葉端加不同小翼對Krain離心葉輪氣動性能影響的數(shù)值研究

陳亞莉,孫中國,唐永洪,趙陽

(西安交通大學(xué)能源與動力工程學(xué)院,710049,西安)

由于葉頂間隙的存在,一部分流體在壓差的作用下跨越葉片頂部形成葉頂泄漏流,而葉頂泄漏流與主流相互作用會造成一定流動損失。葉頂間隙內(nèi)部流動及控制對離心和軸流型式的壓氣機均具有重要意義。文獻[1]研究表明,由葉頂泄漏流引起的損失會影響葉輪的壓比、效率以及穩(wěn)定工況范圍等氣動性能,且其影響程度與葉頂間隙的大小和葉輪轉(zhuǎn)速有關(guān)。文獻[2-3]研究表明,葉輪泄漏流使葉頂附近低速區(qū)增加,且泄漏渦與主流作用及破碎會誘導(dǎo)失速發(fā)生。

為了有效控制葉頂泄漏流,研究人員開展了主動控制及被動控制方法的研究,其中葉頂噴氣[4]、等離子控制[5]和附面層抽吸[6]等主動控制方法通過加入外部擾動來控制泄漏流,有能量輸入;機匣處理[7]、葉尖修型[8]等被動控制通過改變流動環(huán)境或流道的幾何形狀來控制泄漏流,無能量輸入。

小翼技術(shù)最初由美國航空航天局(NASA)的Whitcomb提出并應(yīng)用于飛機翼梢小翼[9]。Camci等對加裝壓力面小翼的軸流風扇進行了實驗研究,發(fā)現(xiàn)合適的壓力面小翼可降低流體速度,進而減少泄漏量,降低損失[10]。Yaras等對加裝小翼的渦輪葉柵進行實驗研究,指出在吸力面和壓力面同時加裝小翼組合小翼可有效降低葉柵損失,當加裝單側(cè)小翼時,吸力面小翼效果優(yōu)于壓力面小翼[11]。鐘兢軍課題組實驗研究了吸力面小翼、壓力面小翼及組合小翼結(jié)構(gòu)的軸流壓氣機,發(fā)現(xiàn)小翼均能減小葉頂泄漏強度且提高壓氣機氣動性能,其中吸力面小翼的效果最為明顯[12]。對加裝不同長度、寬度、起始位置及形狀的吸力面小翼的軸流壓氣機進行了數(shù)值及實驗研究,結(jié)果表明,合理的小翼結(jié)構(gòu)可有效降低葉輪內(nèi)部損失[13-15]。

目前,小翼技術(shù)研究主要集中于風扇、渦輪及軸流壓氣機等軸流式流體機械,在離心壓氣機中的應(yīng)用尚未見報道。本文將葉尖小翼技術(shù)應(yīng)用于離心壓氣機中,采用數(shù)值模擬方法來分析小翼結(jié)構(gòu)對于離心葉輪葉頂泄漏的控制效果及對葉輪氣動性能的影響。

1 研究對象及方法

1.1 研究對象

本文以文獻[16]中離心葉輪為研究對象,葉輪具體參數(shù)如表1所示。為了減小擴壓器對葉輪內(nèi)部流動的影響,葉輪出口設(shè)置等面積無葉擴壓器,計算模型如圖1所示。

表1 葉輪基本參數(shù)

圖1 計算模型示意圖

本文小翼結(jié)構(gòu)加裝在葉片頂部吸力面?zhèn)?小翼上端面與葉頂平齊,將葉尖吸力面基元型線向外擴展延伸得到小翼型線,小翼寬度為當?shù)厝~片寬度的倍數(shù),小翼與葉片連接處光滑過渡。小翼型線及形狀如圖2所示。

(a)小翼型線

(b)小翼形狀圖2 小翼型線及形狀示意圖

間隙大小影響泄漏損失,進而影響性能及穩(wěn)定工況范圍。為了研究間隙高度對小翼性能的影響,本文在設(shè)計間隙的基礎(chǔ)上將間隙增大1倍,即葉片前緣為1.0 mm,葉片尾緣為0.6 mm,稱為大間隙;或者縮減0.5倍,即葉片前緣為0.25 mm,葉片尾緣為0.15 mm,稱為小間隙。針對設(shè)計間隙、大間隙和小間隙3種情況開展數(shù)值研究。

1.2 數(shù)值方法及設(shè)置

本文采用Numeca軟件對壓氣機內(nèi)部流動進行數(shù)值模擬,在Autogrid中生成葉輪及無葉擴壓器結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,葉頂間隙在徑向方向上布置17個節(jié)點,網(wǎng)格總數(shù)約為12萬,計算網(wǎng)格模型如圖3所示。

圖3 網(wǎng)格模型

對原葉輪進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證,結(jié)果如圖4所示,最終采用第2套方案共143萬網(wǎng)格數(shù)進行分析。數(shù)值計算采用Fine模塊進行,使用單通道周期性邊界條件,湍流模型采用Spalart-Allmaras模型,進口給定總溫總壓及速度方向,出口給定質(zhì)量流量,壁面采用絕熱、無滑移邊界條件。收斂判據(jù)為全局殘差小于10-5,進出口流量差小于0.1%,效率變化小于0.01%。

圖4 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

1.3 數(shù)值方法及設(shè)置

將壓比和葉輪多變效率的數(shù)值計算結(jié)果與實驗結(jié)果[16]進行比較,如圖5所示,可知兩者吻合較好。數(shù)值計算的效率較實驗值偏低,壓比在小流量工況下較實驗值偏低,此誤差是由數(shù)值計算忽略實驗時進口參數(shù)分布不均勻所致[17]。

(a)壓比

(b)效率圖5 葉輪性能曲線

2 計算結(jié)果

2.1 不同間隙下小翼對葉輪性能的影響

(a)壓比

(b)效率圖6 大間隙下不同小翼結(jié)構(gòu)葉輪性能預(yù)測對比

(a)壓比

(b)效率圖7 設(shè)計間隙下不同小翼結(jié)構(gòu)葉輪性能預(yù)測對比

(a)壓比

(b)效率圖8 小間隙下不同小翼結(jié)構(gòu)葉輪性能預(yù)測對比

不同間隙高度下加裝不同寬度小翼對葉輪性能的影響如圖6～圖8所示,其中NW表示未加裝小翼,SW表示加裝吸力面小翼,1.0、1.5、2.0表示小翼的寬度為當?shù)厝~片寬度的1.0、1.5、2.0倍。在3種間隙高度下,加裝小翼的葉輪相較于未加裝小翼的葉輪效率和壓比略有下降,且下降的幅度隨著小翼寬度的增加而增大。

小翼使得葉輪失速裕度有所提升,其中大間隙和設(shè)計間隙高度下加裝1.0倍寬度小翼的葉輪較未加裝前失速裕度分別增加1.21%、1.22%。小間隙高度下加裝小翼后葉輪失速裕度提升效果最為明顯,尤其是1.0倍寬度小翼的葉輪使葉輪失速裕度較未加裝前提高了8.73%。失速裕度定義為

(1)

式中md、ms分別為設(shè)計點、失速點的流量。失速點為數(shù)值計算近失速工況最后一個收斂解的點[18]。

2.2 小翼結(jié)構(gòu)對泄漏量的影響

設(shè)計間隙下不同寬度小翼及原型葉輪在設(shè)計工況的葉頂泄漏量,小翼的加裝使葉輪葉頂泄漏量較原型均有所減小,且隨著小翼寬度的增加減小量越大,如圖9所示。葉頂泄漏量沿弦長分布如圖10所示,泄漏量沿葉片弦長呈增加趨勢,在靠近葉片前緣位置,泄漏量最小,葉片前緣到50%弦長位置處,泄漏量增加趨勢較為平緩,50%弦長到尾緣部分,泄漏量急劇增加,尾緣位置泄漏量達到最大。葉頂兩端壓差沿弦長分布如圖11所示,葉頂兩端壓差沿弦長分布趨勢與泄漏量基本一致,這也說明葉頂兩端壓差的分布是影響泄漏量分布的重要因素。間隙處泄漏流體的相對速度如圖12所示,從前緣到葉片中部,在逆壓梯度的作用下,流體速度減小,中部到葉片尾緣位置,流體速度逐漸增加。

圖9 設(shè)計間隙下設(shè)計工況葉頂泄漏量

圖10 設(shè)計間隙下設(shè)計工況葉頂泄漏量沿弦長分布

圖11 設(shè)計間隙下設(shè)計工況葉頂壓差沿弦長分布

圖12 設(shè)計間隙下設(shè)計工況間隙內(nèi)流體的相對速度

研究可知,加裝小翼后的葉輪葉頂泄漏量減小,且隨著小翼寬度的增加泄漏量減小,加裝2.0倍寬度小翼的葉輪泄漏量最小。沿弦長位置,葉片前緣至中部及中部至尾緣部分泄漏量減小效果較明顯,而在葉片中部,加裝小翼后的葉輪較原型泄漏量減小量較小。結(jié)合壓差及相對速度分布可知,加裝小翼后的葉輪使葉片寬度增加,進而使葉頂兩端壓差減小,而葉頂兩端的壓差是葉頂泄漏流的驅(qū)動力,壓差的變化會影響間隙內(nèi)流體的流動速度,壓差減小使間隙內(nèi)流動速度減小,最終使得葉頂泄漏量減小。小翼結(jié)構(gòu)對于壓差的減小量隨著小翼結(jié)構(gòu)寬度的增加而增加,且在葉片前緣至中部及中部至尾緣部分減小效果明顯,在葉片中部位置影響較小。

2.3 小翼結(jié)構(gòu)對泄漏渦運行軌跡的影響

泄漏渦運行軌跡可由機匣靜壓凹槽決定[19]。設(shè)計間隙下機匣靜壓等值線及云圖如圖13所示,在葉片前緣附近,由于葉片兩端壓差的驅(qū)動流體跨越葉片頂部,在葉片吸力面位置形成葉頂泄漏渦。加裝小翼后的葉輪較原型葉輪,機匣靜壓凹槽更加遠離吸力面,向壓力面靠近,即葉頂泄漏渦運行軌跡向壓力面發(fā)展,泄漏渦運行軌跡與葉片的夾角增大,且小翼寬度越大,泄漏渦運行軌跡與葉片的夾角越大,泄漏流與主流的摻混減小。

設(shè)計間隙下泄漏渦渦核示意圖如圖14所示,等值線為機匣靜壓分布,可知泄漏渦核運行軌跡與靜壓凹槽重合。標準渦的定義[20]為

(a)NW (b)SW1.0

(c)SW1.5 (d)SW2.0圖13 設(shè)計間隙設(shè)計工況下機匣靜壓云圖

(a)NW

(b)SW1.0

(c)SW1.5

(d)SW2.0圖14 設(shè)計間隙設(shè)計工況泄漏渦核示意圖

(2)

式中:ζ為絕對渦量;w為相對速度矢量;|Hn|=1時,表示渦與流線纏繞程度最強,即渦核位置。原型葉輪中,泄漏流跨越葉頂后在葉片前緣附近吸力面卷起形成泄漏渦且泄漏流纏繞緊密,向下游發(fā)展過程中由于逆壓梯度作用,泄漏渦渦核破碎。加裝小翼后由于葉片頂部寬度增大,使得泄漏渦軌跡向壓力面方向移動,且隨著小翼寬度增加,泄漏渦形成位置較原型更加遠離前緣位置,泄漏渦纏繞程度減弱,渦核從卷起到破裂所行進的路徑較短,泄漏渦核行程減小。

流向截面子午速度云圖如圖15所示,葉頂泄漏流使流道靠近機匣位置處存在低速區(qū),加裝小翼后葉片頂部寬度增大,使葉片頂部沿圓周方向的距離減小,進而使得葉片流道頂部靠近機匣位置低速區(qū)沿圓周方向減小,且小翼使得泄漏渦軌跡向壓力面方向移動,葉片頂部靠近吸力面位置低速區(qū)有所減小。

(a)NW (b)SW1.0

(c)SW1.5 (d)SW2.0圖15 設(shè)計間隙設(shè)計工況子午速度云圖

(a)NW

(b)SW1.0圖16 設(shè)計間隙近失速工況泄漏流線圖

設(shè)計間隙下近失速工況3.4 kg/s時葉頂泄漏流線圖如圖16所示,在原型葉輪中,泄漏渦在靠近葉片前緣位置處形成,向下游發(fā)展的過程中渦核破碎且其影響范圍不斷擴大,造成流道靠近機匣位置大面積堵塞,誘導(dǎo)失速的發(fā)生。小翼結(jié)構(gòu)使泄漏渦形成位置較原型更加遠離前緣,泄漏渦軌跡向遠離吸力面方向移動,泄漏渦影響范圍減小,由泄漏渦造成的低速區(qū)面積減小,從而延緩失速的發(fā)生。

3 結(jié) 論

本文以文獻[16]離心壓氣機為例,在3種不同間隙高度下加裝不同寬度小翼的離心葉輪結(jié)構(gòu)進行了較系統(tǒng)的數(shù)值研究,分析了不同間隙與不同寬度小翼對葉輪氣動性能及內(nèi)部流場的影響,得出以下結(jié)論。

(1)小翼結(jié)構(gòu)加裝于離心葉輪葉片頂部,使壓氣機壓比及效率較原型葉輪略有下降,但可在一定程度上提高離心壓氣機轉(zhuǎn)子的失速裕度。在設(shè)計間隙附近,間隙越小提升效果越好。1.0倍寬度小翼在小間隙下,失速裕度增加8.73%。

(2)小翼結(jié)構(gòu)增加了泄漏通道長度,減小了間隙兩端的壓差,使間隙內(nèi)部流體速度減小,從而使泄漏量減少。隨著小翼寬度增加,泄漏量減小效果更加明顯。

(3)小翼結(jié)構(gòu)使泄漏渦軌跡向壓力面方向移動,渦核形成位置更加遠離前緣,泄漏渦強度減弱、影響范圍減小,使由于泄漏流造成的低速區(qū)面積減小,從而延緩失速的發(fā)生。