某離心壓氣機(jī)優(yōu)化設(shè)計(jì)

田奎 唐方明 余佳

摘 要：為提高某離心壓氣機(jī)性能，對其進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。在不改變離心級進(jìn)出口尺寸、葉輪出口切線速度的前提下，優(yōu)化離心葉輪流道、葉片載荷以及切割徑向擴(kuò)壓器，并采用三維數(shù)值模擬方法對改進(jìn)設(shè)計(jì)和原設(shè)計(jì)的性能進(jìn)行對比分析，結(jié)果表明改進(jìn)設(shè)計(jì)與原始相比，離心級設(shè)計(jì)點(diǎn)流量增大近1%，設(shè)計(jì)點(diǎn)效率提高0.5個(gè)百分點(diǎn)，峰值效率提高0.6個(gè)百分點(diǎn)，喘點(diǎn)壓比提高了0.6%，綜合裕度維持不變。

關(guān)鍵詞：離心壓氣機(jī);優(yōu)化設(shè)計(jì);數(shù)值計(jì)算

近年來，隨著小型燃機(jī)和渦軸發(fā)動機(jī)的發(fā)展，離心壓氣機(jī)得到了廣泛的關(guān)注。與軸流式壓氣機(jī)相比，在相同的轉(zhuǎn)速和質(zhì)量流量的情況下，離心壓氣機(jī)有著較高的比功傳輸能力，因此廣泛地應(yīng)用于直升機(jī)和小型飛機(jī)的發(fā)動機(jī)上。

隨著氣動力學(xué)、材料學(xué)等相關(guān)學(xué)科的發(fā)展，單級離心壓氣機(jī)的壓比不斷升高，對其內(nèi)部流動的研究也逐漸增多。1976年，Eckardt[1]首次使用L2F方法，對一壓比為2.1的離心壓氣機(jī)出口的射流尾跡現(xiàn)象進(jìn)行了測量。Karin[2]也采用L2F方法對一壓比為4的離心葉輪進(jìn)行了測量，C Hah[3]對其進(jìn)行了三維數(shù)值模擬。隨后，Krain[4，5]又對進(jìn)口葉尖馬赫數(shù)高達(dá)1.3，壓比為6.1的離心葉輪進(jìn)口處的激波現(xiàn)象進(jìn)行了測量，C Hah[6]采用數(shù)值方法對其進(jìn)行了模擬。Zangeneh M.等[7]對一增壓6.2 的離心葉輪采用反方法進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，結(jié)果表明新設(shè)計(jì)的葉輪出口流場更為均勻，有利于提高葉輪氣動性能。

1 原型分析和改進(jìn)思路

對某離心壓氣機(jī)進(jìn)行了計(jì)算分析表明：離心壓氣機(jī)級的無量綱比轉(zhuǎn)速Ns約為0.565，是一個(gè)典型的低比轉(zhuǎn)速高亞音速離心級。其中，離心葉輪進(jìn)口葉尖馬赫數(shù)為0.96，出口馬赫數(shù)達(dá)到了0.915。在保持離心以及燃燒室接口尺寸不變的前提下，為進(jìn)一步提高離心壓氣機(jī)的性能，對離心級進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。保持葉輪出口半徑和出口寬度不變，對離心葉輪的流道和葉片的載荷進(jìn)行了相應(yīng)調(diào)整[8];同時(shí)在原徑向擴(kuò)壓器的基礎(chǔ)上，直接將其切割為弦長更短的葉片以改善徑擴(kuò)后半段的摻混。

2 改進(jìn)設(shè)計(jì)

圖1給出了原型和改型最優(yōu)方案離心葉輪根、尖β角分布。為進(jìn)一步提高離心葉輪性能，充分考慮了離心壓氣機(jī)比轉(zhuǎn)速特點(diǎn)，該種低比轉(zhuǎn)速離心葉輪子午流道較為狹長，流道進(jìn)出口面積比較小，葉輪中下游流道收縮比較平緩，為削弱跨間隙的二次流動對主流的影響，需要降低葉片表面載荷，結(jié)合該離心葉輪進(jìn)口為典型的亞音速進(jìn)氣條件，因此增大了葉輪進(jìn)口導(dǎo)風(fēng)輪部分的載荷。為改善徑向擴(kuò)壓器進(jìn)口來流的不均勻性，對葉輪出口葉片角進(jìn)行了相應(yīng)調(diào)整，采用出口根、尖葉片角不等設(shè)計(jì)，但平均值與原型保持一致。

離心葉片根部最大厚度3.2mm（葉片前緣最小曲率半徑為0.45mm）、尖部最大厚度1.2mm（葉片前緣最小曲率半徑0.2mm），小葉片切割位置根部11%，尖部22%子午流道長度，葉片數(shù)為13+13，保持和原型一致。

3 數(shù)值計(jì)算與結(jié)果分析

3.1 數(shù)值計(jì)算設(shè)置

采用CFX對離心壓氣機(jī)進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算域見圖2。計(jì)算及網(wǎng)格劃分具體設(shè)置如下：選取的湍流模型為BSL模型，各葉片排間的摻混模型選取Stage模型;各排葉片流體域均用TurboGrid 13.0劃分六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，且在葉片周圍劃分附面層網(wǎng)格。劃分的各排葉片網(wǎng)格數(shù)目見表1，其中離心葉輪的網(wǎng)格已包含間隙層網(wǎng)格，且間隙層的網(wǎng)格層數(shù)為10。改進(jìn)后的轉(zhuǎn)子和靜子葉片分別采用改進(jìn)前轉(zhuǎn)子和靜子的網(wǎng)格模板重新生成計(jì)算網(wǎng)格，其它葉片的計(jì)算網(wǎng)格不變。采用改進(jìn)前的計(jì)算前處理模板導(dǎo)入重新生成的離心和徑擴(kuò)的計(jì)算網(wǎng)格，其它計(jì)算設(shè)置保持不變，生成新的CFX計(jì)算文件。

3.2 壓氣機(jī)性能

圖3給出了優(yōu)化前后離心葉輪、徑向擴(kuò)壓器以及離心級性能對比。計(jì)算結(jié)果顯示，優(yōu)化以后，葉輪壓比維持不變，葉輪峰值效率和設(shè)計(jì)點(diǎn)效率均提高0.4個(gè)百分點(diǎn)，徑向擴(kuò)壓器峰值和設(shè)計(jì)點(diǎn)總壓恢復(fù)系數(shù)均提高0.3個(gè)百分點(diǎn)，離心級設(shè)計(jì)點(diǎn)流量增大近1%，設(shè)計(jì)點(diǎn)效率提高0.5個(gè)百分點(diǎn)，峰值效率提高0.6個(gè)百分點(diǎn)，喘點(diǎn)壓比提高了0.6%。可以看出，優(yōu)化設(shè)計(jì)后，離心級的性能明顯得到提升，優(yōu)化設(shè)計(jì)效果明顯。

3.3 內(nèi)部流場分析

圖4為離心葉片根、中、尖載荷分布圖，結(jié)果顯示， 改進(jìn)后根、中、尖截面葉片前20%弦長段加載增加，20%-80%弦長段載荷有所下降。由于此離心葉輪進(jìn)口尖部為亞音來流，增加葉片前段的載荷不會導(dǎo)致效率的下降，而中后部載荷的降低將有助于抑制間隙泄露流和二次流，利于效率的提升。

圖5-圖6為改進(jìn)前后離心葉輪根、中、尖通道極限流線圖，結(jié)果顯示，改進(jìn)后離心通道流場更加順暢，各葉高截面間隙泄露流和二次流均得到改善，尤其是中上部截面，改善更加明顯。間隙泄露流和二次流的改善將利于效率的提升。

圖7-圖8為徑向擴(kuò)壓器根中尖截面馬赫數(shù)云圖，結(jié)果顯示，改進(jìn)后，徑向擴(kuò)壓器各截面葉背低速區(qū)明顯減小，附面層減薄，流動更加順暢。低速區(qū)的減小有利于效率的提升和流量的增大。

4結(jié)束語

本文對某離心壓氣機(jī)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，在不改變離心級進(jìn)出口尺寸、葉輪出口切線速度的前提下，通過優(yōu)化離心葉輪流道、葉片載荷以及切割徑向擴(kuò)壓器，削弱了葉輪的間隙泄露流和二次流，減小了徑向擴(kuò)壓器各葉高的低速區(qū)，使得離心級設(shè)計(jì)點(diǎn)流量增大近1%，設(shè)計(jì)點(diǎn)效率提高0.5個(gè)百分點(diǎn)，峰值效率提高0.6個(gè)百分點(diǎn)，喘點(diǎn)壓比提高了0.6%。

參考文獻(xiàn)：

[1]Eckardt D. Detailed Flow Investigations Within a High Speed Centrifugal Compressor Impeller [R]. ASME Paper 76-FE-13，1976.

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[3]Hah C， Krain H. Secondary Flows and Vortex Motion in a High-Efficiency Backswept Impeller at Design and Off-Design Conditions [J]. Journal of Turbomach， 1990，112.

[4]Krain H Hoffmann B， Par H. Aerodynamics of a Centrifugal Compressor Impeller With Transonic Inlet Conditions [R].ASME Paper 95-GT-79，1995.

[5]Krain H. Investigations of the Flow Through a High Pressure Ratio Centrifugal Impeller [R]. ASME Paper.

[6]Hah C， Krain C. Analysis of Transonic Flow Fields Inside a High Pressure Ratio Centrifugal Compressor at Design and Off Design Conditions [R]. ASME Paper 99-GT-446，1999.

[7]Zangeneh M.， Amarel N.， Daneshkhah K. et al. Optimization of 6.2：1 pressure Ratio Centrifugal Compressor Impeller by 3D Inverse Design[R]. ASME paper， GT2011-46505， 2011.

[8]彭澤琰，劉剛.航空燃?xì)廨啓C(jī)原理（上冊）.北京：國防工業(yè)出版社，2000，54-58.

作者簡介：

田奎（（1988-）男，漢族，湖北仙桃人，碩士，工程師，現(xiàn)就職于中國航發(fā)湖南動力機(jī)械研究所，研究方向：壓氣機(jī)氣動設(shè)計(jì)。