楊晰瓊 李杜

摘要：以某組合壓氣機(jī)的高進(jìn)口馬赫數(shù)徑向擴(kuò)壓器為研究對象，調(diào)整中弧線分布和展向積疊方式，實現(xiàn)了徑向擴(kuò)壓器三維葉片設(shè)計，提升了組合壓氣機(jī)的氣動性能。數(shù)值計算表明，與直葉片方案相比，三維葉片方案的堵點流量基本不變、設(shè)計點恢復(fù)系數(shù)提高1.1%，峰值恢復(fù)系數(shù)提高0.4%；軸流離心組合壓氣機(jī)的峰值效率提升0.2%，喘振裕度由15.8%提升至17.3%。與直葉片方案相比，三維葉片方案更能適應(yīng)離心葉輪出口流場；根部迎角增大和尖部迎角減小；根部葉盆前緣由于負(fù)迎角導(dǎo)致的局部高馬赫數(shù)區(qū)域得到消除，葉盆側(cè)通道內(nèi)的分離范圍明顯減小；葉中和葉尖部位的尾跡得到改善；徑向擴(kuò)壓器進(jìn)口馬赫數(shù)的均勻性得到提高。本文為進(jìn)一步提高擴(kuò)壓器的性能提供設(shè)計參考。

關(guān)鍵詞：徑向擴(kuò)壓器；三維葉片；數(shù)值模擬；流場分析

中圖分類號：V231文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.005

擴(kuò)壓器內(nèi)部流動為復(fù)雜的三維黏性流動，氣流在強(qiáng)逆壓力梯度下容易發(fā)生分離，帶來較大的流動損失[1-5]，為高性能擴(kuò)壓器設(shè)計帶來較大的難度，也直接影響離心壓氣機(jī)的氣動性能。Cukurel等[6]通過粒子圖像測速法（particle image velocity， PIV）所測得的結(jié)果表明，進(jìn)入擴(kuò)壓器的流體具有不均勻性、非定常性，跨聲流動使得擴(kuò)壓器高效率的擴(kuò)壓更為困難。因此，改善擴(kuò)壓器的進(jìn)口條件就意味著更高的擴(kuò)壓器恢復(fù)系數(shù)、寬廣的流動范圍和較好的級效率。Pampreen[7]和Bammer等[8]通過對早期的直角擴(kuò)壓器進(jìn)行改型，使進(jìn)口扭曲，獲得了較好的性能。張偉等[9]開展了擴(kuò)壓器前緣傾角對性能影響的試驗研究，結(jié)果表明擴(kuò)壓器傾角變化對性能有明顯的影響，具有合適前緣傾角的擴(kuò)壓器可以改善風(fēng)機(jī)性能。張朝磊等[10]采用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和遺傳算法對設(shè)計工況下的離心壓氣機(jī)擴(kuò)壓器葉片型線進(jìn)行了優(yōu)化。參考文獻(xiàn)[11]對某雙離心壓氣機(jī)的直葉片擴(kuò)壓器進(jìn)行三維葉片設(shè)計，更能適應(yīng)離心葉輪出口流場，有效提高擴(kuò)壓器性能。

本文完成了對某型軸流-離心組合壓氣機(jī)的徑向擴(kuò)壓器直葉片改三維葉片的改進(jìn)設(shè)計，將任意中弧線造型方法和切向彎和徑向掠設(shè)計理念應(yīng)用于改型設(shè)計中，改善高進(jìn)口馬赫數(shù)擴(kuò)壓器葉片通道三維流動和前緣高馬赫區(qū)，最終獲得了具有彎扭外形特征的三維擴(kuò)壓器葉片。通過三維數(shù)值模擬，對比分析了三維葉片在壓氣機(jī)氣動性能提升及流場改善方面的效果，并詳細(xì)對比分析了內(nèi)部流動特性。

1研究對象

本文的研究對象為某3A1C組合壓氣機(jī)的徑向擴(kuò)壓器，擴(kuò)壓器采用等寬度設(shè)計，相關(guān)設(shè)計參數(shù)見表1，徑向擴(kuò)壓器流道示意圖如圖1所示。

2數(shù)值研究方案

本文數(shù)值模擬研究采用CFX17.2軟件，計算域包括軸流級、離心葉輪、徑向擴(kuò)壓器和軸向擴(kuò)壓器，采用TurboGrid生成六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，各葉片排網(wǎng)格近壁面第一層網(wǎng)格尺度0.005mm。圖2中給出徑向擴(kuò)壓器前緣網(wǎng)格的示意圖。為了使計算分析更具有可比性，本文各算例計算網(wǎng)格均采用相同的網(wǎng)格模板生成，網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和網(wǎng)格密度均保持一致，計算邊界條件也保持一致，各葉片排之間交接面采用“混合平面法”的周向守恒方法。求解選用定常計算求解三維Navier-Stokes方程組，差分格式采用高精度格式，湍流模型采用K-epsilon模型。

3設(shè)計方法

3.1設(shè)計流程

受離心葉輪出口非均勻性、非定常、高速復(fù)雜流動的影響，以及擴(kuò)壓器本身高逆壓梯度特征，導(dǎo)致擴(kuò)壓器葉片迎角損失、邊界層分離損失以及可能出現(xiàn)的激波損失難以控制，且隨著離心壓氣機(jī)壓比和擴(kuò)壓器進(jìn)口馬赫數(shù)的不斷提高，低損失、寬裕度擴(kuò)壓器的設(shè)計非常具有挑戰(zhàn)性。

現(xiàn)有擴(kuò)壓器為直葉片設(shè)計，進(jìn)口段沿展向為唯一值，不能適應(yīng)葉輪出口非均勻流動，即使在設(shè)計工況，局部葉高也會出現(xiàn)較大的正負(fù)迎角，不利于壓氣機(jī)效率的提升以及擴(kuò)壓器和葉輪的匹配設(shè)計。

本文中采用的造型方法如下：首先是根據(jù)一維計算獲得平均半徑處的基本設(shè)計參數(shù)，包括子午通道高度、進(jìn)出口半徑和進(jìn)出口氣流角。通過給定不同葉高S1流面葉型中弧線葉片角分布、厚度分布以及三維積疊方式，完成三維葉片初始造型設(shè)計。此后，根據(jù)計算流體力學(xué)（CFD）三維數(shù)值計算結(jié)果進(jìn)行迭代設(shè)計。若計算分析結(jié)果顯示葉片幾何參數(shù)選取不合理，則需要根據(jù)CFD三維數(shù)值計算結(jié)果，調(diào)整三維造型參數(shù)進(jìn)行迭代循環(huán)設(shè)計，直至徑向擴(kuò)壓器氣動性能滿足設(shè)計要求，流場分布合理。三維徑向擴(kuò)壓器設(shè)計流程如圖3所示。

3.2三維徑向擴(kuò)壓器設(shè)計參數(shù)

圖4給出了直葉片徑向擴(kuò)壓器進(jìn)口氣流角度沿展向的分布，徑擴(kuò)進(jìn)口氣流角度很不均勻，最大與最小進(jìn)口角度偏差達(dá)到15°左右，采用常規(guī)直葉片很難取得最優(yōu)性能：輪轂側(cè)有9°左右的負(fù)迎角，機(jī)匣側(cè)有3°左右的正迎角，造成較大的迎角損失；而三維葉片設(shè)計可以更好地讓葉片對準(zhǔn)氣流。

依據(jù)圖3給出的設(shè)計流程，并結(jié)合直葉片徑向擴(kuò)壓器的數(shù)值計算結(jié)果，給出三維葉片徑向擴(kuò)壓器的9個造型截面的葉片角。對于根部，由于存在負(fù)迎角現(xiàn)象，減小進(jìn)口的葉片角以對準(zhǔn)來流；同時，增大出口的葉片角，根部彎角減小，從而降低子午速度；對于尖部的正迎角現(xiàn)象，增大進(jìn)口級幾何角以對準(zhǔn)氣流，同時減小出口的葉片角，增大尖部彎角以增大子午速度。通過多輪迭代優(yōu)化，最終得到如圖5所示的三維徑向擴(kuò)壓器和直葉片徑向擴(kuò)壓器的造型截面中弧線葉片角沿弦長的分布規(guī)律，原直葉片根尖采用相同的葉片角分布規(guī)律，如圖5中的紅色所示；三維葉片徑向擴(kuò)壓器的9個造型截面如圖5中的黑色所示，進(jìn)口幾何角根部截面和尖部截面相差9°。在設(shè)計時，兩者采用相同的葉片數(shù)、葉片厚度分布和流道。圖6給出徑向擴(kuò)壓器三維葉片和常規(guī)直葉片葉型對比。

4計算結(jié)果分析

通過上文所述的數(shù)值計算方法，得到兩種方案徑向擴(kuò)壓器的特性對比。圖7是直葉片方案和三維徑向擴(kuò)壓器的設(shè)計轉(zhuǎn)速下的擴(kuò)壓器恢復(fù)系數(shù)特性對比。由圖7可知：與直葉片徑向擴(kuò)壓器相比，3D方案的堵點流量基本不變、設(shè)計點恢復(fù)系數(shù)提高1.1%，峰值恢復(fù)系數(shù)也提高0.4%。

圖8給出了組合壓氣機(jī)中的離心級流量-壓比特性和流量-效率特性，分別使用設(shè)計點的離心壓比和組合壓比值進(jìn)行無量綱化，流量采用近堵點的流量進(jìn)行無量綱化。由于徑向擴(kuò)壓器流場得到改善，整個離心級的特性有所提升：堵點流量基本不變，離心級峰值效率點提高了0.4%；離心級最大壓比也提升了0.2%。圖9給出組合壓氣機(jī)流量-壓比特性和流量-效率特性。由于徑向擴(kuò)壓器的改善，軸流離心組合壓氣機(jī)的峰值效率點也提升了0.2%，喘振裕度由15.8%提升至17.3%。

5流場分析

5.1徑向擴(kuò)壓器對離心葉輪的影響

徑向擴(kuò)壓器由于勢流作用，也會對離心葉輪性能產(chǎn)生較大的影響，主要原因是徑向擴(kuò)壓器會影響離心葉輪出口靜壓的分布。圖10給出在設(shè)計點相同流量下，離心葉輪出口靜壓沿展向的分布情況：原始直葉片設(shè)計的出口靜壓要高于三維葉片，最大靜壓差值高達(dá)13000Pa，從而改變了離心葉輪的工作點和性能。

5.2擴(kuò)壓器S1流面流場分析

圖11給出了設(shè)計點直葉片和三維葉片徑向擴(kuò)壓器根、中和尖B to B截面馬赫數(shù)云圖。由圖可知，對于5%葉高，徑向擴(kuò)壓器進(jìn)口的負(fù)迎角明顯改善，原設(shè)計前緣的局部高馬赫數(shù)消失。同時，葉盆通道內(nèi)大范圍低速區(qū)得到明顯改善，原始設(shè)計從進(jìn)口到出口葉盆低速區(qū)一直存在，且向后發(fā)展，直至出口占到整個周向通道的30%；而三維葉片徑向擴(kuò)壓器，在靠近前緣位置基本消除葉盆分離，分離僅存在于40%弦長位置之后，并且低速區(qū)范圍明顯減小。對于50%葉高，徑向擴(kuò)壓器進(jìn)口高馬赫數(shù)區(qū)域稍有改善，最大馬赫數(shù)減小，靠近出口位置葉盆低速區(qū)范圍明顯減小。對于95%和50%葉高，徑向擴(kuò)壓器出口尾跡明顯改善。

5.3徑向擴(kuò)壓器表面靜壓分布

圖12中給出5%葉高、50%葉高和95%葉高徑向擴(kuò)壓器吸、壓力面的靜壓分布。其中，吸力面和壓力面的差值表征葉片負(fù)荷，其中局部放大圖表示設(shè)計點前緣0～0.05子午弦長位置。圖12中5%葉高，如局部放大圖所示，三維徑向擴(kuò)壓器顯著緩解了前緣的負(fù)迎角，這和馬赫數(shù)云圖揭示的流動現(xiàn)象一致。同時三維徑向擴(kuò)壓器使設(shè)計點的負(fù)荷向尾緣方向移動，設(shè)計點和近喘點的25%弦長位置的負(fù)荷都有提升。50%葉高呈現(xiàn)出類似的流動現(xiàn)象，無須贅述。對于95%葉高，前緣正迎角現(xiàn)象得到改善，且由于流動的改善，40%弦長位置的負(fù)荷稍有提升。

5.4徑向擴(kuò)壓器進(jìn)口馬赫數(shù)的分布

圖13給出徑向擴(kuò)壓器進(jìn)口馬赫數(shù)沿展向的分布情況。如圖13所示，三維葉片設(shè)計后，設(shè)計點進(jìn)口馬赫數(shù)展向分布更均勻，展向最高馬赫數(shù)降低約0.1；且近失速點輪轂側(cè)流場得到明顯改善，輪轂側(cè)低馬赫數(shù)區(qū)域減小，最小馬赫數(shù)增大。

6結(jié)論

本文完成了某軸流離心組合壓氣機(jī)的高進(jìn)口馬赫數(shù)徑向擴(kuò)壓器的三維葉片改進(jìn)設(shè)計，并分別對直葉片徑向擴(kuò)壓器和三維葉片徑向擴(kuò)壓器進(jìn)行了數(shù)值計算和詳細(xì)對比分析，得出以下結(jié)論。

（1）與直葉片徑向擴(kuò)壓器相比，三維葉片徑向擴(kuò)壓器方案的堵點流量基本不變、設(shè)計點效恢復(fù)系數(shù)高1.1%，峰值恢復(fù)系數(shù)也高0.4%；離心級峰值效率提高了0.4%，離心級最大壓比提升了0.2%；軸流離心組合壓氣機(jī)的峰值效率點也提升了0.2%，喘振裕度由15.8%提升至17.3%。

（2）徑向擴(kuò)壓器由于勢流作用，會影響離心葉輪出口靜壓的分布。相同流量下，三維葉片擴(kuò)壓器方案中離心葉輪出口靜壓要低于直葉片，最大靜壓差值高達(dá)13000Pa，進(jìn)而影響離心葉輪的匹配點。

（3）三維葉片更能適應(yīng)離心葉輪出口流場，根部迎角增大和尖部正迎角減小。5%葉高和50%葉高葉盆前緣由于負(fù)迎角導(dǎo)致的局部高馬赫數(shù)區(qū)域得到消除，通道內(nèi)的葉盆側(cè)分離范圍明顯減小。95%和50%葉高，徑向擴(kuò)壓器出口尾跡明顯改善。徑向擴(kuò)壓器吸、壓力面的靜壓分布也驗證了根部負(fù)迎角和尖部正迎角減小，三維徑向擴(kuò)壓器使負(fù)荷向尾緣方向移動。

（4）三維葉片徑向擴(kuò)壓器進(jìn)口流場一致性更好。設(shè)計點進(jìn)口馬赫數(shù)展向分布更均勻，展向最高馬赫數(shù)降低約0.1；且近失速點輪轂側(cè)低馬赫數(shù)區(qū)域減小，最小馬赫數(shù)增大。

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3D Blade Design of Radial Diffuser with High Inlet Mach Number

Yang Xiqiong，Li Du

Hunan Key Laboratory of Turbomachinery on Small and Medium Aero-Engine，AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute，Zhuzhou 412002，China

Abstract： The radical vaned diffuser of a combined compressor is investigated through adjusting the arbitrary blade profile camber lines and span-wise stacking， thus achieving the 3D vaned diffuser and improving the aerodynamic performance. Numerical simulation indicates that， compared with the classical vaned diffuser with uniform spanwise profile， the mass flow rate of 3D blade near chock point remains the same and the total recovery coefficient increases， with 1.1% at design point and 0.4% at stall point， meanwhile the peak efficiency of the combined compressor is increased by 0.2% and the surge margin is improved from 15.8% to 17.3%. Moreover， the 3D vaned diffuser is more adaptive to the variable flow field of the impeller. Negative angle of attack in the hub region and the positive angle of attack in tip region are improved. The high-Mach region at leading edge caused by negative angle of attack is eliminated. The core of flow separation near the pressure side is significantly narrowed. The distribution of Mach number at the inlet of 3D vaned diffuser is more uniform. This paper provides a design reference for further improving the performance of the diffuser.

Key Words： radical diffuser； 3D blade； numerical simulation； flow analysis

Received： 2021-08-26；Revised： 2021-10-15；Accepted： 2021-12-19