余繼華,張勇,崔世麒,王琳
(1.海軍駐株洲地區(qū)航空軍事代表室,湖南株洲412000;2.海軍航空工程學(xué)院a.飛行器工程系;b.科研部,山東煙臺(tái)264001)
葉頂間隙和葉片表面粗糙度對離心壓氣機(jī)性能的影響
余繼華1,張勇2a,崔世麒2b,王琳2a
(1.海軍駐株洲地區(qū)航空軍事代表室,湖南株洲412000;2.海軍航空工程學(xué)院a.飛行器工程系;b.科研部,山東煙臺(tái)264001)
為充分研究葉頂間隙和葉片表面粗糙度對某型離心壓氣機(jī)工作性能的影響,文章分別對不同間隙和粗糙度情況下壓氣機(jī)的工況仿真計(jì)算,得到不同的特性線。分析表明:葉頂間隙和粗糙度越大,增壓比和效率越低,粗糙度由0.03mm減小到0.01mm,增壓比大約提高了1.5%,工作效率大約提高了1%,葉頂間隙由0.6mm減小到0.1mm,增壓比大約提高了10%,工作效率提高了2.5%。該研究結(jié)果對下一步的改進(jìn)設(shè)計(jì)具有重要的參考價(jià)值。
離心壓氣機(jī);葉頂間隙;粗糙度
某型離心壓氣機(jī)正處于研仿階段,和軸流葉輪相比,離心葉輪的葉片高度要小很多,尤其是葉輪出口處,再加上粘性作用強(qiáng),雷諾數(shù)小,附面層相對厚度更大。受加工、裝配誤差及葉輪結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等因素影響,相對葉尖間隙尺寸和葉片相對厚度明顯增大,因而葉尖間隙泄漏流對葉輪性能的影響相比軸流葉輪更為顯著[1-6]。此外,該型壓氣機(jī)的實(shí)際工作環(huán)境非常惡劣,鹽霧腐蝕、油漬等積垢沉積現(xiàn)象比較嚴(yán)重,這都會(huì)導(dǎo)致葉片的表面粗糙度增大,影響流道的流通能力,甚至降低壓氣機(jī)的工作性能。以上2個(gè)因素在壓氣機(jī)研仿階段必須充分考慮,才能更加準(zhǔn)確地設(shè)計(jì)出所需要的壓氣機(jī)。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展,利用CFD技術(shù)數(shù)值仿真壓氣機(jī)工作流場,不僅可以節(jié)省大量的人力物力,還能很大程度上縮短研制周期。因此,該研究手段在壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中得到越來越廣泛的應(yīng)用。研究工作涵蓋了壓氣機(jī)葉輪設(shè)計(jì)、離心壓氣機(jī)性能分析等諸多方面[7-18],但是國內(nèi)對級增壓比超過8一級的離心壓氣機(jī)進(jìn)行的研究較少,對制造、使用過程中葉頂間隙、表面粗糙度的影響分析尚不多。
本文建立了該離心壓氣機(jī)CFD模型,采用CFX計(jì)算軟件計(jì)算了多種條件下的壓氣機(jī)流場,詳細(xì)分析了葉頂間隙、表面粗糙度對壓氣機(jī)特性的影響。
該壓氣機(jī)主要由進(jìn)氣道,單級離心葉輪,擴(kuò)壓器組成,擴(kuò)壓器包括徑向擴(kuò)壓器和軸向擴(kuò)壓器。CFD計(jì)算區(qū)域的幾何文件直接來源于壓氣機(jī)CAD數(shù)據(jù)。利用周期性邊界條件,計(jì)算針對一個(gè)氣流通道進(jìn)行,壓氣機(jī)結(jié)構(gòu)和計(jì)算區(qū)域如圖1所示。本文采用和CFX軟件配套的Turbogrid軟件生成各級部件對應(yīng)的計(jì)算網(wǎng)格,該軟件可根據(jù)葉頂間隙快速調(diào)整網(wǎng)格。本文首先對網(wǎng)格進(jìn)行了無關(guān)性檢驗(yàn),在57萬、83萬、95萬和105萬網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果中,95萬和105萬網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果基本不變,因而采用105萬網(wǎng)格作為最后的計(jì)算網(wǎng)格。
圖1 壓氣機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)和計(jì)算區(qū)域Fig.1 Structure and calculation area of the compressor
流場計(jì)算的湍流模型采用k-ε模型并引入壁面函數(shù)法處理壁面低雷諾數(shù)流動(dòng)。利用CFX軟件提供的混合平面法處理動(dòng)靜區(qū)域交界面。計(jì)算中設(shè)置如下邊界條件:
1)進(jìn)出口設(shè)置。本文選取“總壓進(jìn)口-靜壓出口”的組合邊界條件。其中,進(jìn)氣道進(jìn)口總壓設(shè)定為一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓,通過逐步改變出口靜壓以得到不同工況下的流場。
2)壁面設(shè)置。壁面分2類設(shè)置,對于進(jìn)氣道,擴(kuò)壓器等靜止壁面設(shè)置為無滑移的絕熱壁面;對于離心葉輪的機(jī)匣,設(shè)置為具有一定轉(zhuǎn)速反轉(zhuǎn)的絕熱壁面。對于壁面粗糙度,根據(jù)計(jì)算工況設(shè)置。
本文以設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速為參照對象,對不同葉頂間隙下的工作流場進(jìn)行了仿真計(jì)算,分別得到了0.6mm、0.3mm和0.1mm3個(gè)不同間隙下的性能參數(shù),如圖2所示。
圖2 不同葉頂間隙對壓氣機(jī)性能影響Fig.2 Performance influences compressor of different blade tip clearance
從特性線的分布可見,葉頂間隙的改變對壓氣機(jī)的工作特性有很大的影響。具體表現(xiàn)為:葉頂間隙增大,特性線位置整體向左下方移動(dòng),增壓比和工作效率都會(huì)降低,流量堵塞點(diǎn)也會(huì)提前達(dá)到,這也就減小了壓氣機(jī)穩(wěn)定工作的流量范圍。具體數(shù)值方面,葉頂間隙由0.6mm減小到0.1mm,增壓比大約提高了10%,工作效率提高了2.5%,這在工程應(yīng)用中意義非常重大。
為進(jìn)一步直觀地研究葉頂間隙的改變對壓氣機(jī)工作性能的影響,對其工作流場進(jìn)行分析,見圖3~6。
圖3 0.6mm葉頂間隙葉輪流線分布Fig.3 Circle flow distribution in the condition of0.6mmblade tip clearance
圖4 0.3mm葉頂間隙葉輪流線分布Fig.4 Circle flow distribution in the condition of0.3mmblade tip clearance
圖5 0.1mm葉頂間隙葉輪流線分布Fig.5 Circle flow distribution in the condition of0.1mmtip clearance
圖6 不同葉頂間隙93%葉高葉片前緣速度矢量分布Fig.6 Velocity vecor distribution of the leading edge at93%blade heightin with different tip clearances
由圖3~6可知,葉頂間隙越大流場越惡劣,間隙流繞過葉肩,流入主流道并主流摻混,在分流葉片前緣形成一個(gè)很大的葉頂渦,致使后段氣流的流動(dòng)進(jìn)一步惡化,出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離現(xiàn)象,降低了壓氣機(jī)工作效率和增壓性能。
以設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速為參照對象,分別對葉輪表面粗糙度0.01mm、0.03mm以及光滑情況下的工作流場進(jìn)行了仿真計(jì)算,分別得到壓比-流量特性和效率-流量特性線,如圖7所示。
根據(jù)圖7可見,隨著粗糙度的不斷增大,壓氣機(jī)工作特性線整體向左下方移動(dòng),增壓能力和工作效率均有所減小,流量堵塞點(diǎn)也提前到達(dá),這也就減小了壓氣機(jī)穩(wěn)定了工作的流量范圍。具體數(shù)值方面,粗糙度由0.03mm減小到0.01mm,增壓比大約提高了1.5%,工作效率大約提高了1%。因此,在實(shí)際工作中,對壓氣機(jī)適當(dāng)進(jìn)行水洗等防腐防積垢措施是很有必要的。
圖7 不同葉片表面粗糙度對壓氣機(jī)性能影響Fig.7 Performance influences compressor of different blade surface roughness
為進(jìn)一步直觀地研究葉片表面粗糙度的改變對壓氣機(jī)工作性能的影響,下面對不同粗糙度對應(yīng)的工作流場進(jìn)行分析。圖8為不同粗糙度對應(yīng)的熵分布圖,由圖8可見,粗糙度的變化基本不會(huì)影響熵的整體分布趨勢。但在近壁面處,粗糙度越大,熵的變化越大,意味著能量損失越多,因而整機(jī)的工作效率和增壓能量也會(huì)有所降低。
圖8 不同粗糙度對應(yīng)的熵分布Fig.8 Entropy distribution of different roughness
對壓氣機(jī)不同葉輪葉頂間隙、不同粗糙度的工況進(jìn)行仿真,對比分析發(fā)現(xiàn),葉頂間隙和粗糙度均會(huì)影響壓氣機(jī)的工作性能。具體表現(xiàn)為:整機(jī)壓比特性線和效率特性線整體向左下方平移,葉頂間隙和粗糙度越大,壓比和效率越低。主要原因是:葉頂間隙過大時(shí),在小葉片前緣出現(xiàn)了葉頂渦,帶來一定的流動(dòng)損失;而粗糙度增大時(shí),由于葉片壁面粘性增強(qiáng),摩擦損失也隨之增大。粗糙度由0.03mm減小到0.01mm,增壓比大約提高了1.5%,工作效率大約提高了1%,葉頂間隙由0.6mm減小到0.1mm,增壓比大約了提高了10%,工作效率提高了2.5%。因此,采取一定的措施盡量減小葉頂間隙和防腐蝕積垢具有很大的工程意義。
[1]賴煥新,康順,譚春青,等.有無葉頂間隙條件下斜流風(fēng)機(jī)葉輪內(nèi)部三維流動(dòng)的數(shù)值研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2000,15(1):17-21. LAI HUANXIN,KANG SHUN,TAN CHUANQING,et al.Numeriacal study of 3D flow in a diagonal fan impeller[J].Journal of Aerospace Power,2000,15(1):17-21.(in Chinese)
[2]GOTO A.Study of internal flow in a mixed flow pumplmpeller at varaious tip clearances using 3D viscous flow calculation[J].ASME Journal of Turhomachinery,1992, 114:313-382.
[3]賈希誠,王正明.葉輪機(jī)械中間隙流與通道二次流相互作用的數(shù)值研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2002,17(4):399-403. JIA XICHENG,WANG ZHENGMING.Numerical study of interaction between clearance flow and passage secondary flow in turbomachinery[J].Journal of Aerospace Power,2002,17(4):399-403.(in Chinese)
[4]FCKARDT D.Detailed flow investigations within a highspeed centrifugal compressor impeller[J].ASME Journal of Fluids Engineering,l976,98(3):390-402.
[5]殷明霞,冀國鋒,桂幸民.葉尖間隙流動(dòng)對某微小型離心壓氣機(jī)性能的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2010,25(3):565-570. YIN MINGXIA,JI GUOFENG,GUI XINGMIN.Influence of tip clearance flow on performance of one micro centrifugal compressor[J].Journal of Aerospace Power,2010,25(3):565-570.(in Chinese)
[6]IBARAKI S,MATSUO T,KUMA H,et al.Aerodynamics of a transonic centrifugal compressor impellers[J]. ASME Journal of Turbornachinary,2003,125(1):346-351.
[7]王國強(qiáng).實(shí)用工程數(shù)值模擬技術(shù)及其在ANSYS上的實(shí)踐[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,1999:255-262. WANG GUOQIANG.Practical engineering numerical simulation technology and application on ANSYS[M]. Xi'an:Northwestern Polytechnical University Press,1999:255-262.(in Chinese)
[8]馬超,王航,劉云崗,等.小流量下離心壓氣機(jī)無葉擴(kuò)壓器數(shù)值模擬及流動(dòng)分析[J].內(nèi)燃機(jī)與動(dòng)力裝置,2010,27(5):13-16. MA CHAO,WANG HANG,LIU YUNGANG,et al.Numerical simulation and flow analysis of the vaneless diffuser of centrifugal compressor in low flow condition[J]. Interal Combustion Engine&Powerplant,2010,27(5):13-16.(in Chinese)
[9]高井輝.基于CFX的離心式壓氣機(jī)內(nèi)部流場數(shù)值研究[D].大連:大連理工大學(xué),2011. GAO JINGHUI.Numerical investigation based on centrifugal compressor on CFX[D].Dalian:Dalian University of Technology,2011.(in Chinese)
[10]柳子昂.高壓比離心壓氣機(jī)葉型優(yōu)化與數(shù)值研究[D].南京:南京航空航天大學(xué),2013. LIU ZIANG.The profile optimization and numerical simulation of highpressure ratio centrifugal compressor[D]. Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2013.(in Chinese)
[11]文立軍.全三元可壓粘性流動(dòng)的研究及離心葉輪內(nèi)部流場的數(shù)值分析[D].西安:西安交通大學(xué),1995. WEN LIJUN.Numerical simulation of centrifugal impeller and study of full three element compressible viscous flow[D].Xi'an:Xi'an Jiaotong University,1995.(in Chinese)
[12]杜建一,李雪松,初雷哲,等.有葉擴(kuò)壓器的流場分析[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2005,26(1):43-46. DU JIANYI,LI XUESONG,CHU LEIZHE,et al.Investigation analysis on vaned diffusers[J].Journal of Engineering Thermophysics,2005,26(1):43-46.(in Chinese)
[13]蔡兆麟,羅晟.流體機(jī)械葉輪內(nèi)二次流及尾跡發(fā)展[J].華中科技大學(xué)學(xué)報(bào),2001,29(1):7-9. CAI ZHAOLIN,LUO SHENG.Secondary flow and wake in fluid machinery impeller[J].Journal of Huangzhong Univesity of Science&Technology,2001,29(1):7-9.(in Chinese)
[14]LAUDER B E,SPALDING D B.The numerical calculation of turbulent flows[J].Computational Methods in Applied Mechanic and Engineering,1974,3(1):269-289.
[15]MARZIO PILLER,ENRICO NOBILE,THOMAS J. DNS study of turbulent transport at low Prandtl numbers in a channel flow[J].Journal of Fluid Mechanics,2002,458:419-441.
[16]MICHELASSI V,WISSINK J G,RODI W.Direct numerical simulation large eddy simulation and unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes simulation of periodic unsteady flow in a low-pressure turbine cascade:a comparison[J].Journal of Power and Energy,2003(4):403-412.
[17]GALPERIN A,ORSZAG S A.Large eddy simulation of complex engineering and geophysical flows[M].Cambridge University Press,1993:65-72.
[18]康順,陳黨慧.用CFD研究高壓比離心葉輪內(nèi)二次流動(dòng)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2005,20(6):1056-1060. KANG SHUN,CHEN DANGHUI.Application of CFD in the investigation of the secondary flow in a high speed centrifugal impeller[J].Journal of Aerospace Power,2005,20(6):1054-1060.(in Chinese)
Roughness of the Blades and Tip Clearance Effect on Centrifugal Compressor Performance
YU Jihua1,ZHANG Yong2a,CUI Shiqi2b,WANG Lin2a
(1.Aviation Military Representatives Office of Navy in Zhuzhou,Zhuzhou Hunan 412000,China;2.Naval Aeronautical and Astronautical University a.Department of Airborne Vehicle Engineering;b.Department of Scientific Research,Yantai Shandong 264001,China)
In order to study the roughness of the blades and tip clearance effect on centrifugal compressor performance,the conditions of different roughness and different tip clearance were simulated.The analysis results showed that the bigger the lip clearance or the larger the roughness,the less the pressure ratio and efficiency.That was to say when the roughness is reduced from 0.03 mm to 0.01 mm,the pressure ratio was increased of 1.5%,the efficiency was increased of 1%;when the tip clearance was reduced from 0.6mm to 0.1mm,the pressure ratio was increased of 10%,the efficiency was increased of 2.5%.The study results were important to improve the design.
centrifugal compressor;blade tip clearance;blade roughness
V235.11
A
1673-1522(2016)03-0307-05DOI:10.7682/j.issn.1673-1522.2016.03.002
2016-02-06;
2016-04-05
余繼華(1978-),男,工程師,碩士。