葉片前緣傾掠對(duì)離心葉輪氣動(dòng)性能的影響

趙會(huì)晶,王志恒,唐永洪,席光

(西安交通大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,710049,西安)

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葉片前緣傾掠對(duì)離心葉輪氣動(dòng)性能的影響

趙會(huì)晶,王志恒,唐永洪,席光

(西安交通大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,710049,西安)

為了研究葉片前緣傾掠對(duì)離心葉輪氣動(dòng)性能及穩(wěn)定工況范圍的影響,在葉片前緣處沿子午面弦長(zhǎng)方向進(jìn)行葉尖前掠、葉尖后掠、葉根前掠、葉根后掠,實(shí)現(xiàn)了4種不同的葉片前緣傾掠。研究結(jié)果表明,對(duì)跨聲速離心葉輪,葉尖前掠和葉根前掠可提高葉輪最高等熵效率和壓比;葉尖后掠對(duì)葉輪等熵效率影響很小,但可降低葉輪壓比;葉根后掠使葉輪等熵效率和壓比均有所降低。同時(shí),葉尖前掠和葉根后掠可提高其失速裕度,葉尖后掠和葉根前掠則可減小其失速裕度。為了便于比較,還研究了一個(gè)亞聲速葉輪。研究發(fā)現(xiàn),與跨聲速葉輪相比,葉片前緣傾掠對(duì)亞聲速葉輪的等熵效率和壓比影響更小,但對(duì)失速裕度的影響和跨聲速葉輪相似。對(duì)跨聲速葉輪,葉尖前掠是提高其等熵效率、壓比和失速裕度的一種有效方法。

前緣傾掠;跨聲速;亞聲速;總體性能;失速裕度

隨著離心壓縮機(jī)在石油化工、制冷系統(tǒng)、渦輪增壓器、微型燃?xì)廨啓C(jī)等工業(yè)領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用,對(duì)其性能的要求也越來(lái)越高,因此不斷提高其性能是研究人員面臨的一個(gè)問(wèn)題。研究某些幾何特征對(duì)壓縮機(jī)性能的影響,進(jìn)而采取措施來(lái)提高壓縮機(jī)效率和壓比,擴(kuò)大其穩(wěn)定工況范圍是研究人員的一個(gè)重要方法[1-2]。

20世紀(jì)初期葉片掠首先在軸流壓氣機(jī)中得到應(yīng)用,至今已進(jìn)行了很多相關(guān)研究。葉片掠效應(yīng)的早期研究是應(yīng)用葉片后掠來(lái)提高性能,Hah等對(duì)一個(gè)跨聲速風(fēng)機(jī)的研究發(fā)現(xiàn),葉片前掠和后掠對(duì)風(fēng)機(jī)效率影響不大,但前掠可以增加風(fēng)機(jī)的失速裕度,后掠則減小風(fēng)機(jī)的失速裕度[3-4]。Jang等通過(guò)葉片的彎、傾、掠對(duì)一個(gè)跨聲速軸流壓縮機(jī)進(jìn)行了優(yōu)化,最優(yōu)的葉輪內(nèi)部流動(dòng)分離和激波強(qiáng)度減小,效率得到提高,其中葉片彎曲是提高葉輪效率最有效的方法[5]。與軸流壓縮機(jī)相比,關(guān)于離心壓縮機(jī)葉片前緣掠的氣動(dòng)效應(yīng)的研究比較有限,Hazby等研究得出前掠可以得到更高的效率和更寬的穩(wěn)定工況范圍,后掠與之相反。Krain等則通過(guò)葉片前緣后掠得到了更高的效率和更大的堵塞流量[6]。Ganes等通過(guò)改變不同的前掠角和后掠角,發(fā)現(xiàn)掠效應(yīng)與掠角大小有關(guān),前掠和后掠各有優(yōu)勢(shì)[7]。Xu等發(fā)現(xiàn)離心葉輪葉片前緣傾對(duì)葉輪的性能有很大影響,前傾和后傾均能提高葉輪的最高效率,但后傾得到的效率最高,前傾得到的穩(wěn)定工況范圍最大[8]。

以上關(guān)于軸流壓縮機(jī)和離心壓縮機(jī)的前緣掠的研究并沒(méi)有得出一致結(jié)論,可能是研究人員所研究的對(duì)象不同造成的,例如在跨聲速葉輪中,葉片前緣掠可以通過(guò)控制激波強(qiáng)度和位置達(dá)到改變?nèi)~輪性能的目的,但在沒(méi)有激波的亞聲速葉輪中,效果有可能不同。

本文沿子午面弦長(zhǎng)方向改變?nèi)~片前緣葉尖或葉根位置來(lái)引入葉片前緣掠。由于葉片結(jié)構(gòu)的三維特性,這種方法在引入前緣掠的同時(shí),也引入了周向傾。為了方便,將復(fù)合掠傾簡(jiǎn)稱為掠。為了進(jìn)一步理解葉片前緣掠影響離心葉輪性能的機(jī)理,更好地將葉片前緣形狀的優(yōu)化應(yīng)用于離心壓縮機(jī),提高其性能,本文首先對(duì)一個(gè)半開(kāi)式跨聲速葉輪進(jìn)行了數(shù)值模擬,分析了葉片前緣掠對(duì)其氣動(dòng)性能和流動(dòng)結(jié)構(gòu)的影響。然后,為了研究葉片前緣掠對(duì)不同葉輪性能的影響,又對(duì)一個(gè)亞聲速葉輪進(jìn)行了分析,并與跨聲速葉輪中葉片前緣掠的影響進(jìn)行了對(duì)比。

1 研究對(duì)象及方法

1.1 研究對(duì)象

本文以跨聲速葉輪(模型1)和亞聲速葉輪(模型2)為研究對(duì)象,其參數(shù)如表1所示。

表1 葉輪基本參數(shù)

1.2 葉片前緣彎、傾、掠的定義

本文所采用的葉片前緣傾、掠、彎的定義方法如圖1所示。彎曲方向和葉輪旋轉(zhuǎn)方向相同時(shí)為前彎,反之為后彎。同樣,與葉輪旋轉(zhuǎn)方向相同的傾為前傾,反之為后傾。對(duì)掠的定義是在子午面上進(jìn)行的,沿著子午面弦長(zhǎng)S方向改變?nèi)~片前緣位置,與來(lái)流方向相反的移動(dòng)為前掠,反之為后掠,可分為葉尖掠和葉根掠。

1.3 葉片設(shè)計(jì)方法

本文所研究的兩個(gè)葉輪葉片均為直紋面,由葉尖和葉根兩條型線確定。所采用的葉片前緣掠的方法是保持葉根和葉尖的葉片角β分布不變,沿著子午面弦長(zhǎng)方向改變?nèi)~片前緣位置。為了孤立葉片前緣形狀和位置變化產(chǎn)生的影響,必須保證葉片后半部分形狀和位置不變,從尾緣開(kāi)始積分

(1)

得到葉片包角θ?？芍?在β分布規(guī)律和尾緣包角θT不變的情況下,由于葉片前緣位置的變化會(huì)引起葉片弧長(zhǎng)變化,從而使葉片前緣的包角θ發(fā)生變化,但為了消除沖角變化的影響,葉片進(jìn)口安裝角保持不變。如圖1b所示,為了進(jìn)行對(duì)比研究,本文首先設(shè)計(jì)了5種長(zhǎng)葉片(短葉片不變):沒(méi)有掠的原型葉片(UOB)、葉尖前掠葉片(TFB)、葉尖后掠葉片(TBB)、葉根前掠葉片(RFB)、葉根后掠葉片(RBB)。定義葉片前緣線與原型葉片前緣線(徑向線)的夾角為掠角,兩個(gè)模型的所有掠形的掠角相等。葉片模型如圖2所示,由圖可知,這種方法在引入掠的同時(shí)也引入了傾。葉尖前掠和葉根后掠使葉片前緣發(fā)生與葉輪旋轉(zhuǎn)方向相反的傾斜,即后傾;葉尖后掠和葉根前掠使葉片前緣發(fā)生與葉輪旋轉(zhuǎn)方向相同的傾斜,即前傾。

(a)葉片前緣彎、傾 (b)葉片前緣掠 圖1 葉片前緣彎、傾、掠的定義

1.4 數(shù)值模擬方法

為了減小擴(kuò)壓器對(duì)葉輪的影響,葉輪后接等面積無(wú)葉擴(kuò)壓器,計(jì)算模型如圖3所示。葉輪模型及其掠的引入均在ANSYSBLADEGEN中形成,在TURBOGRID中生成葉輪結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,利用ICEM生成無(wú)葉擴(kuò)壓器結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。本文利用ANSYSCFX求解URANS方程和SST(shearstresstransport)湍流模型對(duì)離心葉輪流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬,通過(guò)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性檢驗(yàn),在平衡計(jì)算精度和計(jì)算資源的基礎(chǔ)上,兩個(gè)模型的整個(gè)計(jì)算域的網(wǎng)格分別約為119萬(wàn)和90萬(wàn),Y+均在10左右。進(jìn)口給定總溫、總壓和速度方向,出口在大流量下給定靜壓,小流量下給定質(zhì)量流量。收斂判據(jù)為均方根殘差小于10-5,進(jìn)、出口質(zhì)量流量差小于0.1%,效率變化小于0.01%。

2 結(jié)果及討論

2.1 掠對(duì)跨聲速葉輪性能的影響

為了研究前掠和后掠程度對(duì)葉輪性能的影響,以葉尖前掠和葉尖后掠為例,進(jìn)一步增大葉尖前掠角和葉尖后掠角,分別得到前掠葉片(TFB-1)和后掠葉片(TBB-2)。數(shù)值模擬所得的掠葉輪及原型葉輪的等熵效率-質(zhì)量流量曲線和壓比-質(zhì)量流量曲線分別如圖4a和圖4b所示。由圖4可知,葉片前緣掠對(duì)葉輪的壓比、等熵效率和工況范圍(失速工況和堵塞工況)均有顯著影響,而且影響效果與掠的程度有關(guān)。根據(jù)圖4a,與原型葉輪相比,葉尖前掠和葉根前掠均使葉輪最高等熵效率(質(zhì)量流量為1.3kg/s)提高0.28%,特別是在大流量下等熵效率提高近1%。葉尖后掠得到的葉輪最高等熵效率沒(méi)有變化,而葉根后掠則使最高等熵效率下降0.2%。增加前掠和后掠角,對(duì)等熵效率的影響變化不大,只是增加前掠角后,可進(jìn)一步提高小流量下的等熵效率。

(a)葉尖前掠和后掠 (b)葉根前掠和后掠圖2 葉片模型

(a)跨聲速葉輪 (b)亞聲速葉輪圖3 計(jì)算模型

由壓比-質(zhì)量流量曲線可知,葉尖前掠使葉輪壓比在整個(gè)穩(wěn)定工況范圍內(nèi)得到提高,而且隨著葉尖前掠角增加,壓比進(jìn)一步提高,特別是在小流量下,TFB-1相對(duì)TFB壓比提高了約1.3%,相對(duì)原型葉輪提高了約4%。葉根前掠在大流量下使壓比提高,而葉尖后掠和葉根后掠則使葉輪壓比降低,但進(jìn)一步增加后掠程度,對(duì)壓比的變化影響很小。這里葉片前緣掠對(duì)壓比的影響與兩個(gè)因素有關(guān):①如上所述,葉片前緣掠對(duì)葉輪等熵效率的影響;②葉尖前掠和葉根前掠增加了葉片弦長(zhǎng),即增加了葉輪的做功能力,而后掠與之相反。葉輪的失速裕度SR和堵塞裕度CR分別定義為

(2)

(3)

按照上述定義計(jì)算得到葉片前緣掠對(duì)葉輪失速裕度和堵塞裕度的影響如表2所示。

由圖4及表2可知,葉尖前掠和葉根后掠使葉輪失速裕度增大,

葉尖后掠和葉根前掠使失速裕度

減小,葉尖前掠角越大,失速裕度越大。堵塞裕度主要受葉根掠的影響,受葉尖掠的影響很小。葉根前掠堵塞裕度增大,葉根后掠堵塞裕度減小。

(a)壓比-質(zhì)量流量曲線

(b)等熵效率-質(zhì)量流量曲線圖4 葉片前緣掠對(duì)葉輪性能的影響

(a)葉片前緣截面馬赫數(shù)分布

(b)20%子午面弦長(zhǎng)位置截面馬赫數(shù)分布

由以上分析可知,綜合考慮效率、壓比和工況范圍,葉尖前掠是提高葉輪性能的一種有效方法,而且隨著葉尖前掠角的增加,這種效果越明顯。

(c)50%子午面弦長(zhǎng)位置截面馬赫數(shù)分布圖5 葉片前緣形狀和位置對(duì)葉輪流場(chǎng)的影響

2.2 葉片前緣掠對(duì)跨聲速葉輪流場(chǎng)的影響

由掠引起的葉片前緣附近形狀的變化會(huì)使葉輪流場(chǎng)發(fā)生變化。如圖5所示,沿流線方向取3個(gè)截面,研究葉片前緣掠對(duì)馬赫數(shù)分布的影響。由于葉根后掠與葉尖前掠相似,葉根前掠與葉尖后掠相似,為了節(jié)省篇幅,這里以葉尖前掠和葉尖后掠為例說(shuō)明。截面1位于葉片前緣進(jìn)口附近,由圖5a可知所有葉片均在輪盤和壓力面夾角處有最小馬赫數(shù),原型葉片、葉尖后掠和葉根前掠葉片在壓力面和吸力面靠近輪蓋的位置有兩個(gè)最大馬赫數(shù)區(qū),存在兩道激波,而且由于較強(qiáng)的激波與邊界層相互作用,在80%葉高以下吸力面附近出現(xiàn)流動(dòng)分離。葉尖前掠和葉根后掠不但可減小輪蓋和吸力面夾角的最大馬赫數(shù),而且在壓力面靠近輪蓋的位置沒(méi)有出現(xiàn)激波。截面2位于20%子午面弦長(zhǎng)位置,馬赫數(shù)分布和截面1相似,但原型葉片、葉尖后掠和葉根前掠葉片壓力面的高馬赫數(shù)區(qū)消失,在原型葉片、葉尖前掠和葉根前掠葉片壓力面靠近輪蓋處反而出現(xiàn)了低馬赫數(shù)區(qū)。這是由葉頂間隙泄漏流引起的,說(shuō)明葉頂間隙泄漏流在20%子午面弦長(zhǎng)位置已和葉片壓力面接觸。截面3位于50%子午面弦長(zhǎng)位置,即分流葉片之后。根據(jù)圖5c,在50%子午面弦長(zhǎng)位置所有葉片的馬赫數(shù)分布幾乎相同,可知葉片前緣掠對(duì)葉輪后半部分流場(chǎng)幾乎沒(méi)有影響。

(a)1.42 kg/s(b)1.3 kg/s(c)1.15 kg/s(d)1.1 kg/s圖6 不同質(zhì)量流量下原型葉輪葉頂間隙泄漏渦分布

由以上分析可知,葉片前緣掠對(duì)葉輪失速點(diǎn)有顯著的影響。對(duì)于半開(kāi)式葉輪,葉頂間隙泄漏流是引起失速的一個(gè)主要原因。如圖6所示,在近堵塞工況,葉片前緣附近靠近葉頂吸力面壓力大于壓力面,形成由吸力面到壓力面的泄漏渦,之后壓力面壓力大于吸力面,泄漏渦重新折回原來(lái)的通道,在下游遇到分流葉片,只有一小部分進(jìn)入左通道。隨著質(zhì)量流量減小,葉片前緣葉尖載荷增大,泄漏通道更靠近切向。在最高效率點(diǎn),泄漏流由兩部分組成。在0～20%子午面弦長(zhǎng)位置形成的壓力面到吸力面的泄漏流幾乎不會(huì)跨過(guò)葉片進(jìn)入相鄰?fù)ǖ馈?duì)于20%～50%子午面弦長(zhǎng)位置形成的泄漏流,由于這部分葉頂載荷較大,形成的泄漏流較強(qiáng),一部分泄漏流會(huì)越過(guò)葉片進(jìn)入相鄰?fù)ǖ?與相鄰?fù)ǖ纼?nèi)泄漏流混合向下游移動(dòng),一部分在本通道內(nèi)與0～20%子午面弦長(zhǎng)位置泄漏流一起向下游移動(dòng),但在下游完全進(jìn)入左通道。在近失速工況,泄漏流組成成分不變,在下游遇到分流葉片時(shí)已經(jīng)和分流葉片前緣接觸。進(jìn)一步減小質(zhì)量流量,泄漏流在下游已經(jīng)有一部分進(jìn)入右通道,同時(shí)泄漏渦通道已到達(dá)葉片前緣,垂直于葉輪旋轉(zhuǎn)軸。由以上分析可知,泄漏渦通道由葉頂附近的載荷決定,葉片前緣掠影響葉輪失速裕度的原因在于改變了葉片前緣附近的載荷,進(jìn)而改變了泄漏渦通道方向和強(qiáng)度。以葉尖前掠和葉尖后掠為例,圖7給出了90%葉高處葉片載荷沿流線方向的分布,圖中橫坐標(biāo)“0”表示葉片前緣,“1”表示葉片尾緣。根據(jù)Rains模型[9],在葉輪中葉頂泄漏流可被看作是由葉片壓力面和吸力面壓力差驅(qū)動(dòng)的理想板孔流動(dòng)。根據(jù)伯努利方程得到

(4)

式中:Pp和Ps分別為壓力面和吸力面的壓力;ρ是密度。泄漏流方向近似垂直于葉片表面。由圖7和式(4)可知,在0～50%子午面弦長(zhǎng)位置葉尖前掠具有更小的葉尖載荷和泄漏速度,而葉尖后掠則增大了葉尖載荷和泄漏速度。泄漏速度垂直于葉頂間隙的展向平面,泄漏速度越大,泄漏流量越大,泄漏渦通道方向也更靠近切向,更容易引起失速。由圖4可知,HFB具有最小的失速裕度,近失速流量為1.25 kg/s。圖8給出了質(zhì)量流量為1.2 kg/s時(shí)葉頂間隙泄漏渦的分布。質(zhì)量流量為1.2 kg/s時(shí),葉根前掠已經(jīng)失速,如圖所示葉片前緣葉根前掠葉輪的泄漏流已有50%進(jìn)入右通道,同時(shí)泄漏渦通道到達(dá)相鄰葉片前緣,對(duì)于葉尖后掠葉輪是近失速工況,一小部分泄漏流進(jìn)入右通道。對(duì)于原型葉片、葉尖前掠和葉根后掠葉輪,此工況遠(yuǎn)離近失速工況,泄漏流均沒(méi)有進(jìn)入右通道,且遠(yuǎn)離分流葉片前緣。由以上分析可知,葉輪失速有兩種現(xiàn)象:①泄漏渦到達(dá)相鄰葉片前緣,渦通道與葉輪旋轉(zhuǎn)軸垂直;②泄漏流在下游遇到分流葉片前緣,進(jìn)入分流葉片壓力面與主葉片吸力面組成的右通道。由此可以推測(cè),分流葉片前緣葉尖與主葉片前緣的距離可能會(huì)影響葉輪的失速裕度,以下通過(guò)改變分流葉片葉尖長(zhǎng)度,研究其是否影響葉輪的失速裕度。

圖7 90%葉高處葉片載荷沿子午面弦長(zhǎng)方向的分布

(a)UOB (b)TFB (c)TBB (d)RFB (e)RBB圖8 葉片前緣掠對(duì)葉頂間隙泄漏渦的影響

2.3 分流葉片前緣掠對(duì)葉輪性能的影響

保持分流葉片的葉根位置不變,改變分流葉片葉尖位置,分流葉片葉尖前掠為S-TFB,葉尖后掠為S-TBB,并研究其對(duì)葉輪性能的影響?？傮w性能對(duì)比如圖9所示,由圖可知,分流葉片葉尖位置對(duì)葉輪的等熵效率和壓比影響很小,只在小流量下使等熵效率和壓比有很小的提高,對(duì)失速裕度沒(méi)有影響。對(duì)比圖6與圖10可知,前掠分流葉片和后掠分流葉片對(duì)泄漏渦通道沒(méi)有影響,即不影響葉輪的失速裕度。與UOB相同,在1.0 kg/s時(shí)泄漏流才開(kāi)始進(jìn)入右通道。

(a)壓比-質(zhì)量流量曲線

(b)等熵效率-質(zhì)量流量曲線圖9 分流葉片葉尖位置對(duì)葉輪性能的影響

(a)S-TFB (b)S-TBB (c)S-TFB (d)S-TBB (1.15 kg/s) (1.15 kg/s) (1.0 kg/s) (1.0 kg/s)圖10 不同質(zhì)量流量下分流葉片葉尖位置對(duì)葉頂間隙 泄漏渦的影響

以上分析說(shuō)明,主葉片前緣形狀和位置影響失速裕度主要是通過(guò)改變主葉片前緣附近載荷實(shí)現(xiàn)的,與分流葉片前緣葉尖與主葉片前緣的距離無(wú)關(guān)。

2.4 葉片前緣掠對(duì)亞聲速葉輪性能的影響

(a)壓比-質(zhì)量流量曲線

(b)等熵效率-質(zhì)量流量曲線圖11 葉片前緣掠對(duì)葉輪性能的影響

圖12 葉片前緣掠對(duì)葉尖載荷分布的影響

對(duì)亞聲速葉輪,掠對(duì)葉輪氣動(dòng)性能的影響如圖11所示。與圖4對(duì)比可知,葉片前緣掠對(duì)葉輪等熵效率和壓比的影響更小,可能是因?yàn)槿~輪進(jìn)口馬赫數(shù)較小,不存在激波,不用考慮掠對(duì)激波強(qiáng)度的影響,而且不同掠形對(duì)效率的影響規(guī)律也和跨聲速葉輪不同。對(duì)亞聲速葉輪,葉尖前掠只在大流量下使等熵效率有所提高,葉尖后掠在整個(gè)工況范圍內(nèi)使等熵效率均降低,葉根后掠對(duì)等熵效率幾乎沒(méi)有影響,葉根前掠在小流量下等熵效率反而小于原型葉輪。對(duì)于壓比,亞聲速葉輪與跨聲速葉輪相似,葉尖前掠和葉根前掠使壓比提高,但是壓比增加的幅度低于跨聲速葉輪,這與等熵效率增加量小有關(guān)。掠對(duì)失速裕度和堵塞裕度的影響和跨聲速葉輪相同,葉片前緣掠也是通過(guò)改變?nèi)~尖載荷來(lái)改變泄漏渦通道方向,從而引起失速裕度的變化,葉輪失速的原因是泄漏渦從葉片前緣溢出。以葉尖前掠和葉尖后掠為例,葉尖載荷如圖12所示,葉尖前掠減小葉片前緣附近的載荷,后掠增加葉片前緣附近的載荷,進(jìn)而影響葉片前緣附近葉頂間隙泄漏渦通道。圖13給出了質(zhì)量流量為3.6 kg/s(葉尖后掠和葉根前掠的失速流量)時(shí)葉尖間隙泄漏渦的流動(dòng)通道,由圖可知,此時(shí)對(duì)于葉尖后掠(葉根前掠葉輪與葉尖后掠相同),泄漏渦已從葉片前緣溢出,而對(duì)葉尖前掠(葉根后掠葉輪與葉尖前掠相同),泄漏渦與相鄰葉片壓力面接觸點(diǎn)更靠近下游,因?yàn)檫@時(shí)還沒(méi)有失速。

(a)UOB (b)TFB (c)TBB圖13 掠對(duì)葉頂間隙泄漏渦的影響

3 結(jié) 論

(1)在跨聲速離心葉輪的葉片前緣掠中,葉尖前掠和葉根前掠可有效提高等熵效率和壓比;葉尖后掠對(duì)葉輪等熵效率影響不大,但會(huì)使葉輪壓比降低;葉根后掠會(huì)同時(shí)降低葉輪等熵效率和壓比。

(2)葉片前緣掠對(duì)葉輪堵塞裕度的影響受葉根位置的影響較大,葉根前掠使堵塞裕度增大,葉根后掠使堵塞裕度減小。葉片前緣掠通過(guò)改變?nèi)~片前緣附近葉尖載荷分布影響失速裕度。葉尖前掠和葉根后掠降低葉尖載荷,泄漏渦通道更接近流線方向,使得失速裕度增加,而葉尖后掠和葉根前掠情況下則相反。同時(shí)發(fā)現(xiàn),分流葉片前緣與主葉片前緣之間的距離對(duì)失速裕度沒(méi)有明顯影響。

(3)對(duì)于亞聲速離心葉輪,葉片前緣掠對(duì)等熵效率和壓比的影響較跨聲速離心葉輪要小,但影響失速裕度和堵塞裕度的機(jī)理和跨聲速離心葉輪相同,在失速裕度和堵塞裕度上呈現(xiàn)相同的影響規(guī)律。

[1] 王宏亮, 席光. 離心葉輪幾何形變對(duì)氣動(dòng)性能的影響 [J]. 西安交通大學(xué)學(xué)報(bào), 2009, 43(5): 46-50. WANG Hongliang, XI Guang. Effect of geometrical deformation of the centrifugal impeller on the aerody-

namic performance [J]. Journal of Xi’an Jiaotong University, 2009, 43(5): 46-50.

[2] 李學(xué)臣, 席光. 離心葉輪出口流動(dòng)分離區(qū)影響因素的數(shù)值研究 [J]. 西安交通大學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 47(9): 16-22. LI Xuechen, XI Guang. Numerical research on influence factors of flow separation near centrifugal impeller outlet [J]. Journal of Xi’an Jiaotong University, 2013, 47(9): 16-22.

[3] HAH C, PUTERBAUGH S L, WAIDIA A R. Control of shock structure and secondary slow field inside transonic compressor rotors through aerodynamic sweep [C]∥International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition. New York, USA: ASME, 1998: 98-GT-561.

[4] WADIA A R, SZUCS P N, CRALL W W. Inner workings of aerodynamic sweep [C]∥International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition. New York, USA: ASME, 1997: 97-GT-401.

[5] JANG C M, SAMAD A, KIM K Y. Optimal design of swept, leaned and skewed blades in a transonic axial compressor [C]∥Proceedings of ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea, and Air. New York, USA: ASME, 2006: 1279-1288.

[6] KRAIN H, HOFFMANN B. Flow study of a redesigned high pressure ratio centrifugal compressor [J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(5): 1117-1123.

[7] GANESH S, NAGPURWAL Q H, BHASKAR D C S. Effect of leading edge sweep on the performance of a centrifugal compressor impeller [J]. Technical Journal of M. S. Ramaiah School of Advance Studies, 2010, 9(2): 55-62.

[8] XU C, AMANO R S. Aerodynamic and structure considerations in centrifugal compressor design: blade lean effects [C]∥Turbine Technical Conference and Exposition. New York, USA: ASME, 2012: 2012-GT-68207.

[9] RAINS D A. Tip clearance flow in axial flow compressor and pumps [D]. Los Angeles, California, USA: Califomia Institute of Technology, 1954.

(編輯 荊樹(shù)蓉)

Effects of Blade Leading Edge Lean and Sweep on the Aerodynamic Performance of Centrifugal Impellers

ZHAO Huijing,WANG Zhiheng,TANG Yonghong,XI Guang

(School of Energy and Power Engineering, Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049, China)

To study the effects of blade leading edge lean and sweep on the aerodynamic performance and stable operating range of centrifugal impellers, this paper presents four different blade leading edge lean and sweep by sweeping blade tip forward and backward, and sweeping blade root forward and backward along the meridional chord line. Firstly, the effects of blade leading edge sweep on the overall performance and flow field of a transonic centrifugal impeller are studied, and the results show that the blade tip forward sweep or blade root forward sweep can improve the highest isentropic efficiency and total pressure ratio of the centrifugal impeller; the blade tip backward sweep almost has no effect on the isentropic efficiency, but can decrease the total pressure ratio; the blade root backward sweep decreases both the isentropic efficiency and total pressure ratio. Additionally, the stall margin is increased by the blade tip forward sweep or blade root backward sweep, and reduced by the blade tip backward sweep or blade root forward sweep. Finally, the effect of blade leading edge sweep on a subsonic centrifugal impeller is investigated, and it indicates that, compared with transonic centrifugal impeller, the blade leading edge sweep has less effect on the isentropic efficiency and total pressure ratio in a subsonic centrifugal impeller. However, the effects on stall margin are almost the same for both transonic and subsonic centrifugal impellers. For an unshrouded transonic impeller, blade tip forward sweep is an effective way to increase its isentropic efficiency, pressure ratio and stall margin.

leading edge sweep; transonic; subsonic; overall performance; stall margin

2015-02-13。

趙會(huì)晶(1989—),女,博士生;席光(通信作者),男,教授,博士生導(dǎo)師。

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51236006)。

時(shí)間:2015-08-25

10.7652/xjtuxb201511001

TK269

A

0253-987X(2015)11-0001-07

網(wǎng)絡(luò)出版地址:http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20150825.1745.002.html