彎掠前緣葉型對小型跨音速離心壓氣機(jī)性能的影響

王 鍵 王 楊 李 云

（1.沈陽鼓風(fēng)機(jī)集團(tuán)股份有限公司；2.大連理工大學(xué)）

0 引言

小型高壓比離心壓氣機(jī)是微型航空渦噴發(fā)動機(jī)、微型燃?xì)廨啓C(jī)、渦輪增壓器上使用的核心部件[1-5]。近年來離心壓氣機(jī)一直向高壓比、高效率、寬穩(wěn)定裕度方向發(fā)展，而常規(guī)直紋面葉型難以滿足日益增長的性能要求。彎掠技術(shù)可以有效的提高壓氣機(jī)的性能在軸流壓氣機(jī)中已經(jīng)得到廣泛的應(yīng)用[6-9]，但是在離心壓氣機(jī)中的作用機(jī)理尚不明確。國內(nèi)外學(xué)者對離心壓氣機(jī)彎掠葉型進(jìn)行了大量的研究，并且取得一些結(jié)論。但是對彎掠葉型的設(shè)計依據(jù)并未做出詳細(xì)闡述[10-15]。因此本文針對國外某微型渦噴發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)氣動參數(shù)設(shè)計了直紋面葉型和彎掠前緣葉型兩個葉輪，并且利用數(shù)值計算的方法對彎掠葉型與直紋面葉型進(jìn)行研究。

1 設(shè)計參數(shù)及設(shè)計方法

葉輪主要設(shè)計參數(shù)來源于國外某微型渦噴發(fā)動機(jī)產(chǎn)品手冊。葉輪轉(zhuǎn)速111kr/min，質(zhì)量流量0.45kg/s，整級設(shè)計壓比3.8，等熵效率72%，葉輪直徑84mm，主葉片和分流葉片均為6個。該型壓氣機(jī)為離心葉輪加一級徑向擴(kuò)壓器和一級軸向擴(kuò)壓器，根據(jù)葉輪出口周速馬赫數(shù)及設(shè)計經(jīng)驗預(yù)估葉輪總壓比不低于4.5。

本文首先采用直接三維造型加CFD計算的方法，設(shè)計了直紋面葉輪。其一維子午流道主要幾何參數(shù)見表1。然后根據(jù)直紋面葉輪進(jìn)口流場，以降低葉片進(jìn)口展向攻角為目標(biāo)，分別調(diào)整20%和50%葉高處的β角分布，完成彎掠前緣葉型的設(shè)計。為了排除子午型線對兩種葉型性能的影響，兩個葉輪子午流道保持一致。圖1為兩個葉輪的一維子午流道主要幾何參數(shù)及彎掠葉型幾何控制面示意圖。圖2為本文設(shè)計的兩個葉輪三維模型。

圖1 葉輪子午流道示意圖Fig.1 Meridional flow diagram of impeller

2 數(shù)值計算方法

采用NUMECA的Fine/Turbo軟件，對兩種葉輪進(jìn)行定常數(shù)值模擬。NUMECA采用時間推進(jìn)法求解雷諾平均N-S方程，控制方程采用中心節(jié)點的有限體積法離散，在時間上使用顯式Runge-Kutta法推進(jìn)求解，并用多重網(wǎng)格加速收斂速度。本文選用Splart-Allmaras一方程湍流模型，邊界條件進(jìn)口選總溫293K、總壓100 000Pa；出口質(zhì)量流量。計算域為葉輪加一段無葉擴(kuò)壓器。無葉擴(kuò)壓器出口直徑D3取1.4倍D2。兩種葉型計算網(wǎng)格均采用H-I型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，葉輪加無葉擴(kuò)壓器單流道網(wǎng)格總數(shù)133萬，為了進(jìn)一步提高計算結(jié)果的可靠性對近壁面、葉片前緣和尾緣出口均進(jìn)行加密處理。圖3為計算模型網(wǎng)格圖及壁面網(wǎng)格。

圖2 兩種葉輪三維模型Fig.2 Three dimensional models of two impellers

3 計算結(jié)果與分析

3.1 兩種葉型計算結(jié)果對比

本文計算了3個不同轉(zhuǎn)速下的壓氣機(jī)特性曲線，轉(zhuǎn)速分別為111kr/min（設(shè)計轉(zhuǎn)速），100kr/min和90kr/min。為了便于直觀比較兩種葉型的氣動性能曲線，本文采用無量綱的相對流量（即計算點流量與設(shè)計點流量的比值）做為性能曲線的橫坐標(biāo)。圖4和圖5分別給出了兩種葉型葉輪在3個轉(zhuǎn)速下葉輪出口的等熵效率-相對流量特性曲線和總壓比-相對流量特性曲線。葉輪出口截取在R=43mm處。

圖3 計算模型網(wǎng)格Fig.3 Mesh of the computational mode

從圖4和圖5中可以看出，彎掠前緣葉型在設(shè)計點處葉輪等熵效率和壓比均略高于直紋面葉型，小流量區(qū)要明顯優(yōu)于直紋面葉型。在95%設(shè)計流量工況點下，等熵效率較直紋面葉型提高了0.8%，并且喘振裕度提高了4%達(dá)到了20%；但是在大流量區(qū)，直紋面葉型卻要優(yōu)于彎掠前緣葉型。在100kr/min和90kr/min轉(zhuǎn)速下也反應(yīng)出同樣的情況。

圖4 葉輪出口等熵效率Fig.4 Isentropic efficiency at impeller outlet

圖5 葉輪出口壓比Fig.5 Pressure ratio at impeller outlet

這是因為本文中的復(fù)合彎掠葉型，主要目的是控制葉片前緣的氣流攻角，在葉展方向20%葉高處加大前緣徑向安放角β，50%葉高處減小徑向安放角β。因此導(dǎo)致彎掠前緣葉型減小了進(jìn)口處的喉口面積導(dǎo)致大流量工況低于直紋面葉型。

葉輪加無葉擴(kuò)壓器計算一方面可以保證葉輪計算域的完整性另一方面也可以檢驗葉輪出口的流場的均勻性和合理性。因此本文設(shè)計葉輪時計算域加上了無葉擴(kuò)壓器。圖6和圖7為兩種葉型葉輪在3個轉(zhuǎn)速下無葉擴(kuò)壓器出口的等熵效率-相對流量特性曲線和總壓比-相對流量特性曲線。

從圖6和圖7中可以看出，兩種葉型在三個轉(zhuǎn)速下，無葉擴(kuò)壓器出口的穩(wěn)定工況范圍與葉輪出口基本一致。彎掠前緣葉型喘振裕度，在三個轉(zhuǎn)速下均優(yōu)于直紋面葉型，而堵塞裕度直紋面葉型優(yōu)于彎掠前緣葉型。

圖6 無葉擴(kuò)壓器出口等熵效率Fig.6 Isentropic efficiency at vanless diffuser outlet

圖7 無葉擴(kuò)壓器出口壓比Fig.7 Pressure ratio at vanless diffuser outlet

3.2 兩種葉型內(nèi)部流場分析

由圖4～圖8可以看出設(shè)計點下，直紋面葉型和彎掠前緣葉型，壓比和效率相差不大。彎掠葉型喘振裕度較直紋面葉型有了明顯的提高，因此本文重點分析近喘振點處（85%設(shè)計流量點），兩種葉型的內(nèi)部流場。圖8～圖10為近喘振點兩種葉型90%、50%和20%葉高處S1流面相對馬赫數(shù)云圖。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，在葉片進(jìn)口吸力側(cè)，前緣彎掠葉型激波強(qiáng)度在90%葉高處略大于直紋面葉型，但是在50%及20%葉高處激波強(qiáng)度則明顯小于直紋面葉型，在葉片出口處的低速區(qū)也有所減小。這說明葉片采用彎掠前緣，能有效的減弱跨音速葉輪進(jìn)口處的激波強(qiáng)度，由于葉輪進(jìn)口處激波的減弱，進(jìn)而改善了葉輪出口的低速區(qū)。這是因為跨音速離心壓氣機(jī)，葉片進(jìn)口處的激波是導(dǎo)致壓氣機(jī)堵塞和激波后分離損失加大的主要原因，而葉片進(jìn)口吸力側(cè)的激波強(qiáng)度又與葉片進(jìn)口攻角有直接的關(guān)系。復(fù)合彎掠葉型前緣從輪轂到輪盤，葉片前緣安放角可以根據(jù)來流氣流角分別設(shè)計，使得葉片前緣與氣流更好的貼合以減小攻角帶來的分離損失。而直紋面葉型由于只能控制輪盤和輪蓋側(cè)的葉片安放角，葉片前緣是一條直線，所以氣流沿葉高方向與葉片前緣貼合性差，導(dǎo)致葉片前緣激波強(qiáng)度大，波后更易發(fā)生分離從而使壓氣機(jī)提前進(jìn)入喘振。

圖8 近喘振點90%葉高相對馬赫數(shù)云圖Fig.8 90%spanwise relative Mach number contour in near surge area

圖9 近喘振點50%葉高相對馬赫數(shù)云圖Fig.9 50%spanwise relative Mach number contour in near surge area

圖10 近喘振點20%葉高相對馬赫數(shù)云圖Fig.10 20%spanwise relative Mach number contour in near surge area

圖11（a），（b）是85%設(shè)計點，兩種葉型主葉片吸力面靜壓分布云圖和極限流線圖。對比主葉片壓力分布和極限流線分布可以發(fā)現(xiàn)，直紋面前緣低壓區(qū)更大，此處相對速度大，這也與圖8中的相對馬赫數(shù)云圖相一致。此處氣流先是沿軸向流動，經(jīng)過激波后，在激波和彎曲通道的共同作用下，極限流線向葉尖偏斜，有明顯的二次流現(xiàn)象。而彎掠葉型吸力面前緣低壓區(qū)則得到了有效地改善，極限流線向葉尖方向的偏斜程度也明顯減緩，氣流基本沿葉片弦向流動，這也說明激波的減弱對于改善葉輪內(nèi)部二次流有著積極的作用。但是彎掠葉型，進(jìn)口葉根處依然存在一個明顯的二次流區(qū)域，這說明該葉輪還有改進(jìn)的空間。

圖11 85%設(shè)計點流量主葉片吸力面靜壓云圖和極限流線分布Fig.11 Suction surface Static pressure/limited streamline for main blade at 85%design point

圖12（a）（b）分別給出了兩種葉型分流葉片吸力面上的靜壓分布云圖和極限流線分布。兩種葉型吸力側(cè)極限流線在主流區(qū)分布都比較均勻且均沿著弦向流動，沒有發(fā)現(xiàn)二次流現(xiàn)象。而在直紋面葉片前緣葉尖處存在一個小的分離渦。這說明主葉片前緣的激波影響到了分流葉片前緣。

圖12 85%設(shè)計點流量分流葉片吸力面靜壓云圖和極限流線分布Fig.12 Suction surface Static pressure/limited streamline for splitter blade at 85%design point

3.3 兩種葉型出口流場分析

葉輪出口流場的均勻性，主要是指流道hub到shroud側(cè)氣流角分布及絕對馬赫數(shù)分布。這兩項參數(shù)的均勻性直接影響后邊靜子部件的設(shè)計以及整級效率和變工況運行范圍，是壓氣機(jī)葉輪設(shè)計時，一個非常重要的考核指標(biāo)。

圖13（a）、（b）分別給出了兩種葉型子午流道內(nèi)周向平均相對速度流線分布。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，直紋面葉型在葉輪出口shroud側(cè)存在一個明顯的分離渦團(tuán)，并且該渦團(tuán)一直延伸到無葉擴(kuò)壓器出口（如圖中紅框所示）。而彎掠前緣葉型出口及無葉擴(kuò)壓器內(nèi)部流線分布均勻，所有流線均沿?zé)o葉擴(kuò)壓器徑向流動，沒有產(chǎn)生分離渦。這是因為離心壓氣機(jī)內(nèi)部氣流在離心力及轉(zhuǎn)彎哥氏力的綜合影響下在葉輪出口機(jī)匣側(cè)角區(qū)會產(chǎn)生一個低速區(qū)，如果該低速區(qū)控制不當(dāng)就會延伸到擴(kuò)壓器中，并且在擴(kuò)壓器內(nèi)逆壓梯度的影響下逐漸變大，最終導(dǎo)致分離產(chǎn)生。而該低速區(qū)的控制需要綜合考慮葉型從進(jìn)口到出口載荷分布，并且隨著馬赫數(shù)的升高，該低速區(qū)愈發(fā)難以控制，這也是高壓比離心壓氣機(jī)設(shè)計的一個難點。

圖13 子午流道相對速度流線分布Fig.13 Relative velocity streamline distribution in meridional

圖14（a）、（b）、（c）則給出了兩種葉型葉輪出口及無葉擴(kuò)壓器中3個截面位置及該截面處的絕對氣流角周向平均分布。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，葉輪出口和無葉擴(kuò)壓器內(nèi)，彎掠葉型的氣流角近壁面處氣流角小，流道中部主流區(qū)氣流角非常均勻，相差5°左右。

圖14 葉輪出口及無葉擴(kuò)壓器內(nèi)不同截面處氣流角分布Fig.14 The flow angle distribution at impeller outlet and vanless diffuser

而直紋面葉輪出口及無葉擴(kuò)壓器內(nèi)，氣流角在近shroud側(cè)有一個比較大的拐點（如紅框中所示），這正是回流渦的特征，也印證了圖13（a）中的回流渦。

圖15（a）、（b）、（c）是兩種葉型，葉輪出口及無葉擴(kuò)壓器內(nèi)，不同位置處的周向平均絕對馬赫數(shù)分布。通過對比可以發(fā)現(xiàn)，彎掠葉型葉輪出口及無葉擴(kuò)壓器內(nèi)部，絕對馬赫數(shù)分布直紋面葉輪更加均勻。

綜合絕對氣流角及絕對馬赫數(shù)分布圖，說明彎掠前緣葉輪出口流場較直紋面更加均勻，這對于后續(xù)擴(kuò)壓器的設(shè)計是十分有利的。

圖15 葉輪出口及無葉擴(kuò)壓器內(nèi)不同截面處絕對馬赫數(shù)分布Fig.15 The absolute Mach number distribution at impeller outlet and vanless diffuser

4 結(jié)論

本文根據(jù)國外某微型渦噴發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)參數(shù)，采用直接三維造型加CFD計算的方法，設(shè)計了直紋面葉輪。然后根據(jù)直紋面葉輪進(jìn)口流場，以降低葉片進(jìn)口展向攻角為目標(biāo)，設(shè)計了一種彎掠前緣葉輪。經(jīng)過CFD計算，對比分析兩種葉型的性能曲線及流場，得出結(jié)論如下：

1）兩個葉輪的設(shè)計流量、壓比、喘振裕度以及變馬赫數(shù)性能均能滿足設(shè)計要求。

2）根據(jù)葉片進(jìn)口展向氣流角分布設(shè)計的彎掠前緣葉型，能夠有效的降低葉片前緣激波強(qiáng)度，改善葉輪內(nèi)部流動，抑制二次流的發(fā)生。

3）葉片前緣彎掠葉型對比直紋面葉型能夠顯著提高壓氣機(jī)的喘振裕度。

4）葉片彎掠前緣對提高葉輪出口流場的均勻性，抑制葉輪出口角區(qū)低速區(qū)向擴(kuò)壓器內(nèi)傳播，抑制擴(kuò)壓器內(nèi)shroud側(cè)流動分離都有益處。

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