離心壓氣機(jī)增效擴(kuò)穩(wěn)技術(shù)研究及高海拔應(yīng)用

董素榮，劉卓學(xué)，劉瑞林

離心壓氣機(jī)增效擴(kuò)穩(wěn)技術(shù)研究及高海拔應(yīng)用

董素榮a，劉卓學(xué)b，劉瑞林a

（軍事交通學(xué)院 a.軍用車輛系；b.研究生管理大隊(duì)，天津 300161）

為提高離心壓氣機(jī)高海拔氣動性能提供新的研究方法。分析葉片彎/掠造型及機(jī)匣處理兩種壓氣機(jī)增效擴(kuò)穩(wěn)的技術(shù)及機(jī)理，并采用數(shù)值模擬的方法對比分析了海拔5500 m條件下原型葉輪及采用葉片前掠葉輪的氣動性能。相比于原型葉輪，采用前掠葉型的壓比最多可提高3.09%，效率可提高0.71%，葉輪流道內(nèi)流動損失減小，葉輪高海拔氣動性能得到了提升。對低雷諾數(shù)下離心壓氣機(jī)機(jī)匣處理結(jié)構(gòu)的應(yīng)用有一定的指導(dǎo)作用。

高海拔；離心壓氣機(jī)；葉片彎掠；機(jī)匣處理

隨著車輛及航天技術(shù)的不斷發(fā)展，渦輪增壓技術(shù)的應(yīng)用越來越廣泛[1-2]，作為渦輪增壓器的主要部件之一，小型離心壓氣機(jī)的性能將直接影響到渦輪增壓器的正常工作，進(jìn)而對發(fā)動機(jī)整機(jī)性能產(chǎn)生影響。同時(shí)，由于渦輪增壓技術(shù)的日趨成熟，離心壓氣機(jī)在向著高轉(zhuǎn)速和高壓比方向發(fā)展[3]，而壓比的增加以及發(fā)動機(jī)工作范圍的不斷提高對壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍及效率提出了更高的要求。

近年來，許多新技術(shù)逐漸應(yīng)用到壓氣機(jī)葉輪設(shè)計(jì)中，以此達(dá)到增壓擴(kuò)穩(wěn)的目的。例如在軸流壓氣機(jī)上采用合成射流控制方式[4]、等離子氣動激勵[5]以及附面層抽吸[6]等技術(shù)來實(shí)現(xiàn)改善流場，提高壓氣機(jī)整體性能的目的，但這些技術(shù)由于原理及結(jié)構(gòu)相對復(fù)雜，理論研究不系統(tǒng)，控制困難，難以推及到離心壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)當(dāng)中。相反，近些年在實(shí)際工程中，常常用到葉片彎掠造型技術(shù)及機(jī)匣處理技術(shù)來改善離心壓氣機(jī)葉輪內(nèi)部流場，增加效率，提高穩(wěn)定工作范圍。這兩種技術(shù)相對而言理論研究較多，結(jié)構(gòu)簡單，易于實(shí)現(xiàn)。

1 三維彎掠造型

1.1 概念的提出

對于葉片彎掠這一概念，最典型的定義方式有兩種：第一種是Smith等人[7]在20世紀(jì)60年代提出的一種彎掠的定義，將流動方向與葉展方向不垂直稱為掠，將展向葉片積迭線與端壁不垂直稱為彎，如圖1所示；第二種是在1998年Sasaki等人[8]考慮到便于工程設(shè)計(jì)，將葉片積迭線垂直于弦向變化稱為彎，將葉片積迭線平行于軸向變化稱為掠，如圖2所示。

圖1 Smith等人的彎掠概念

圖2 Sasaki等人的彎掠概念

此后，歐美等發(fā)達(dá)國家率先對彎掠造型技術(shù)展開了研究，美國國防部向國會提交的關(guān)鍵技術(shù)計(jì)劃中，曾連續(xù)六年提及彎掠氣動技術(shù)[9]。早在20世紀(jì)80年代中期NASA就在某型航空發(fā)動機(jī)螺旋槳的造型中應(yīng)用了彎掠造型技術(shù)，并大大降低了燃油消耗率[10]。20世紀(jì)90年代美國GE公司對應(yīng)用彎掠技術(shù)的超聲速航空渦輪進(jìn)行了流場分析，發(fā)現(xiàn)彎掠葉片的應(yīng)用可以降低激波強(qiáng)度以及激波與邊界層之間的干涉，降低流動損失[11]。另外，美國的通用公司、P&W公司，英國RR公司，日本的東芝公司及德國ABB公司均較早地研究了氣動彎掠技術(shù)，并將其成果應(yīng)用到了實(shí)際的工程當(dāng)中。如P&W公司采用彎曲造型的PW2037及PW4084發(fā)動機(jī)[12]、國際航空發(fā)動機(jī)公司的V2500發(fā)動機(jī)[13]。

在軸流壓氣機(jī)中，葉片彎掠造型技術(shù)發(fā)展得較早，到目前為止也更加成熟，應(yīng)用也更加廣泛，如圖3所示。由于離心壓氣機(jī)在進(jìn)口環(huán)境等方面與軸流壓氣機(jī)有些許相似之處，因此軸流壓氣機(jī)彎掠技術(shù)的研究對離心壓氣機(jī)仍有一定的借鑒價(jià)值。對于離心壓氣機(jī)而言，由于其具有體積小、轉(zhuǎn)速高、葉片曲率大的特點(diǎn)，導(dǎo)致氣流在其內(nèi)部流動更加復(fù)雜，因此國內(nèi)外對于三維曲線彎掠造型技術(shù)在離心壓氣機(jī)中的研究則相對較晚，成果也較少。進(jìn)入21世紀(jì)后，各個(gè)國家才開始注重對離心壓氣機(jī)葉片進(jìn)行彎掠造型的研究。

圖3 軸流彎掠造型

2007年Hazby[14]率先提出了一種離心壓氣機(jī)掠型葉片的定義，并研究了葉片前緣掠型的氣動性能，如圖4。與軸流壓氣機(jī)影響機(jī)理類似，前緣前掠可以通過減小前緣葉頂處的載荷來控制激波及泄漏渦的強(qiáng)度，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)壓氣機(jī)的增效擴(kuò)穩(wěn)。

圖4 Hazby掠型葉片

1.2 作用機(jī)理

2016年He X的研究表明，彎葉片除了能夠影響激波強(qiáng)度、展向壓力梯度以外，還能抑制軸向至徑向交界處的流動分離及二次流的發(fā)展，以此來提高壓氣機(jī)效率。同時(shí)，現(xiàn)階段帶分流葉片葉輪的應(yīng)用較為普遍，也較好地體現(xiàn)出其性能的優(yōu)越性，因此若將分流葉片和主流葉片同時(shí)進(jìn)行彎掠型設(shè)計(jì)，則能夠最大程度地提高葉輪的流通能力。郭龍凱的研究證實(shí)了這一結(jié)論[15]，結(jié)果顯示，當(dāng)對分流葉片及主葉片同時(shí)進(jìn)行掠形設(shè)計(jì)時(shí)，可抑制分流葉片壓力面一側(cè)通道渦的發(fā)展，避免其與間隙渦之間的摻混和誘導(dǎo)，降低流動損失。

至今為止，離心壓氣機(jī)葉片的彎掠技術(shù)已經(jīng)逐漸開始應(yīng)用于設(shè)計(jì)工程應(yīng)用當(dāng)中，并顯示出了較好的效果。對于彎掠技術(shù)的研究，國內(nèi)外學(xué)者主要關(guān)注彎掠位置、彎掠方向以及彎掠角對壓氣機(jī)氣動性能的影響。Oh.Jong sik[16]等人對葉片尾緣處的彎掠方式進(jìn)行了研究，結(jié)果顯示，采用尾緣正彎的方式，能夠限制尾跡區(qū)的發(fā)展，得到較為均勻的流場；尾緣反彎則能夠減輕葉頂區(qū)域的載荷，降低壓氣機(jī)的做功能力。與尾緣不同，通過對前緣處不同彎曲方式葉型的研究結(jié)果表明[17]，采用負(fù)彎葉型處理效果最好，因?yàn)榍熬壧庁?fù)彎處理可降低喉口處以及分流葉片吸力面正激波的強(qiáng)度，高損失區(qū)的范圍減小，并且位置更偏向上游，使得壓氣機(jī)效率提高了3.8%。同時(shí)，近年來國內(nèi)外很多研究人員都開展了對彎掠角的研究。結(jié)果表明，葉片后掠角越大，葉輪流道內(nèi)的流動就越均勻，而葉輪出口處平穩(wěn)的流動也能為擴(kuò)壓器提供更好的擴(kuò)壓效果。與掠角作用機(jī)理不同，彎角的改變能夠控制泄漏流的強(qiáng)弱、葉尖處的載荷大小。另外，有結(jié)果顯示[18]，無論是正彎還是負(fù)彎，過大的彎角并不能對壓氣機(jī)性能的提高有明顯作用，相反會造成壓氣機(jī)整體性能的降低，而較小的彎曲角度卻對壓氣機(jī)氣動性能起著顯著的作用。

2 機(jī)匣處理

機(jī)匣處理是一種提高壓氣機(jī)工作裕度簡單高效的方法，其抗進(jìn)口畸變能力強(qiáng)、擴(kuò)穩(wěn)作用明顯的特點(diǎn)[19]使得該技術(shù)在軸流壓氣機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用。機(jī)匣處理技術(shù)的首次提出，是源于Hartmann的一次轉(zhuǎn)子尖部放氣試驗(yàn)[20]，該實(shí)驗(yàn)意外發(fā)現(xiàn)當(dāng)放氣量為0的時(shí)候，匹配有蜂窩狀機(jī)匣的轉(zhuǎn)子仍能提高10%的穩(wěn)定工作裕度。從此國內(nèi)外學(xué)者對機(jī)匣處理技術(shù)展開了大量的研究，槽類處理及縫類處理在軸流壓氣機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用。然而國內(nèi)外對該技術(shù)在離心壓氣機(jī)上作用機(jī)理的研究卻起步較晚，F(xiàn)B Fisher最早在離心壓氣機(jī)上應(yīng)用了機(jī)匣處理技術(shù)，并在文獻(xiàn)中指出[21]，機(jī)匣處理不僅能夠擴(kuò)寬離心壓氣機(jī)的工作范圍，還能提高其變海拔工作能力。至今為止，該方法的研究往往局限于額定轉(zhuǎn)速條件范圍內(nèi)，雖然該方法在實(shí)際中已有一定的應(yīng)用，但是并沒有形成完整的理論支持，過多的依賴于研究人員的經(jīng)驗(yàn)，存在著應(yīng)用超前于理論的現(xiàn)象。

2.1 傳統(tǒng)機(jī)匣處理

自循環(huán)機(jī)匣處理是離心壓氣機(jī)中應(yīng)用最廣泛的處理方式，該結(jié)構(gòu)如圖5所示。圖中f和r分別表示前槽位置及后槽位置，f和r分別表示前槽寬度及后槽寬度，b和b分別表示頂槽位置及頂槽高度。目前而言，該方法缺乏較為系統(tǒng)的理論分析模型，大部分研究主要是采用數(shù)值模擬的方式，并針對標(biāo)況條件下進(jìn)行的，其作用機(jī)理是通過降低葉輪通道喉口部激波強(qiáng)度，并抑制低能流體的徑向遷移來達(dá)到擴(kuò)穩(wěn)的目的。

圖5 回流槽結(jié)構(gòu)

有學(xué)者著重研究了該結(jié)構(gòu)對流道內(nèi)部激波與泄漏渦的干涉影響[22]，結(jié)果表明，回流氣體量較大時(shí)可降低葉尖進(jìn)口相對馬赫數(shù)來降低與泄露流的干涉，而少量氣體通過回流槽時(shí)，則可通過微噴效應(yīng)抑制泄漏渦的強(qiáng)度，進(jìn)而減小了其與激波之間的摻混損失。另外，清華大學(xué)的蘭傳杰[17]則采用自循環(huán)機(jī)匣與葉片彎葉型相耦合的方法，對兩種結(jié)構(gòu)的相互作用進(jìn)行了研究，仿真結(jié)果表明，匹配有自循環(huán)機(jī)匣，并采用負(fù)彎2 mm造型的葉輪，其穩(wěn)定工作范圍增加幅度較大，設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下可提高3.34%。雖然眾多仿真及應(yīng)用結(jié)果均顯示表明該方法可有效提高壓氣機(jī)近喘振及近堵塞工況下的流場，提高穩(wěn)定性，但是仍有研究表明機(jī)匣處理在提高裕度的同時(shí)，往往會伴隨著效率的降低，且效率的損失會隨著轉(zhuǎn)速的提高的增加。

有相關(guān)研究數(shù)據(jù)顯示，壓氣機(jī)在26 400 r/min及31 200 r/min轉(zhuǎn)速下，匹配有機(jī)匣處理的葉輪效率較匹配實(shí)壁機(jī)匣的效率分別下降0.24%及0.4%[23]。石建成的仿真結(jié)果顯示，在90%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下，峰值效率甚至可下降2.4%[24]。由此可知，自循環(huán)機(jī)匣處理對于提高壓氣機(jī)工作裕度，往往是以損失效率為代價(jià)的。因此，在保證效率及壓比的前提下，提高壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作能力，是今后該領(lǐng)域的研究重點(diǎn)。

自循環(huán)機(jī)匣處理，由于結(jié)構(gòu)上較其他處理方式稍復(fù)雜，因此其結(jié)構(gòu)中各參數(shù)的變化對壓氣機(jī)氣動性能有著重要的影響。到目前為止，各個(gè)參數(shù)的影響機(jī)理尚不清楚，國內(nèi)外各學(xué)者只是通過數(shù)值模擬的手段改變參數(shù)去探索各參數(shù)變化給壓氣機(jī)所帶來的影響，例如槽道的位置、寬度以及深度的變化。在這些參數(shù)當(dāng)中，槽口位置的選擇是一個(gè)關(guān)鍵參數(shù)。

后槽位置置于分流葉片附近處可以抑制主葉片葉頂部的流動分離，提高壓氣機(jī)的堵塞流量。研究表明[25]，若回流槽位置設(shè)置在激波與分離葉片之間，離心壓氣機(jī)穩(wěn)定性提升效果最明顯，而處于主葉片附近的方案對于提高小流量下的流通能力，降低小流量下的效率損失更有明顯的效果，這一結(jié)論與Ibrahim shabin[26]的結(jié)論相同，當(dāng)開口位置位于主葉片前緣時(shí)，可最多提高8%的失速裕度。

半開式葉輪具有轉(zhuǎn)速高，單級壓比大的特點(diǎn)，因此實(shí)際工程中其應(yīng)用較為廣泛。半開式葉輪最大的不足就是存在葉頂間隙，造成間隙損失，進(jìn)而直接導(dǎo)致葉輪內(nèi)部流動失穩(wěn)。因此如何有效推遲頂部區(qū)域的失速，對于擴(kuò)寬壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍具有重要意義。研究表明，通過采用周向槽處理，可使通道內(nèi)的低能區(qū)減小，氣體流動得到改善，使得壓氣機(jī)失速裕度有了提升。國外對于該方法的研究成果較多，而國內(nèi)在該領(lǐng)域的研究則相對緩慢，且主要集中于軸流壓氣機(jī)之中。研究證明，將周向槽置于泄漏嚴(yán)重的主葉片前緣附近會得到最佳的效果。此外，有學(xué)者認(rèn)為周向槽位于主葉片前緣附近效果最佳[27]，該方式有效弱化了葉頂附近低能流體的聚集，減小葉頂處氣流角，改善頂部范圍內(nèi)的流動，延緩頂部失速的發(fā)生。

還有研究表明，在擴(kuò)壓葉片前緣頂部附近熵增較大，低速區(qū)較廣，損失較高，因此有學(xué)者將周向槽開在了擴(kuò)壓葉片附近[28]，并比較了不同槽道的位置及形狀對改善內(nèi)部流場的影響。研究表明，周向槽位于擴(kuò)壓葉片前緣附近可大幅提高穩(wěn)定工作范圍，最多可提高47.48%的工作范圍以及9.1%的失速裕度，而效率僅僅降低了0.9%。吳艷輝則設(shè)計(jì)了梯狀間隙結(jié)構(gòu)[29]，并比較了不同設(shè)計(jì)參數(shù)下的作用效果，發(fā)現(xiàn)該方式可擴(kuò)大壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍6.657%，證實(shí)了梯狀間隙結(jié)構(gòu)除了在軸流壓氣機(jī)上有效之外，還可以對離心壓氣機(jī)產(chǎn)生相類似的效果。同時(shí)，文中也總結(jié)出梯狀間隙機(jī)匣的軸向?qū)挾缺仁怯绊戨x心壓氣機(jī)性能的關(guān)鍵參數(shù)。

2.2 新式機(jī)匣處理

傳統(tǒng)的機(jī)匣處理方式，無論是周向槽處理，還是進(jìn)氣回流處理，均為被動處理方式。被動處理方式不能隨著工況的改變而進(jìn)行改變，無論是否工作在穩(wěn)定工況下，機(jī)匣處理都在發(fā)揮著作用，這會降低效率。在小流量下，回流槽兩端壓差較小，流動能力也較弱，這就很難改變流道中的不穩(wěn)定流動。因此有學(xué)者于2015年提出了主動機(jī)匣處理方案[30]，如圖6所示。該方案通過控制器來感知流動的穩(wěn)定性并控制開閉時(shí)刻，設(shè)計(jì)工況下，控制器能將控制閥關(guān)閉，而當(dāng)壓氣機(jī)工作在非穩(wěn)態(tài)工況下時(shí)，控制閥則處于開通狀態(tài)。該設(shè)備能有效控制葉輪內(nèi)部渦流的發(fā)展，進(jìn)而抑制了阻塞的發(fā)生。小流量下，當(dāng)槽道內(nèi)噴射流量為0.64 kg/s時(shí)，可提高35%的失速裕度。

圖6 主動機(jī)匣方案

也有學(xué)者開始嘗試在進(jìn)氣回流槽道內(nèi)增設(shè)去預(yù)旋導(dǎo)葉及反預(yù)旋導(dǎo)葉的方案[31-32]，如圖7所示。結(jié)果表明，與傳統(tǒng)進(jìn)氣回流機(jī)匣處理相比，帶有去預(yù)旋導(dǎo)葉方案能夠降低通道回流的預(yù)旋效果，對于抑制激波與泄漏渦的相互作用所形成的阻塞有較好的效果。帶有去預(yù)旋導(dǎo)葉的方案能增加20%的失速裕度。

圖7 加預(yù)旋導(dǎo)葉方案

另外，采用將進(jìn)口導(dǎo)葉與自循環(huán)機(jī)匣處理相結(jié)合的方式，可大大提高壓氣機(jī)工作的壓比及流量范圍，該結(jié)構(gòu)如圖8所示。小流量下自循環(huán)機(jī)匣對壓氣機(jī)穩(wěn)定性的影響較為顯著，雖然效率稍有降低，但流動穩(wěn)定性則得到了大幅提升。同時(shí)研究表明[33]，導(dǎo)葉的數(shù)量太少作用效果不明顯，太多會增加摩擦增加損失，導(dǎo)葉數(shù)量為7時(shí)效果最佳，可使整個(gè)工作范圍提高76%。

總之，無論是傳統(tǒng)機(jī)匣處理還是新式機(jī)匣控制技術(shù)，均能夠有效提高壓氣機(jī)穩(wěn)定運(yùn)行范圍。

3 增效擴(kuò)穩(wěn)技術(shù)的高海拔應(yīng)用

隨著以柴油機(jī)為動力的機(jī)械設(shè)備及車輛在高原的應(yīng)用日趨廣泛，高海拔對柴油機(jī)動力性的影響得到了越來越多的關(guān)注。因此隨著海拔的升高，雷諾數(shù)的降低對壓氣機(jī)的氣動性能的影響不容忽視。圖9是西寧高原工程機(jī)械研究所的一次實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果[3]，可以看出，海拔平均每升高1000 m，喘振線變窄0.51%至4.83%。相較于平原，高海拔地區(qū)空氣密度小，雷諾數(shù)低，海拔4500 m時(shí)，50%以上工況不滿足雷諾數(shù)處于自模區(qū)假設(shè)[34]。此時(shí)氣流黏性增加，附面層增厚，氣流抗分離能力及抗逆壓能力較差，流阻增加，使得葉輪內(nèi)部流動惡化。同時(shí)，轉(zhuǎn)速不變而改變流量時(shí)，壓氣機(jī)進(jìn)口氣流沖角變大，這就更容易引起附面層脫離，最終導(dǎo)致壓氣機(jī)特性曲線變陡，喘振提早發(fā)生，壓氣機(jī)工作范圍變小。

圖9 壓氣機(jī)高原特性試驗(yàn)[3]

近年來，隨著渦輪增壓器在航空航天領(lǐng)域應(yīng)用的日趨廣泛，國內(nèi)外很多學(xué)者都開展了低雷諾數(shù)對離心壓氣機(jī)氣動性能影響的研究。在高海拔，特別是高空條件下，壓氣機(jī)內(nèi)部氣流流動分離提前，尤其在葉片前緣處的分離區(qū)面積較大。在葉輪出口處，也存在氣流沿葉輪展向不均勻度較大，摻混損失較高的現(xiàn)象。目前對離心壓氣機(jī)低雷諾數(shù)下性能的研究往往是基于數(shù)值模擬的方法進(jìn)行的?；衾赱35]的研究結(jié)果顯示，10 km條件下，壓氣機(jī)的工作裕度可下降13.8%。王云飛[36]在對某型離心壓氣機(jī)進(jìn)行的仿真研究中發(fā)現(xiàn)，20 km時(shí)最高效率較地面下降約10%、由此可見，雷諾數(shù)的降低會導(dǎo)致壓氣機(jī)性能的大幅降低，而增壓器性能的惡化將直接造成柴油機(jī)增壓匹配失準(zhǔn)，影響柴油機(jī)高海拔下的燃燒過程以及動力性、經(jīng)濟(jì)性。

3.2 彎掠技術(shù)的高海拔應(yīng)用

由前文分析可知，對于離心壓氣機(jī)而言，采用彎掠造型技術(shù)可有效改善流道內(nèi)部流動，抑制流動分離及二次流的形成與發(fā)展，減小流動損失。因此采用彎掠技術(shù)可以降低低雷諾數(shù)對壓氣機(jī)性能帶來負(fù)面的影響，恢復(fù)高海拔條件下壓氣機(jī)性能。國內(nèi)外在這方面的研究很少，汪陳芳[37]在分析高海拔低速大轉(zhuǎn)矩工況下離心壓氣機(jī)內(nèi)部流場時(shí)發(fā)現(xiàn)，主葉片前緣葉尖處存在低效率區(qū)，低海拔低速大轉(zhuǎn)矩工況下，葉輪進(jìn)口至主葉片前緣處效率下降明顯。由于葉頂泄漏所產(chǎn)生的低能流體的堆積，主葉片前緣葉頂處成為壓氣機(jī)的高損失區(qū)，因此文中采用的葉片前掠的方案來改進(jìn)主葉片葉尖處的流動，使得高海拔低速大轉(zhuǎn)矩工況效率提高1.60%。北京理工大學(xué)馬季[38]利用彎掠葉型葉輪，對不同海拔下壓氣機(jī)氣動性能進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)彎葉型主要對葉片前緣根部流動分離及抑制作用，而掠葉型則減弱了主葉片前緣附近的徑向遷移以及分流葉片前緣中部的流動分離。研究表明，采用主葉片前緣負(fù)彎及分流葉片前緣正彎的組合方式可將高海拔下穩(wěn)定工作范圍提高3.9%。

軍事交通學(xué)院以康躍公司生產(chǎn)的JP100壓氣機(jī)為研究對象，對葉片掠角進(jìn)行尋優(yōu)，并對比了5500 m條件下優(yōu)化前后葉輪性能及流動特性，優(yōu)化前后葉型對比如圖10所示。

圖10 優(yōu)化前后葉型對比

圖11為海拔5500 m時(shí)優(yōu)化前后葉輪特性曲線對比。由圖可知，優(yōu)化后壓比及效率均有所增加，壓比較原型葉輪最高可提高3.09%，效率提高0.71%。

圖11 優(yōu)化前后葉輪特性曲線對比

3.2 機(jī)匣處理技術(shù)的高海拔應(yīng)用

空軍工程大學(xué)在低雷諾數(shù)下機(jī)匣處理技術(shù)對壓氣機(jī)內(nèi)部流場作用機(jī)理的研究中做了大量的工作，其中夏欽斌等分別研究了低雷諾數(shù)下周向槽[39-40]、抽吸處理機(jī)匣及不同軸向疊合量的軸向傾斜縫處理機(jī)匣的擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理。研究結(jié)果表明，低雷諾數(shù)下，頂部附面層徑向渦的堆積造成了壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的流動失穩(wěn)，而通過采用以上幾種機(jī)匣處理后，均能對頂部徑向渦進(jìn)行有效的控制，其中抽吸處理機(jī)匣對提高壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子流量范圍的效果最為顯著，最多可減小6.89%的失速流量。同時(shí)，采用軸向抽吸機(jī)匣及軸向傾斜縫機(jī)匣處理技術(shù)后，壓氣機(jī)頂部間隙泄漏流的強(qiáng)度有所增加，導(dǎo)致了峰值效率的降低。

同時(shí)，穆利洪[41]通過對兩種軸向傾斜縫處理機(jī)匣的研究發(fā)現(xiàn)，高雷諾數(shù)下，50%疊合量的機(jī)匣處理方式比100%疊合量的機(jī)匣結(jié)構(gòu)具有更好的擴(kuò)穩(wěn)效果；低雷諾數(shù)下結(jié)果卻相反，說明雷諾數(shù)的降低反而使得100%疊合量的機(jī)匣結(jié)構(gòu)的擴(kuò)穩(wěn)能力得到一定的提高。通過進(jìn)一步的研究發(fā)現(xiàn)，50%疊合量的機(jī)匣處理方式難以控制低雷諾數(shù)下葉片吸力面所堆積的低能流體，而100%疊合量的機(jī)匣結(jié)構(gòu)則可以很好地改善頂部流場的流動，使得雷諾數(shù)的降低對其作用效果的影響較小。

目前由于對高海拔下小型離心壓氣機(jī)增效擴(kuò)穩(wěn)方法的研究較少，因此并未在公開的文獻(xiàn)中找到低雷諾數(shù)下機(jī)匣處理技術(shù)對離心壓氣機(jī)的作用機(jī)理。然而機(jī)匣處理結(jié)構(gòu)對高海拔下軸流壓氣機(jī)作用機(jī)理的研究，對于低雷諾數(shù)下離心壓氣機(jī)機(jī)匣處理結(jié)構(gòu)的應(yīng)用具有一定的指導(dǎo)作用。在今后的研究中，該方法也將為如何提高離心壓氣機(jī)高海拔氣動性能提供新的研究方法。

4 結(jié)論

1）葉片彎掠造型技術(shù)可通過抑制低能流體向頂部的遷移，降低泄漏渦與激波的相互作用來有效提高壓氣機(jī)的效率。彎掠方向、位置及角度對壓氣機(jī)流動性能的影響是國內(nèi)外學(xué)者關(guān)注的重點(diǎn)。

2）機(jī)匣處理技術(shù)可以通過抑制頂部低能流體的堆積來改善壓氣機(jī)近喘振及近堵塞工況下的流場，進(jìn)而提高壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍。主動機(jī)匣控制結(jié)構(gòu)的出現(xiàn)，為該領(lǐng)域的研究提供了一個(gè)新的思路。

3）采用數(shù)值模擬的方法，對比分析了海拔5500 m條件下原型葉輪及采用葉片前掠葉輪的氣動性能。研究發(fā)現(xiàn)，相比與原型葉輪，采用前掠葉型的壓比最多可提高3.09%，效率可提高0.71%，葉輪流道內(nèi)流動損失減小，葉輪高海拔氣動性能得到了提升。

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Stability and Efficiency Improvement of Centrifugal Compressor and the Application at High Altitude

DONG Su-rong1, LIU Zhuo-xue2, LIU Rui-lin1

(Military Transportation University a. Military Vehicle Department; b. Postgraduate Training Brigade, Tianjin 300161, China)

To provide a new method to improve the aerodynamic performance of centrifugal compressor at high altitude.This paper enumerated the technologies of bowed/swept blade and casing treatment, illustrated the principle of enhancing the efficiency and enlarging the stable working range of centrifugal compressor, and made a comparative analysis on the aerodynamic performance of the original impeller and the swept-blade impeller under the altitude of 5500 m.Compared with the original impeller, the pressure ratio of the optimized impeller could be increased by 3.09% at most. The efficiency could be increased by 0.71%. The flow loss in the impeller runner was reduced. And the aerodynamic performance of the impeller at high altitude was improved.It still has some guiding for the researching on the application of the casing treatment for centrifugal compressor at high altitude.

high altitude; centrifugal compressor; blade lean and sweep; casing treatment

10.7643/ issn.1672-9242.2017.10.004

TJ03

A

1672-9242(2017)10-0019-07

2017-05-17；

2017-06-02

董素榮（1967—），女，內(nèi)蒙古赤峰人，博士，副教授，主要從事車輛及動力機(jī)械環(huán)境適應(yīng)性研究。