壓縮機進氣室優(yōu)化設計改進

冀春俊 高 健 冀文慧/大連理工大學

李秀剛/沈陽鼓風機集團股份有限公司

0 引言

21 世紀是大量能源消耗的時代，隨著能源需求量不斷增長并且日益迫切，節(jié)能減排問題與可再生能源利用問題越來越受到世界范圍內的廣泛關注。我國現如今也高度關注能源問題，國家能源“十二五”規(guī)劃中明確提出“能源品質”問題[1]。壓縮機作為重要葉輪機械，在航空航天、能源、化工及冶金等領域發(fā)揮著極其重要的作用。由于其在眾多領域中的重要作用，國家近年來不斷加大對其的研究開發(fā)[2-3]。要想提高壓縮機的效率，首先應必須對其進氣結構進行研究，保證機組合理運轉，提高效率[4]。原有的進氣結構頭部有隔板分離，旋轉進氣過程中勢必會形成旋渦。然而，改進后的“心形”蝸殼式進氣結構，氣體邊旋轉邊進入葉輪，頭部流量減少，后續(xù)通道氣體不足，故采用“心形”漸縮通道。同時，進氣室頭部的圓弧形設計，與原結構相比，少了氣流與隔板之間的對沖，減少了壓力損失，同時進氣均勻性有所提高，更符合流動規(guī)律。氣流周向進氣均勻性的提高有助于下一級流動的穩(wěn)定性[5]。相對于整個機組來說，機械效率高和工作穩(wěn)定性好，無疑為提高裝置的可靠性和經濟性[6]打下了堅實的基礎。由此可見，對壓縮機進口模型的研究有很大的必要性。

本文利用Pro/E軟件對現有的進口結構進行造型，運用Numeca 軟件進行網格劃分和計算。之后，通過利用數值模擬優(yōu)化的方法對整個模型級進行分析，最終獲得最優(yōu)化組合，進而提高葉輪的性能[7-12]。

1 物理模型

圖1是廠方給出的原壓縮機進氣結構模型，整個模型分為壓縮機進氣室和第一級葉輪兩部分。圖1 中1 為壓縮機進口，2 為肋板，3 為進氣室出口與第一級葉輪相接的轉靜子交界面，4 為第一級單通道葉輪。

圖1 進氣室加第一級葉輪模型圖

2 計算方法、網格及邊界條件

隨著優(yōu)化技術與三維雷諾平均N-S 分析相結合的發(fā)展，透平機械的高效設計成為可能。在眾多的優(yōu)化技術中，使用代理模型的系統(tǒng)優(yōu)化策略被廣泛應用在高性能透平機械的設計中[13]。

本文采用CFD 計算軟件中優(yōu)越的數值模擬軟件NUMECA，來分析并優(yōu)化離心壓縮機的重要一環(huán)——進氣室結構的內部三維、可壓縮、黏性流動。分析中選用NUMECA 軟件中給定的Turbulent Navier-Stokes 方程組及Sparlart-Allmaras 湍流模型。同時，本文采用數值模擬方法中常常采用的中心差分格式及多重網格技術。本文中，網格劃分分為兩部分，分別采用可視化網格生成軟件IGG/AutoGrid 生成進氣室網格和葉輪網格。之后，利用IGG中網格連接模塊實現進氣室網格和葉輪網格的連接[14]。

2.1 控制方程

在計算流體力學法(CFD)中，通常使用計算數學的方法，對流場的控制方程進行離散，將復雜的流場離散到一系列網格節(jié)點或中心上求其數值解。計算流體力學法中，常常應用的控制方程分別為連續(xù)性方程、動量方程和能量方程。常常將以上三組方程聯立組成方程組，稱為N-S 方程組。N-S 方程組（即連續(xù)性方程、動量方程和能量方程）是流體流動所遵守的普遍規(guī)律[15]。

2.2 計算網格生成

采用Numeca軟件中的IGG模塊進行網格劃分，應用六面體網格。整個計算模型所用的網格總數為1 300 萬，所有近壁區(qū)域的網格都適當加密，第一層網格尺度約為0.02mm。生成網格的質量均滿足長寬比、正交角和延展比條件。網格劃分質量達到了NUMECA 軟件計算的要求，極大程度地保證了計算的準確度和精度。具體的進氣室和葉輪網格劃分見圖2。

圖2 進氣室加第一級葉輪網格圖

2.3 邊界條件

徑向進氣室主氣流進氣方向給定，主氣流進口給定邊界條件為總壓和總溫，混合氣出口給定質量流量。轉動壁面給定轉速，其他壁面轉速為0。進口總壓為340 000Pa，總溫281.35K，出口質量流量為19.81kg/s，葉輪轉速為11 184r/min。

表1 計算設置表

3 計算結果分析

所設計的壓縮機要有較高的效率，在蝸殼內主要有三種損失：內泄漏損失、二次流損失和摩擦損失。內泄漏損失是由結構所決定的，在蝸殼和出風筒所構成的環(huán)形通道內有循環(huán)流動，在流動過程中會產生損失。對于摩擦損失，目前表面粗糙度對摩擦損失的影響較小，這是因為現代科學技術的提高，使制造工藝有很大的提高，可使摩擦損失變得更小。如今，壓縮機各個部件的結構影響著它的效率，其中蝸殼和隔板的形狀更是對壓縮機的內部流動產生著重要的影響[16]。

經過計算發(fā)現，進氣室連帶第一級葉輪的效率為86.6%，壓比為1.608 7。

圖3 為分離隔板兩側氣流分布。分離隔板起到了很好的氣流分離作用，但是由于葉輪高速旋轉，必將對進氣室中的氣流產生一定的反作用，導致進氣室中氣流紊亂?？梢钥闯觯蛛x隔板左側產生氣體分離，形成低速區(qū)。

圖3 進氣室隔板邊緣氣流分布圖

截取進氣室出口面（第一級葉輪的進口面），分析其總壓分布。發(fā)現總壓分布較為均勻，壓差為25 000Pa，給定的進口總壓為340 000Pa，壓差百分比為7.35%。因為進氣室進氣作用是為下級葉輪做功、整機運行打基礎，所以進氣的均勻性將直接影響整機效率。由圖4可以看出，進氣均勻性有相對較大的提升空間。

圖4 進氣室出口面總壓分布圖

截取進氣室進口環(huán)面圖加以分析，圖5所示為進口環(huán)面。

圖5 進氣室進口環(huán)面示意圖

選擇壓力分布為330 000～360 000Pa，由圖6可以看出，壓力分布很不均勻，而且左側存在很明顯的低壓區(qū)。

圖6 進氣室進口環(huán)面總壓分布圖

圖7所示為進氣室頭部氣流分布圖，明顯發(fā)現產生了旋渦，而且氣流撞擊隔板，形成了回流現象。此種現象造成了氣流損失，導致效率降低。

圖7 進氣室頭部氣流分布流速圖

經分析，導致進氣室出口面壓力分布不均勻的因素為葉輪轉動。葉輪高速旋轉運動過程中，產生巨大的離心力，造成進氣室出口面速度分布不均，進而造成壓力分布不均勻。此種原因使得對稱的進氣室模型產生不同的壓力分布，由上述壓力分布圖可以看出左側壓力損失較大，且分離隔板左側分離現象明顯。

同時，進氣室頂端設計存在缺陷，沒有做到很好地“引流”作用，使得頂端存在大量旋渦，形成低壓區(qū)。低壓區(qū)的出現干擾了整個流場分布，導致進氣室效率降低。

本文針對以上現象，提出修改方案如下文所示。

4 設計方案修改及計算分析

由于原蝸殼設計方案存在對第一級葉輪進氣不均勻和進氣室頭部有旋渦現象，經分析和查閱相關資料發(fā)現，與等截面設計有很大關系。但由于相關文獻資料不足，嘗試修改為三種變截面。

如圖8所示，通過計算、分析發(fā)現，第一種設計方案對氣流引導，頭部改變角度過大，產生了很嚴重的旋渦。第二種設計方案稍有改善，但是頭部仍存在旋渦。故采用第三種設計方案。采用漸縮通道設計，因氣流邊在蝸殼中旋轉邊進入第一級葉輪，所以氣量必將減少。而漸縮通道形成加速效果，符合氣體流動規(guī)律，使得氣體充溢在整個進氣室中。而且進氣室頭部圓弧形設計起到了對氣流的引導作用，滿足設計要求。通過Numeca軟件中的后處理模塊CF-view分析發(fā)現，壓縮機進氣室頭部旋渦基本消失，而且進氣室出口與第一級葉輪的轉靜子面之間壓力分布均勻，這將使得葉輪有更好的做功條件，為整機效率提供了很大的保證。

圖8 進氣室三種變截面修改圖

經過計算分析，第三種進氣室形狀更貼近真實流動情況，計算結果圖片不一一列舉。選用第三種模型計算結果與原始模型進行對比。

改進后隔板處仍有分離現象，但是與原隔板處氣流分布相比較為對稱，且分離面積較小。說明了進氣室結構設計的合理性，見圖9。

圖9 改進后進氣室隔板邊緣氣流分布圖

采用相同分布范圍作標尺，發(fā)現改進后進氣室出口截面上的總壓分布比原模型更為均勻，為下級葉輪做功提供了很好的進氣條件，見圖10。

圖10 改進后進氣室出口截面總壓分布圖

新模型進口環(huán)面可以清晰地顯示出“心形”蝸殼進氣方式的進氣均勻性。與原模型相比，左側低壓分布消失，進氣更為均勻，勢必將提高整機效率，見圖11。

圖11 改進后進氣室進口環(huán)面總壓分布圖

截取蝸殼頭部剖截面圖可以看出，“心形”進氣結構已經基本解決頭部旋渦的現象，使得氣體流動更為自然、順暢，見圖12。證明了進氣室頭部設計的合理性，對氣流的引導作用明顯加強。

圖12 改進后進氣室頭部氣流分布流速圖

經對比發(fā)現，改進后的“心形”結構設計，效率和壓比明顯提高，優(yōu)化效果明顯（表2），符合設計要求。

表2 原結構與改進后效率、壓力對比表

5 結論

1）原有進氣室形狀在進氣隔板處一側分離現象較大是由于葉輪旋轉，反作用于進氣室形成的。其根本原因在于進氣室中的進氣方式為氣體一邊通過蝸殼旋轉一邊進入葉輪，原始進氣室頭部并沒有因為氣流量減少而縮減通流面積，導致氣流紊亂。

2）比較分析得出，“心形”結構更加符合進氣室流動。通過對比前后進氣室出口面和進口環(huán)面的總壓分布情況，可以看出，“心形”蝸殼進氣結構為下級葉輪提供了更好的進氣和做功條件。

3）比較前后兩種進氣結構頭部發(fā)現，“心形”進氣結構頭部旋渦基本消除，且無回流現象。由此得出結論，“心形”進氣結構更符合蝸殼進氣方式，氣流損失小，均勻性良好。

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