离心压气机流场数值计算与分析

2018-08-30任济民梁前超

兵器装备工程学报 2018年8期

任济民，梁前超,贺星

(海军工程大学 a.舰船动力工程军队重点实验室; b.动力工程学院，武汉 430033)

离心式压气机具有单级压比高、体积小的优点，广泛应用于微小型燃气轮机、内燃机涡轮增压器和其他的增压、供气设备上，是舰船供电装置和小型飞行器动力系统必不可少的结构。目前离心压气机正朝着更高增压比和更高效率方向发展，对于原机型的研究可以明确压气机效率损失，为下一步优化明确原始条件。

离心压气机的设计从20世纪开始进入飞速发展阶段[1]，直到现在依然是热门研究话题。对于离心压气机的流动特性研究主要有实验和仿真两种方法，现阶段的研究都是将这两种方法结合，以数值仿真为主，通过实验加以验证，如Michele Marconcini, Filippo Rubechini[2]对叶轮和扩压器叶片的匹配效果进行数值仿真，并且用实验验证仿真的正确性。此外对于离心压气机的研究还包括叶片造型优化、压气机喘振与失速控制，如周荐辉等[3]对某叶轮模型的叶片厚度与叶片子午面线形进行数值仿真与原模型对比，得出模型性能更优的结果。王志标[4]对叶轮的喘振与失速进行了分析研究，并探讨了防止喘振的两种方法—主动控制与被动控制的方式，主动控制是增加裕度，而被动控制则是控制运行点在喘振边界内。

计算流体力学的方法进行数值分析具有计算结果迅速、数据分析全面等特点，可减少实验步骤，节省成本，但是计算结果准确度有待检验。本文对于某涡喷发动机启动机的压气机进行数值计算，分析内部流场并与压气机实际参数对比。通过对叶轮内复杂流体的分析，找出气动损失的原因。

1 离心式压气机三维建模计算

某型压气机(图1)，相关设计参数为:额定输出功率为(105±10)hp，空气流量1.87 kg/s，增压比为2.97，转速31 500～33 500 r/min，激增转速不超过35 000 r/min。压气机叶轮由16片叶片组成，气体进口尺寸为143.7 mm，出口尺寸为247.3 mm使用UG建立三维模型，模型尺寸和实物保持一致，叶片则是通过测量截面线数据，叶片建模满足连续，光滑的要求。

计算区域的网格利用AUTOGRID软件制作，截取叶轮的一个叶片，对一个流道进行网格划分(见图2)，根据计算精度需求，为了获得较好的网格质量，网格节点数确定为 562 128个，叶顶与机匣间隙设置为0.1 mm，计算区域分为进气口、出气口、叶片、机匣、轮毂、两个切面等7个部分。

进气口设置为固定域，叶轮部分以及出气口设置为旋转域，其转速为31 500 r/min。压气机的额定流量1.87 kg/s，平均每个流道中的流量为0.117 kg/s。参考压力为1 atm。入口总压1 atm，入口总温300 K，湍流模型选择k-ε模型，两侧壁面设置为旋转周期边界，叶片与轮毂设置为无滑移壁面，机匣设置为反向旋转壁面，入口总温为300 K。

2 计算结果及分析

根据CDF仿真结果得到10%、50%和90%叶高处压力分布图(图3、图4、图5)，可以看出压力在流道中呈现上升趋势。入口的平均静压力为94 746.2 Pa，出口平均静压力 302 376 Pa，增压比为3.19，略高于实际压比2.97，误差为7%。验证了仿真的正确性。

2.1 叶轮入口及出口仿真结果分析

叶轮是压气机部件中唯一的对气体做功的动力来源。在叶轮中，气体一方面随叶轮旋转，另一方面在通道中流动，导致气体流速、压力在叶片进口和出口处不均匀，流动形式较为复杂。离心压气机转速在31 500 r/min时，由压气机进出口压力，进出口马赫数(如图6～图9所示),可以看出吸力面的进口气体超音速流动，到压力面进口处，气体流速逐渐降低，压力面进口表面最低流速小于0.1个马赫数，出现在压力面的轮毂附近。在贴近吸力面的一小片区域马赫数达到1.2，形成一个高速区。对比马赫数和压力可以看出在进口处气体流速越大，压力越小，但是出口处相反，压力大的地方，气体流速也大，这是因为在进口位置，气体在吸力面处超音速流动，超音速流动生成激波[5]，激波损失使激波后的气体速度静压升高，速度下降，同时吸力面边界层增厚也阻碍了吸力面气体流动[6]，这就导致出口处压力面压力大，气体流速也大，吸力面出口处压力小，气体流速也小。

2.2 叶轮流道内部分析

气体流进离心压气机，流体方向由轴向转向径向，气体流速下降，静压上升。由图10可知，叶轮子午面的压力从进口到出口是持续上升的，因为进口流速较快，进口压力小于大气压。在气体刚进入叶轮时，气体可以近似看作轴向流动，半径越大，流速越快，所以机匣附近的气体流速比轮毂的气体快[7]。当气体继续流动后，就近似于径向流动，流动半径增加，所以流速降低。机匣和叶片间隙阻碍气体流动[8]，使气体流动发生损失，所以机匣处气体流速低于轮毂处气体流速。由图11可以知道，子午面上平均流速为亚音速，只有局部是超音速流动，这样形成的激波影响范围较小，激波后静压升高不明显，由激波引起的流动损失较小。

由图12～图14可以看出，沿叶高方向，气体流速增加。叶高20%气体亚音速流动，气流有一个先减速再加速的过程，50%叶高和80%叶高时，气体在进气口形成局部超音速，形成激波损失，使气体速度下降，气压升高，并且形成气体分离现象[9]，在80%叶高处，气体在进口吸力面处流速达到1.3个马赫数，激波几乎影响了后半个流道，影响面积远远大于50%叶高激波的影响。气体在靠近机匣时，受叶顶间隙的影响，气体在叶轮尾缘形成逆向流动的涡旋，在80%叶高处涡旋最明显。

图15是气体流线图像，可以与上面的分析相互验证，清晰地看出气体在进气口吸力面流动速度最快，接下来速度慢慢降低，吸力面气体发生流动分离，使压气机叶轮效率降低。压力面的进口气体流速较小，在通道内，压力面气体流速一直处于上升状态，体吸力面和压力面的压差较大，使得流道内二次流现象明显。在吸力面的尾缘，空气形成螺旋前进的分离涡。这是因为叶顶间隙的影响[10]。

2.3 三种转速下叶轮流速分析

在31 500 r/min、33 500 r/min以及35 000 r/min下，压气机叶轮子午面的相对马赫数如图16～图18所示，3种转速的最高马赫数都出现在叶轮进口处。随着转速增加，叶轮最高平均马赫数也在逐渐增大，原因是转速增加，叶轮对气体的做功增加，使流速变大。在叶轮出口处，气流低速区随着转速增加明显增加，原因是叶顶间隙的影响随着转速增大。转速越大，叶顶间隙导致的气动损失越大[11]。三种转速下叶轮轮毂处的气体流速也相对较小，出现了流动堵塞现象，边界层分离现象较为明显。