Gurney襟翼在离心压缩机叶轮上的数值研究*

王 枭 饶 杰 李镇杉 朱晓农 常 超

（1.合肥通用机械研究院有限公司，安徽省通用机械复合材料技术重点实验室，压缩机技术国家重点实验室；2.重庆美的通用制冷设备有限公司）

0 引言

离心压缩机是工业生产中重要的动设备，在化工、制冷等行业发挥着重要的作用。而叶轮作为离心压缩机的核心部件，其气动性能成为衡量压缩机设计好坏的重要指标。如何设计出高压比、高效率的叶轮，是人们一直关注的问题。

Gurney 襟翼，即在翼型尾缘垂直于气流方向的窄板，高度很低，可以改善翼型升阻力系数和失速迎角等特性，最初多用于航空领域[1-5]，而后衍生到风力机领域[6-8]，轴流通风机上亦有应用[9-13]。Gurney 襟翼在上述领域均是通过对翼型升阻特性的影响，进一步改善飞行器、风力机或轴流通风机的气动特性。但由于做功机理不同，以及流道和叶片形状等方面相差较大，目前Gurney襟翼在离心压缩机叶轮上的研究还较少。

本文针对离心压缩机叶轮，采用Gurney襟翼设计，通过CFD 方法[14-18]计算了不同襟翼高度对叶轮气动性能的影响，为Gurney 襟翼在离心压缩机叶轮上的应用提供参考和依据。

1 Gurney襟翼设计

在离心压缩机叶片出口压力面处增设Gurney 襟翼，襟翼设计如图1所示，三维效果图如图2所示。

图1 Gurney襟翼设计图Fig.1 The design of the Gurney flaps

图2 Gurney襟翼三维效果图Fig.2 The 3D model of the Gurney flaps

襟翼形状为圆弧状，圆弧半径与叶轮出口半径一致，襟翼宽度与叶片出口宽度一致，襟翼厚度为0.5mm。

2 计算方法

采用CFD方法对叶轮流场进行计算。对叶轮流体域采用非结构四面体网格进行划分，在壁面处采用棱柱网格加密，并在叶片和襟翼处进行局部加密。网格总数为402万，如图3所示。

图3 计算网格Fig.3 The computational mesh

采用有限体积法对三维N-S方程进行求解，流场进口采用质量流量进口，出口采用静压出口，壁面采用绝热壁面。通过对控制方程进行迭代计算，得到流场中压力、温度、密度等物理量，通过质量平均的方式，得到观察面的总压、总温等信息，依据下式对叶轮压比和效率进行求解。

式中，ε 为压比；p1为叶轮进口绝对总压；p4为扩压器出口绝对总压，这是因为增设襟翼后，叶轮出口流场分布不均，而无叶扩压器的出口流动已基本均匀稳定，因此采用无叶扩压器出口绝对总压进行计算；ηpol为多变效率；κ 为介质比热比，本文介质为空气，κ=1.4；T1为叶轮进口热力学总温；T4为无叶扩压器出口热力学总温。

3 计算结果分析

3.1 叶轮气动性能

原叶轮记为叶轮0，闭式叶轮，叶轮进口为常温常压，设计流量为1.033kg/s，设计压比为1.8，叶轮转速为33 000rpm，叶轮直径为180mm，叶片总数为18，采用长短叶片均匀分布，叶轮出口角为60°，为后向叶轮。襟翼高度对应的圆心角分别为0.5°，1.0°和1.5°，分别记为叶轮0.5、叶轮1.0 和叶轮1.5。计算叶轮压比和效率如图4和图5所示。

图4 叶轮压比Fig.4 The pressure ratio of the impeller

图5 叶轮效率Fig.5 The efficiency of the impeller

从图4 可以看出，增设襟翼后，叶轮压比有了较大提高。Gurney襟翼的增设，造成叶片出口角增大，从而使叶轮压比增加。从图4 可以看出，襟翼高度越大，压比增加越高，但随着襟翼高度的增加，压比增加的速率逐渐降低。

从图5可以看出，除去小流量点（0.6kg/s）和阻塞流量点（1.2kg/s），叶轮0.5效率均高于叶轮0，而叶轮1.0和叶轮1.5则表现不佳，甚至出现效率降低的情况。在设计点处，则是叶轮0.5效率最高，叶轮1.0和叶轮1.5效率比原模型低，且襟翼高度越大，效率降低越多。而即使叶轮1.0和叶轮1.5效率有所降低，但实际仍保持有较高的水平。

整体来看，增设Gurney襟翼后，叶轮压比得到一定的提高，且随襟翼高度增加而增加，效率则是先增加后降低。叶轮0.5 对比叶轮0 出现较大的压比和效率提升，对原叶轮气动性能的改善较为显著。

3.2 叶轮出口压力分布

叶轮出口截面处的压力分布如图6所示。

图6 叶轮出口截面压力分布Fig.6 The pressure distribution of the impeller exit section

从图6 可以看出，增设Gurney 襟翼后，扩压器出口压力有了大幅提高，这主要是由于襟翼与叶片夹角处压力的提高，使叶轮出口压力提高，并进一步提高了下游的压力。受夹角处高压区域的影响，叶片吸力面低压区有收缩趋势，压力面高压区则有扩张趋势，且以夹角处为叶片压力最高点。随襟翼高度的增加，襟翼与叶片夹角处的压力逐渐增大，下游的压力梯度也逐渐增大，需要更长的扩压段才能使流动均匀稳定。

3.3 叶轮出口相对马赫数分布

叶轮出口截面处的相对马赫数分布如图7所示。

图7 叶轮出口截面相对马赫数分布Fig.7 The relative Mach number distribution of the impeller exit section

从图7 可以看出，原叶轮出口截面处，马赫数分布比较均匀，未出现明显的低马赫数区域。增设Gurney襟翼后，叶轮0.5变化较小，而叶轮1.0和叶轮1.5在叶片尾缘以及叶轮出口下游，均出现明显的低马赫数区域，且随襟翼高度的增加，低马赫数区域范围逐渐增大。表明Gurney 襟翼的增设，对叶轮出口流场产生了一定的影响，须谨慎对待。此外，增设Gurney 襟翼后，叶轮内部流场未出现明显的低马赫数区域，表明叶轮内部流动状况较好，受襟翼影响较小。

4 结论

通过对比分析Gurney襟翼对离心压缩机叶轮气动性能的影响，得出以下结论：

1）在叶片出口压力面增设Gurney 襟翼，可以有效提高叶轮压比。

2）适当高度的Gurney襟翼，可以提高叶轮效率，但超过一定范围后，效率会降低。

3）增设Gurney 襟翼使得叶片吸力面低压区收缩，压力面高压区扩张，襟翼与叶片夹角处压力较高，需校核其对叶轮结构强度的影响，此外下游压力梯度增大，需要更长的扩压段才能使流动均匀稳定。

4）增设Gurney襟翼使叶轮出口出现局部低马赫数区域，而叶轮内部流场则受影响较小。

综上所述，Gurney 襟翼在离心压缩机叶轮上有较大应用空间，但具体参数的选择，仍有待于进一步的工作。并且由Gurney襟翼带来的叶轮强度变化和制造难度的增加，也有待于进一步的研究。