。從圖8中可以看出:在設(shè)計(jì)點(diǎn)壓比為9.031時，效率為77%；該壓氣機(jī)在95%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下可獲得最高效率，約為78.4%，當(dāng)工作轉(zhuǎn)速偏離95%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速時，其峰值效率均有所降低；當(dāng)工作轉(zhuǎn)速超過100%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速時，其工作效率會急劇下降。

圖6 進(jìn)氣室出口截面靜壓及速度分布

圖7 進(jìn)氣室出口截面X向及Y向速度分布

圖8 某型燃?xì)廨啓C(jī)離心壓氣機(jī)特性圖譜

結(jié)合壓氣機(jī)特性及壓氣機(jī)幾何結(jié)構(gòu)，可獲得該壓氣機(jī)級的基本幾何參數(shù)和氣動設(shè)計(jì)參數(shù)，詳見表4。

表4 離心壓氣機(jī)幾何和氣動設(shè)計(jì)參數(shù)

為了解離心壓氣機(jī)內(nèi)部典型復(fù)雜流動情況，取設(shè)計(jì)點(diǎn)工況進(jìn)行詳細(xì)分析。圖9給出了離心壓氣機(jī)典型壓力分布，圖9(b)中，橫坐標(biāo)為由入口至出口的無量綱長度。從圖9中可以看到，壓氣機(jī)內(nèi)的靜壓升主要在離心葉輪和徑向擴(kuò)壓器中完成，且靜壓提高能力相當(dāng)，而軸向擴(kuò)壓器主要起導(dǎo)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(jìn)口相對馬赫數(shù)均超音，其中葉尖截面吸力面最高M(jìn)a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(fù)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(tuán)。圖11給出了離心葉輪出口截面Ma分布，葉頂?shù)退倭黧w團(tuán)主要集中于70%葉高至葉頂?shù)膮^(qū)域，而未沿徑向擴(kuò)散至葉中截面，表明該離心葉輪設(shè)計(jì)良好。

圖9 離心壓氣機(jī)典型壓力分布

擴(kuò)壓器是離心壓氣機(jī)的重要組成部分，實(shí)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(jī)擴(kuò)壓器一般包括徑向擴(kuò)壓器和軸向擴(kuò)壓器。

徑向擴(kuò)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(kuò)壓器入口與離心葉輪出口非常接近，兩者之間存在強(qiáng)烈的非定常相互作用；從圖10可以看到，徑向擴(kuò)壓器三個截面的進(jìn)口Ma均大于1，是典型的超音速徑向擴(kuò)壓器，其性能對整個壓氣機(jī)級具有重要影響，制約著壓氣機(jī)級的穩(wěn)定工作范圍和效率提升，軸向擴(kuò)壓器出口馬赫數(shù)為0.77。圖11給出了徑向擴(kuò)壓器出口區(qū)域的速度矢量分布，在根、中、尖截面徑向擴(kuò)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(kuò)壓器與軸向擴(kuò)壓器的氣動匹配問題，惡化壓氣機(jī)性能。

4 結(jié)論

本文從工程實(shí)際需要出發(fā)，首先基于具備實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的高壓比離心壓氣機(jī)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算方法校核驗(yàn)證，核實(shí)計(jì)算精度，然后開展某型燃?xì)廨啓C(jī)高壓比離心壓氣機(jī)全三維氣動分析設(shè)計(jì)工作，主要得到以下結(jié)論：

(1) 進(jìn)氣室在導(dǎo)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(jìn)氣室出口速度分布不均勻，靠近進(jìn)氣室進(jìn)口側(cè)速度高，遠(yuǎn)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(yù)旋效果；以上流動狀況對壓氣機(jī)性能的影響可通過后續(xù)全通道流場計(jì)算進(jìn)行詳細(xì)考察。

(3) 初步獲得離心壓氣機(jī)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(kuò)壓器出口速度矢量分布

參考文獻(xiàn)：

[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.