高压比离心压气机气动特性研究

谢卫红，周 进，王 毅

(1.中国航发南方工业有限公司，湖南 株洲 412002； 2.中南大学 航空航天学院，湖南 长沙 410083)

0 引言

压气机作为燃气轮机的三大部件之一，其性能特性对燃气轮机的输出功率及耗油率等具有重要影响。对于离心压气机设计，其高压比、高效率以及宽裕度一直是设计人员的研究重点，早在1975年，C Osbosne等人[1]已经设计出压比为8∶1的离心压气机，但是在跨音速引流部分参照了当时较为成熟的轴流压气机的设计。国外对于高压比的离心压气机的研究进展较快，但公开发表的文献中对高压比离心压气机的设计过程以及详细的气动分析准则提及较少，而国内对于高压比离心压气机的研究相对较少，相关工作有待进一步研究。本文以HPCC离心压气机为研究对象对数值计算方法进行了校核，然后在此基础上，开展了单级压比高达9的离心压气机气动特性及内部复杂流场分析。

1 研究对象

本文的研究对象是某单级压比高达9的离心压气机，压气机部件包括进气室、离心叶轮、径向扩压器和轴向扩压器等气动元件，其中离心叶轮、径向扩压器和轴向扩压器内部流动具有周期性特征，称之为通流部件，而进气室仅具备对称性特征，称之为进气室部件。为准确计算压气机部件性能，本文在计算时拟将通流部件和进气室部件分开进行计算，以期快速获得压气机部件的初步气动特性。

2 数值计算方法及校核

2.1 校核对象

针对本文的研究目的，首先要对计算方法进行校核，为后续工作奠定基础。本文的校核对象是NASA高压比离心压气机，该压气机是由NASA Lewis研究中心设计，用于卡车/巴士及分布式发电机的先进涡轮发动机。该压气机级的详细设计参数和性能测试结果参见文献[2]，主要结构和设计参数见表1。图1给出了离心压气机实验台子午流道剖面示意图，对带无叶扩压器的实验，压力和温度测量探针位于测量点A，为离心叶轮出口半径的1.18倍处；对带叶片式扩压器的实验，压力和温度测量探针则位于测量点B。

表1 NASA高压比离心压气机主要结构和设计参数

2.2 计算网格及边界条件

本文采用的数值计算软件为CFX，数值计算区域为压气机进口到截面B之间的区域，采用结构化网格及多块网格分区技术，为了保证叶片前后缘附近较好的网格正交性，叶片近壁面区域采用了O型网格，而叶片通道及前后延伸段采用了I型网格；为保证较好的激波捕捉能力，对相邻叶片有效通道区间沿流向进行了网格加密；顶部间隙区采用了蝶型网格拓扑结构(O型网格内嵌有I型网格)，如图2所示。为了尽量减小网格质量和数量对计算精度的影响，即保证网格独立性，本文生成的计算网格保证所有网格单元内各网格边线的夹角均大于30°，网格长宽比不大于5 000，相邻网格的膨胀比小于3。计算中湍流模型选取k-ε湍流模型。

数值模拟在设计转速下进行，壁面采用了绝热无滑移边界条件，与转子叶片联结的轮毂壁和叶片壁转动，而轮毂壁的其他部分以及机匣壁则定义为静止；压气机进口根据实验给定总温、总压和气流角，出口边界给定平均静压。在叶轮和扩压器通道交接面采用混合平面法进行信息传递。

图1离心压气机实验台子午流道剖面示意图图2离心压气机三维计算网格

2.3 数值计算精度校核

表2对比了100%设计转速下实验和数值计算得到的NASA高压比离心压气机的堵塞流量，带叶片式扩压器的离心压气机数值计算堵塞流量比实验值约偏大2.2%。

表2 计算和实验得到的离心压气机堵塞流量

图3给出了该NASA高压比离心压气机100%设计转速下数值计算分析和实验获得的总压比和绝热效率特性对比，其中横坐标为利用各自堵塞流量进行无量纲化获得的无量纲流量。

图3 数值校核结果对比

由图3可以清晰地看到，计算与实验获得的压气机总压比无论在分布还是在量值上都保持了较好的一致性，吻合度极高。具体而言，在大流量工况，计算获得的压比和绝热效率略低于实验值；而在小流量工况，计算获得的压比略高于实验值，绝热效率与实验值相当。

3 某型离心压气机建模及计算分析

由上述校核精度可以进行下一步的研究，针对本文的高压比离心压气机，为准确计算压气机部件性能需要进行全通道计算，但是计算量非常大，计算时间较长，故本文在计算时拟将通流部件和进气室部件进行分开计算，以期快速获得压气机部件的初步气动特性。

3.1 进气室部件初步性能计算

3.1.1 计算网格及边界条件

计算域选择为进气室进口至离心叶轮进口前一倍叶片高度距离处，计算区域采用结构化网格及多块网格分区技术，以确保较高的网格正交性，进气室计算网格如图4所示，计算网格总量约260万，计算中湍流模型选取k-ε湍流模型。

计算边界条件设置如下：①进口边界根据标准大气条件给定总温、总压和气流角(垂直于进口方向)，来流湍流度为3.4%;②出口边界给定通流流量(7.4 kg/s)。

图4 进气室计算网格

3.1.2 计算结果及分析

表3给出了计算获得的进气室部件的进出口参数，数据表明，当压气机流量为7.4 kg/s时，进气室总压损失为804 Pa。

表3 计算获得的进气室部件进出口参数

图5给出了进气室壁面静压分布，图6给出了进气室出口截面的静压和速度分布。从图6中可以清晰地看到，进气室内静压的主要变化区域集中于导流盆附近，在该区域沿着流动方向，流通面积逐渐减小形成收缩形通道，使得静压沿流动方向迅速降低，而速度增加。另外，由于进气室几何结构的影响，导致进气室出口流动极不均匀，表现出两方面的特征：①出口截面速度分布不均，外环部分速度高而内环速度低；②出口截面靠近进气室进口侧区域速度高，而远离侧速度低，两个区域均速差异约为20 m/s。

图5 进气室壁面静压分布

图7给出了进气室出口截面的X向及Y向速度分布，其结果表明，在离心叶轮进口存在周向速度，从而存在预旋，并且沿周向其预旋角度还存在差异。为全面分析离心压气机性能，需后续阶段开展全通道性能计算。

3.2 通流部件初步性能计算结果分析

图8给出了某型燃气轮机离心压气机50%、60%、70%、80%、85%、90%、95%、100%和110%设计转速下的压比特性和效率特性，并给出了压气机的特性图谱，其中对压气机计算流量进行了2.2%的缩小修正。从图8中可以看出:在设计点压比为9.031时，效率为77%；该压气机在95%设计转速下可获得最高效率，约为78.4%，当工作转速偏离95%设计转速时，其峰值效率均有所降低；当工作转速超过100%设计转速时，其工作效率会急剧下降。

图6 进气室出口截面静压及速度分布

图7 进气室出口截面X向及Y向速度分布

图8 某型燃气轮机离心压气机特性图谱

结合压气机特性及压气机几何结构，可获得该压气机级的基本几何参数和气动设计参数，详见表4。

表4 离心压气机几何和气动设计参数

为了解离心压气机内部典型复杂流动情况，取设计点工况进行详细分析。图9给出了离心压气机典型压力分布，图9(b)中，横坐标为由入口至出口的无量纲长度。从图9中可以看到，压气机内的静压升主要在离心叶轮和径向扩压器中完成，且静压提高能力相当，而轴向扩压器主要起导流的作用。

图10给出了根、中、尖三截面的Ma分布，离心叶轮叶中和叶尖截面的进口相对马赫数均超音，其中叶尖截面吸力面最高Ma大于1.4，且通道内存在激波，分流叶片吸力面侧也出现较高速度，内部流动极其复杂。在离心叶轮叶片通道的中下游区域，由于叶尖泄漏及离心力作用下的附面层迁移，在叶尖截面叶片通道中部形成离心叶轮的典型特征之一，即通道低速流体团。图11给出了离心叶轮出口截面Ma分布，叶顶低速流体团主要集中于70%叶高至叶顶的区域，而未沿径向扩散至叶中截面，表明该离心叶轮设计良好。

图9 离心压气机典型压力分布

扩压器是离心压气机的重要组成部分，实现将离心叶轮出口高速气流的动能转化为气体静压的功能。离心压气机扩压器一般包括径向扩压器和轴向扩压器。

径向扩压器紧邻离心叶轮出口，而离心叶轮出口气流速度较高且不均匀，再加上离心叶轮出口宽度很小，径向扩压器入口与离心叶轮出口非常接近，两者之间存在强烈的非定常相互作用；从图10可以看到，径向扩压器三个截面的进口Ma均大于1，是典型的超音速径向扩压器，其性能对整个压气机级具有重要影响，制约着压气机级的稳定工作范围和效率提升，轴向扩压器出口马赫数为0.77。图11给出了径向扩压器出口区域的速度矢量分布，在根、中、尖截面径向扩压器出口均出现较大的回流区域，尤其是根部截面，这将大幅削弱径向扩压器与轴向扩压器的气动匹配问题，恶化压气机性能。

4 结论

本文从工程实际需要出发，首先基于具备实验数据的高压比离心压气机进行数值计算方法校核验证，核实计算精度，然后开展某型燃气轮机高压比离心压气机全三维气动分析设计工作，主要得到以下结论：

(1) 进气室在导流盆附近区域静压及速度变化剧烈，且沿周向分布不均匀。

(2) 进气室出口速度分布不均匀，靠近进气室进口侧速度高，远离侧速度低；并且出口速度存在X向和Y向分量，即存在预旋效果；以上流动状况对压气机性能的影响可通过后续全通道流场计算进行详细考察。

(3) 初步获得离心压气机的压比特性、效率特性及综合特性图谱。

图10 根、中、尖三截面Ma分布

图11 径向扩压器出口速度矢量分布

参考文献：

[1] Osbosne C,Runstadler PW,Stacy WD.Aerodynamic and mechanical design of an 8:1 pressureratio centrifugal compressor[R].Washington D C:NASA,1974.

[2] McKain T F,Holbrook G J.Coordinates for a high performance 4:1 pressure ratio centrifugal compresso[R].Washington DC:NASA，1997.