级环境下叶轮前缘倾角对离心压气机性能的影响

李成，杜礼明，李文娇，王尕平，王焱

(大连交通大学 大连玉柴涡轮增压技术研发中心有限公司，辽宁 大连 116028)

级环境下叶轮前缘倾角对离心压气机性能的影响

李成，杜礼明，李文娇，王尕平，王焱

(大连交通大学 大连玉柴涡轮增压技术研发中心有限公司，辽宁 大连 116028)

对某船用离心压气机进行了级环境下的气动性能仿真分析，结果表明，原方案中叶轮进口处能量损失过大，致使叶轮内效率下降过快，不满足要求.为此，针对性提出叶片前缘倾的两种优化方案.研究表明，叶轮前缘倾角对离心压气机级的气动性能影响较大，每一个结构确定的叶轮都有一个最优的前缘倾角，该倾角可以有效改善气流在流道内的流动情况，明显减小进口处的能量损失，从而使压气机的整级性能得到提高.

离心式压气机；前缘倾角；叶轮；级环境

0 引言

在叶轮机械中，叶轮前缘的作用是以最小的撞击损失引导气流按照预定方向进入叶轮，使气流在流道内流通时产生圆周方向的加速度，同时完成气流自轴向到径向的转向[1- 2].

目前，国内外学者对于叶轮机械内部流场进行了大量的研究，但工作主要集中在径流式压气机叶轮出口至扩压器进口的位置，而对离心叶轮进口的结构参数研究较少.文献[3- 6]表明，要得到高压比、高效率的压气机，经济有效的手段之一是优化离心压气机叶轮带有前倾角的结构.因为适当的叶轮前缘倾角可以使叶轮叶片载荷分布均匀，减少由于气流粘性产生的气流分离带来的能量损失,所以针对具体的几何模型，前倾角大小的选择是一个很有意义的研究课题[7].入口攻角的大小对压气机性能有很大影响，攻角选择不当则会对压气机的性能产生不利影响[8].

传统方法通过几何造型软件来修改离心叶轮的前缘倾角，然后再进行仿真计算，但这种方法可导致失真现象[9].为保证其叶高方向的连续性，必须保持叶片的表面是平滑曲面，因此，在研究轮缘处的叶片角时需要考虑关联性.本文以某船用增压器离心压气机叶轮为研究对象，在压气机级环境下分析不同转速下叶轮内部流场情况，根据模拟结果，分析存在的问题，针对性提出优化方案，分析叶轮前缘倾角对离心压气机整级多工况性能的影响.

1 计算模型与数值方法

1.1 计算模型

本文研究的对象是某大型船用离心压气机，其叶轮共有20个叶片(10个主叶片，10个分流叶片)，其进口叶顶半径为100 mm，叶根半径为50 mm，叶轮出口半径为150 mm，出口的叶高15 mm，进、出口顶部间隙均为0.6 mm，叶轮的后弯角为25°并带有前倾结构.如图1为该压气机叶轮的的几何模型.

(a)正视图 (b)侧视图

图1 半开式叶轮几何模型

采用NUMECA Fine/Turbo软件对该压气机进行仿真分析.仿真计算模型包括：叶轮、叶片扩压器、机匣、蜗壳，采用的是整级计算，其优点是使气流的流动更为真实，并能准确的找出能量损失的原因，与真实情况更为接近.如果采用单级计算，对于耦合作用的能量损失都无法计算在内，导致计算结果与试验结果偏差过大，不满足计算要求.

由于该模型的实际结构较为复杂，在不影响计算精度前提下适当进行简化，并且只对单通道进行网格划分和计算，以节约计算时间.叶轮和有叶扩压器的网格在AUTOGRID5模块中生成，为保证叶片在子午流道中的网格质量需在拐角处添加ZR线，网格如图2所示.

图2 子午视图的网格

蜗壳的网格划分采用了三个蝶形网格，以保证网格质量，由于其蜗舌位置的几何模型较为复杂，所以其网格质量略差，但满足计算精度要求.离心压气机整级计算网格如图3所示，网格质量满足计算精度要求.

图3 压气机网格

1.2 数值方法

工作介质选取可压缩理想气体，湍流模型选择具有较强容错性且能较好模拟复杂流动的Spalart-Allmaras一方程模型，以兼顾计算准确性和计算效率，其空间项采用二阶中心差分格式，时间项采用四阶Runge-Kutta进行计算，转静子交界面采用域平均方法进行处理.

根据该离心压气机的工作范围，计算了额定转速，不同质量流量下离心压气机的效率、压比等性能参数.在转动部件设定中，由于计算时是单叶轮通道并且带有蜗壳的情况，所以选择当地守恒型连接面(Local Conservative Coupling).在边界条件的设定中，进口条件采用轴向进气，并给出进口总压，总温，湍流粘性，出口边界条件按质量流量给定.

2 计算结果与分析

2.1 变工况特性分析

为分析该压气机的内部流场情况，探讨影响其气动参数的主要原因，本文对该离心压气机整级进行仿真计算，主要计算域包括：蜗壳+有叶扩压器+离心叶轮+机匣.

首先对整级进行了额定转速(26 700 r/min)，不同质量流量多工况的仿真计算，表1为仿真计算得到的特性数据结果.由该表可知，整级环境下压气机的特性参数偏低，安全的工作范围偏窄，表明原模型的结构参数存在一定问题，导致整级的性能参数不满足设计要求.

表1 26 700 r/min转速下变工况特性数据

该压气机在额定转速(26 700 r/min)、额定流量(3.60 kg/s)下试验得到的等熵效率为78%，压比为2.9.由上表可知，计算结果和试验数据误差不超过5%，表明本文的数值计算方法是行的.

为进一步分析其内部流场，找出问题所在.图4列举出该压气机在额定工况下的温度分布云图、压力分布云图、叶片表面的熵值云图和子午面的熵值图.

从图4(c)(d)的熵值分布云图可知，在叶轮前缘叶顶处存在高熵区，易产生激波，并伴随大量的能量损失，致使气流在叶轮内部流动紊乱，造成整级特性参数偏低.从图4(a)的温度分布云图中可知，压气机叶轮在叶顶处的温度高于其他位置，当气流从进气道流入导叶叶片，气流与带有前倾结构的叶片发生撞击从而产生大量的热，致使能量损失.因此，一个合理的前缘倾角可以有效的减少这部分的能量损失，改善叶轮内部流场的温度分布.图4(b)为压气机叶轮的压力分布，从图中可知叶轮的长、短叶片在吸力面和压力面之间存在较大的压力差，它会使气流在叶轮叶顶处形成扰流，当扰流随着时间的积累，甚至会在叶轮内部形成涡流，阻碍气流在叶轮内的正常流动.而且压差过大同样会使气流在各流道内的能量分布不均匀，造成气流流动混乱.

(a)温度分布云图 (b)压力分布云图

(c)叶片表面熵值分布云图 (d)子午面熵值分布云图

图4 离心压气机后处理效果

为进一步了解气流在叶轮前缘和内部的真实流动情况，图5为气流的在叶高90%、10%位置的速度矢量图.

由图5可知，气流在叶根处与叶片的撞击损失要小于气流在叶顶处的撞击损失，且当气流离开离心叶轮表面时叶轮前缘叶顶处气流较混乱.这是由于气体具有粘性，使得气流之间的相互作用加剧，导致气流在叶顶处的能量损失过大.

(a)叶高90%的位置

(b)叶高10%的位置

2.2 叶轮前缘倾角优化与分析

通过以上分析，本文针对离心叶轮叶片前缘的结构，探究叶轮前缘叶顶的前倾结构参数对整级性能影响的趋势做了相关预测是很有必要的.根据压气机在额定工况下的内部流场的分析，分别针对量种模型进行分析，对离心压气机整级做性能预测.

叶片采用AutoBlade模块中五点式进行叶型控制，通过改变五个点的平面分布得到想要的几何模型，如图6(a)所示.根据图5(a)叶顶处的速度矢量图可知，叶顶处的前倾角过大，导致叶顶处形成较严重的流动分离现象，使得从进气道流入叶轮的气流能量损失过大.因此，针对此问题提出两种改进方案，即叶轮前缘倾角由60°调整为50°和55°，如图6(c)、(d)所示，分别对两种方案进行仿真计算，分析其对整级性能和内部流场的影响.

(a)控制方式 (b)原始方案：60°

(c)方案一：50° (d)方案二：55°

图6 不同叶顶叶型的Blade two blade视图

为分析和论证其倾角对整级效率的影响，表2给出四种方案在额定转速(26 700 r/min)，额定流量(3.6 kg/s)下的气动参数进行对比分析.

表2 26 700 r/min转速下多方案的特性数据

由表2可知，方案二的性能较为好.为更直观了解叶轮前缘叶顶叶型对离心压气机整级性能的影响，图7展示三种方案中叶片的熵值分布云图.

从图7可看出，尽管三个方案仍然都存在高熵区，这是因为叶轮前缘带有前倾结构，由进气道流入的气流撞击到叶片上势必会有能量的损失，但方案二的熵值明显降低，表明该方案中叶轮进口的能量损失明显减小，叶轮的内部流场得到改善.由此表明，合适的前倾角可以提高离心压气机整级的效率和压比等特性参数，并且可以使气流按照预定的轨道平滑的流动，达到能量损失最小的目的，而角度过小会引进口叶顶处形成大量的回流，随着时间的堆积，甚至会阻碍气流的正常流动，造成阻塞等问题，不满足工程实践要求.

(a)方案一 (b)方案二

(c)原方案

由于本文采用的是整级计算，一个合理的进口前倾角不但会使进口能量损失减少，同时会使气流在叶轮内部的流动均匀，甚至会影响气流在扩压器内的流动情况.为了验证结构参数修该后整级性能发生变化，需要验证气流在叶轮和有叶扩压器中的流动情况.图8为三种方案中压气机的子午面熵值分布.

(a)原方案 (b)方案一 (c)方案二

图8 子午视图的熵值分布云图

叶轮进口气流流动的好坏对气流在叶轮和有叶扩压器内部流动有很大影响.图8中原方案叶片前缘叶顶附近熵值为66.4，而方案二同一位置的熵值为35.8.因此，从子午熵值分布云图可以看出方案二的流场分布最为理想，不仅高熵区消失了，而且明显改善了气流在有叶扩压器内的流动，减少了能量损失.相反，其他两种方案的能量损失较严重，特别是当前倾角过小时(如方案一)在轮毂处也出现高熵区，导致整级环境下压气机特性参数下降过快.

3 结论

(1)对原型压气机级环境的模拟表明，叶轮进口气流流动较乱，致使叶轮内效率下降过快，导致整级性能不满足要求;

(2)对于结构确定的压气机，存在一个最优的叶轮叶片的前缘倾角，该倾角过大或过小都会导致叶顶处形成较严重流动分流现象，甚至形成回流，造成从进气道流入叶轮的气流能量损失过大，从而影响压气机的整级性能;

(3)合理的前缘倾角可以有效的减小进口处的能量损失并改善气流在流道内的流动情况，从而使压气机的整级性能得到提高.

[1]彭森,杨策,马朝臣,等.前倾角对离心压气机叶轮性能的影响[J].清华大学学报(自然学科版)，2005,45(2):250- 253.

[2]初雷哲，杜建一，赵晓路，等.叶片倾角变化对扩压器中非定常流动的影响[J].工程热物理学报，2007,28(5)：759- 762.

[3]BRUCE G J，MASME M.Computer-Aided Turbamachinery Design System[R].IMechE，1998.

[4]杨策,马朝臣,王航.离心压气机的初步设计及其优化方法[J].内燃机学报，2001,19(5):454- 458.

[5]卢纪富,魏新利,李杨.轴流前弯叶轮叶顶流场特征分析[J].流体机械,2010,38(6):6- 10.

[6]ZANGENEH M.On the Design Criteria for Suppression of Secondary Flow in Centrifugal and Mixed Flow Impellers[R].ASME Paper,1997.

[7]楚武利，刘前智，胡春波.航空叶片机原理[M].西安：西北工业大学出版社，2009.

[8]杨策，施新.径流式叶轮机械理论及设计[M].北京：国防工业出版社，2004.

[9]林建生，谭旭光.燃气轮机与涡轮增压器内燃机原理与应用[M].天津：天津大学出版社，2005.

Impact of Leading Edge Angle of Impeller on Centrifugal Compressor Performance in Multistage Environment

LI Cheng,DU Liming,LI Wenjiao,WANG Gaping,WANG Yan

(Yuchai Dalian Turbocharger Technology R&D Center，Dalian Jiaotong University,Dalian 116028,China)

Numerical analysis of a marine centrifugal compressor in multistage environment was carried out.The results show that the energy loss at the impeller inlet of prototype model is rather big,resulting in a fast drop of the impeller efficiency.In the present thesis,two optimization schemes of leading edge angle of the impellers were proposed,and the numerical results show that the angle has a greater influence on the aerodynamic performance of the centrifugal compressor.It also indicates that there is an optimal leading edge angle for every impeller,which can improve effectively internal flow field of the compressor and reduce significantly energy loss at the impeller inlet and improve compressor performance in multistage improved.

centrifugal compressor;leading edge angle;impeller;multistage environment

1673- 9590(2015)01- 0024- 05

2013- 12- 26

国家自然科学基金资助项目(11202043)

李成(1988-)，男，硕士研究生；杜礼明(1972-)，男，教授，博士，主要从事内燃机涡轮增压技术的研究

E-mail:dlm@djtu.edu.cn.

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