高压比大推力离心压气机流场分析.pdf

Hydraulics Pneumatics&Seals/No.3.2024doi:10.3969/j.issn.1008-0813.2024.03.012高压比大推力离心压气机流场分析刘淑军,杨一楠（河北省科技工程学校汽车与现代农业装备系，河北保定0 7 10 0 0）摘要：基于CFD设计了一款转速6 0 0 0 0 r/min、压比7、流量1.5 kg/s的大推力压气机,采用 spalart-allmaras流模型和Navier-Stokes方程组对压气机叶轮内的气体流动及其工作范围进行了数值模拟，分析了6 0 0 0 0 r/min转速时最高效率点附近的相对马赫数和流线云图，开展了非设计转速下的流场分析，计算了不同转速下的工况，研究了设计转速下叶轮入口处激波和射流尾迹的流动情况。研究结果表明：设计工况条件下，等熵效率为8 4.2 5%，压比为8.16 7；转速从48 0 0 0 r/min到5 40 0 0 r/min时，等熵效率提高，流场改善，气动损失减小；压气机转速从6 0 0 0 0 r/min增加到7 2 0 0 0 r/min时，压气机等熵效率、气动损失减小、稳定工作范围收窄；高压叶轮的主要气动损失为叶片表面的激波损失、叶尖间隙损失、二次流损失及吸力面尾缘的低能流体。关键词：压气机；高压比；流场；分析中图分类号：TH138文献标志码：B文章编号：10 0 8-0 8 13(2 0 2 4)0 3-0 0 6 7-0 6Flow Field Analysison the High Pressure Ratio and High Thrust Centrifugal CompressorLIU Shu-jun,YANGYi-nan(Department of Automobile and Modern Agricultural Equipment,Hebei Science and TechnologyEngineering School,Baoding 071000,China)Abstract:A high thrust compressor with a speed of 60000 r/min,a pressure ratio of 7 and a flow rate of 1.5 kg/s is designed based on CFD.The spalart-allmaras turbulence model and Navier-Stokes equations are used to simulate the gas flow in the compressor impeller and its workingrange.The relative Mach number and streamline cloud near the highest efficiency point at 60000 RPM are analyzed.The flow field analysisunder off design speed is carried out.The working conditions at different speeds are calculated.The flow characteristics of shock wave and jetwake at the inlet of impeller at design speed are analyzed.The results show that:Under the design condition,the isentropic efficiency is84.25%,and the pressure ratio is 8.167.From 48000 r/min to 54000 r/min,the isentropic efficiency increases,the flow field improves andthe aerodynamic loss decreases.When the compressor speed increases from 60000 r/min to 7200 r/min,the isentropic efficiency,aerodynamic loss and stable working range of the compressor decrease.The main aerodynamic losses of high pressure impeller are shock waveloss,tip clearance loss,secondary flow loss and suction loss.Key words:compressor;high pressure ratio;flow field;analysis0引言高压比离心压气机主要应用于中小型航空发动机中 1-2 ,具有体积小、可靠性高等优点。为满足高推重比要求,压气机压比需不断提高，国外单级压比在5 以上的单级高压比离心压气机都用在了几个极具代表性的中小型涡喷发动机上 3 。离心叶轮出口处主流与尾迹射流会造成流动分布极其不均匀，导致叶轮出口的收稿日期：2 0 2 3-0 8-3 1基金项目：2 0 2 2 年保定市科技计划项目（2 2 11ZG003）作者简介：刘淑军（19 7 1-），男，河北武安人，高级讲师，学士，研究方向：汽车运用与维修、新能源汽车运用与维修、农机设备运用与维修。绝对马赫数很高，高压比离心压气机科研具有很好的科研价值,刘晨等 4 基于气动声学方法展开对高压比离心压气机气动噪声性能研究；康达等 5 完成了分流叶片长度和周向位置参数与压气机流动结构的关系式搭建；温华兵等 6 搭建了18 个不同叶顶间隙的压气机叶轮模型。目前对高压比的离心式压气机流量分析相关研究较少,本研究以压比为7、流量为1.5 kg/s、转速60000r/min的大推力离心压气机为载体,研究了其稳定工作范围，模拟了压气机在不同转速下的全工况，绘制出来了特性曲线,流动失稳机理也得到了验证,探讨了高压比离心压气机的复杂流动机理,着重分析了60000r/min转速时最高效率点附近的相对马赫数和流线云图以及非设计转速下的流场。67液压气动与密封/2 0 2 4年第3 期1?离心压气机三维建模计算高压比大推力离心压气机关键参数如下：空气流量为1.5 kg/s,增压比为3.5,设计点转速为6 0 0 0 0 r/min，进口总压为10 13 2 5 Pa，人口总温为3 0 0 K。叶片前缘厚度为2 mm、尾缘厚度为1mm（前缘厚度越薄越好,可减小进口气流在前缘处发生的加速现象，厚度一般不小于出口直径的0.3%7 ）。压气机叶轮为7 片叶片结构，进口轮毂高度为10mm,进口5 2.5 mm,出口10 2.5 mm,将初步选定的参数输人到仿真软件，模拟压气机在设计点的工作性能,图1所示为压气机三维模型。右波动，故最终选取网格数目为16 9 9 15 2,即可满足计算条件。叶轮网格细节如图2 所示，显然网格质量优良。2模拟结果及流场分析边界条件设置：进口总压设置为10 13 2 5 Pa，进口总温设置为3 0 0 K。选择轴向进气，出口给定静压，最大送代步数暂取10 0 0,收敛系数取10-,CFL数取3，表面设置均匀光滑、无滑移、绝热壁面。图2 叶轮网格细节Fig.2Impeller grid details选取设计转速附近的5 种不同转速：48 0 0 0,5 40 0 0，图1压气机模型60000,66000,720000 r/min,基于CFD模拟,如图3 所Fig.1Compressor model示的压气机流量与等效率关系曲线，如图4所示的基于单流道网格划分法进行网格划分，综合考虑压气机流量与压比关系曲线。网格划分工作量和计算时间，选取一个满足模拟要求88的网格，误差选择5%左右。86网格无关性检验：在实验模型基础上，采用不同数84目的网格进行仿真，观察等熵效率波动情况，当网格达到一定值时,效率不随网格数增加而变化 -1表1网格无关性Tab.1Grid independenceminmax网格数正交角长宽比延展比75435212.3386637212.64790309312.84398616813.076169915213.084282811213.163315282813.348如表1所示，对比分析7 5 3 0 0 万网格之间的7 组网格数,可知：在网格数目超过10 0 万左右时,不断加密网格,压气机等熵效率和压比变化较小，在1/10 4左68%/率需88787674max等焰效率/%1379.65.66911092.15.5157956.595.3632763.165.4808723.874.7609490.242.5949418.522.444680%效率90%效率100%效率110%数率120%效率721.01.11.21.31.41.51.61.7流量/kg:s-82.75图3 效率和流量关系82.84Fig.3 Efficiency and traffic relationship82.87从图3 可知：82.87（1）在转速48 0 0 0 5 40 0 0 r/min范围内，等熵效82.98率随转速增大而增大,在转速6 0 0 0 0 7 2 0 0 0 r/min范82.99围内等熵效率随转速增大而减小；82.99（2）在转速较大范围内,压气机流量增幅、压比、稳定工作范围均减小；（3）9 0%非设计点转速下，压气机气动性能较好；（4）从总体上看，特性曲线的变化趋势是一致的，效率随压气机流量增加呈下降趋势。Hydraulics Pneumatics&Seals/No.3.20241890%设计工况下的叶高处相对马赫数云图，如图7 所16示为10%，5 0%，9 0%设计工况下的叶高处流线云图。1480%压比90%压比100%12110%压能-120%宝论1086421.01.11.21.3 1.41.51.61.7流量/kgs1图4压比和流量关系Fig.4Pressure ratio and flow rate relationship图4得出：压比曲线随流量增加呈微下降走势，5组不同转速的曲线随着转速的增加,压比不断变大，叶片负载更强,并且随着转速的增加，相邻速度曲线之间的压比差值越大。性能曲线的趋势是一致的，当压气机处于失速点时,最大压比可以达到17.5 2。结合图3 和图4分析得出：（1）当压气机在设计点转速（6 0 0 0 0 r/min）下正常工作时，压气机流量在1.5 16 1.5 5 8 kg/s之间，压比在7.19 2 8.16 7 之间，等效率范围大致在8 0.2 9%8 4.2 5%之间;Relative Mach Number1.61.41.20.80.60.40.2(a）相对马赫数云图(a)Relative Mach number cloud mapAbsoluteTotal(a）绝对总压云图(b)Absolute total pressure nephogram图5 相对马赫数和绝对总压云图曲线Fig.5Relative Mach number and absolute totalpressure cloud plot curvePressure(Pa)2.250+00626+0061.75e+0061.5e+0061.25e+00610+0067500005000025000Relatihe Mach Number1.6（2）高压比离心压气机压比可达8.8 6 6 左右，等.2熵效率可达8 5.0 3%，与设计要求的压比为7 流量为0.81.5kg/s相比，显然能够满足设计要求。0.60.42.1叶轮子午面仿真分析0.2veMachNumber基于CFD进一步得到压气机子午面相对马赫数和总压云图如图5 所示。从图5 可知：(a)10%设计工况(a)10%design condition1.6（1）气流由轴向方向进人叶轮通道过程中，气体1.2速度下降，静压不断增大；（2）人口压力为10 13 2 5 Pa，压气机旋转压缩后最大相对总压力可达2 2 5 0 0 0 Pa；（3）压气机叶片的进口、中部和出口处气体逐渐加压，流动情况复杂；（4）子午面存在超音速流动（其它区域的速度为亚音速）激波的影响区域不大,激波附近处静压的增加不明显。2.2叶轮流道内部分析空气在人口处发生气流分离（气体在压气机人口处不能贴合叶片流动），导致能量损失，所以相对马赫数从0.5 6 2 减小至0.5 5。通过优化进气道气动布局，压气机的效率得到提高。如图6 所示为10%，5 0%，0.80.60.40.2(b)50%设计工况(b)50%design condition(c)90%设计工况(c)90%design condition图6 叶高处相对马赫数云图Fig.6 Cloud map of relative Mach number at leaf heightRelative Mach Number0.80.6.269（5）在吸力面进口处观察到一道强激波,其分布液压气动与密封/2 0 2 4年第3 期由图6 可知：（1）当叶片高度从10%增加至9 0%，叶尖激波从叶高10%处的0.3 9 6 相对马赫数不断增加到5 0%叶高处的1.2,9 0%叶高处的最大相对马赫数达到了1.45，而叶尖气动损失不断增大；（2）随着叶片旋转，气体压力逐渐升高，压力侧总压高于吸人侧压力，叶片中部压力面出现了气流分离现象，出现一个较大的低压区,最小相对马赫数为0.0667,损失严重。由图7 可知：气体在轮毂处和叶顶处流动情况恶劣。Wxyz(m/s)700600500400300200100(a)10%设计工况(a)10%design condition(b)50%设计工况(b)50%design condition(c)90%设计工况(c)90%design condition图7 叶高处流线云图Fig.7Cloud map of streamline at the height of leaves气体在轮毂处流动差的原因：空气在压气机人口70处不能贴合叶片流动，导致了能量损失。气体在叶尖处流动差的原因：叶尖处气流分离产生了低压区。2.35种转速下流场分析基于CFD展示了B2B截面在不同转速（48 0 0 0，54000,60000,66000，7 2 0 0 0 r/m in）下的相对马赫数分布云图，着重选取9 0%叶高处气体流动恶劣的位置进行分析,如图8 为最高效率点9 0%的叶高处相对马赫数云图，如图9 为最高效率点9 0%的叶高处流线云图。由图8 和图9 可知：随转速从48 0 0 0 r/min增加到72000r/min，压气机内的气体流动越来越复杂。由图8 可知：（1）转速增加,叶片高度保持不变,压力面侧气体分离现象加重，叶轮通道中间部分分离范围不断扩大，分离区最小相对马赫数由0.10 7 减小至0.0 5 1,分离区最大相对马赫数由0.5 47 减小至0.47 7；（2）转速增大，流动损失和压气机出口处压力增加；（3）叶高9 0%时,进口处空气压力不断增加，在吸力面叶顶部产生斜激波，最大马赫数在48 0 0 0 r/min时可达1.14,5 40 0 0 r/min时为1.3 4,6 0 0 0 0 r/min时为1.47,66000 r/min时为1.5,7 2 0 0 0 r/min时达到1.6 9;（4）在吸力面叶顶部产生斜激波后，叶轮流道内Wxyz(m/s)的气体速度急剧下降；700600500400300200100Wxyz(m/s)700600500400300200100范围随转速增长而不断扩大，从初始叶顶处一直延伸到压气机进口,且相对马赫数达到了1.12，使流动状况恶劣；（6）叶轮出口处的射流-尾迹流场结构，导致高压比压气机产生了巨大的掺混损失，进一步得出射流尾迹是制约该压气机等熵效率的关键因素；叶尾缘处的低能流体团与叶间通道内的分离区域气体相互掺混，导致相对马赫数区域不断变大,能量损失增大。由图9 可知：转速增加，叶片前缘激波和叶轮流道内的低压区范围不断扩大，气流动状况不断恶化，气流掺混情况加重，产生较多低能流体团；转速为66000r/min时，叶轮出口处的气流流动最差，能量损失最大。3结论（1）针对微小型涡喷发动机气动设计要求，设计了一款高压比离心压气机，完成了三维建模并验证了该模型的可行性，在设计工况条件下，等效率为84.25%，压比为8.16 7，仿真表明该压气机能够满足涡喷发动机热循环要求。Hydraulics Pneumatics&Seals/No.3.2024RelativeMachNumber1.4.1.21-0.80.8170.67.U.B17*O.75,0:723Wxyz(m/s)10008006004000.42000.2(a)48000 r/minO71124,0.871(a)48000 r/minRelative Mach Number1.41.210.80.60.40.2Wxyz(m/s)600500400300200100(b)54000 r/min 0.317.1671.09926(b)54000 r/minRelativeMachNumber1.611.41.210.80.60.40.20Wxy(m/s)700-600500400300-200-100()60000 r/min311.1(c)60000 r/minRelative Mach Number1.61.41.210.80.60.40.2Wxyz(m/s)800700600500400300200100(d)66000 r/min1.172.1.181.17(d)66000 r/minRelativeMachNumber1.61.41.210.80.60.40.2Wxyz(m/s)1000800600400200(e)72000 r/min图8最高效率点9 0%叶高处相对马赫数云图Fig.8Cloud map of relative Mach number at 90%leaf height of the highest efficiency point(e)72000 r/min图9最高效率点9 0%叶高处流线云图Fig.9Cloud map of streamline at the highestefficiency point of 90%blade height71液压气动与密封/2 0 2 4年第3 期（2）对压气机在不同转速下的五组曲线进行了仿真，当压气机转速从48 0 0 0 r/min到5 40 0 0 r/min时，等熵效率提高，流场改善，气动损失减小，但压气机的稳定工作范围变小；当压气机转速从6 0 0 0 0 r/min增加到72000r/min时,压气机等熵效率、气动损失减小、稳定工作范围收窄，主要是由叶轮激波和低压区引起了压气机的能量损失，因此优化压气机叶型可以改善叶轮内部的流动，提升气动性能。参考文献1 信任济民，梁前超，贺星.离心压气机流场数值计算与分析J.兵器装备工程学报，2 0 18,3 9（8）：17 9 18 3.REN Jimin,LIANG Qianchao,HE Xin.Numerical Calculationand Analysis of Centrifugal Compressor Flow Field J.Journal of Ordnance Equipment Engineering,2018,39(8):179-183.2张学锋，卢新根，韩戈，等.高压比离心压气机设计及试验验证 J.燃气轮机技术,2 0 14（4）：3 1-3 6.ZHANG Xuefeng,LU Xingen,HAN Ge,et al.Design andExperimental Validation of a High Pressure Ratio CentrifugalCompressor J.Gas Turbine Technology，2 0 14（4):3 1-36.3 陶丽桦.高压比离心式压缩机流场分析及激波控制 D.大连：大连理工大学,2 0 17.TAO Lihua.Flow Field Analysis and Shock Wave Control ofHigh Pressure Ratio Centrifugal Compressor D.Dalian:Dalian University of Technology,2017.4刘晨，曹贻鹏，明平剑，等.高压比离心压气机气动噪声数值预测J.内燃机学报，2 0 18,3 6（6）：5 5 3-5 6 0.LIU Chen,CAO Yipeng,MING Pingjian,et al.NumericalPrediction of Aerodynamic Noise of a High-Pressure-RatioCentrifugal Compressor J.Transactions of CSICE,2018,36(6):553-560.5 康达，何卫东，徐毅.分流叶片长度和周向位置对高压比离心压气机性能的影响J.推进技术,2 0 2 0,41（12）：2709-2719.KANG Da,HE Weidong,XU Yi.Effects of Splitter BladeLength and Circumferential Position on Performance of HighPressure Ratio Centrifugal Compressor J.Jo u r n a l o fPropulsion Technology,2020,41(12):2709-2719.6 温华兵，宋震，洪良星，等.叶顶间隙对高压比离心压气机性能的影响机理 J.江苏科技大学学报：自然科学版，2018,32(6):93-798.WEN Huabing，SO NG Z h e n,H O NG L ia n g x in g,e t a l.Mechanism of the Effect of Tip Clearance on the Performanceof Centrifugal Compressors with High Pressure Ratio J.Journal of Jiangsu University of Science and Technology:Natural Science Edition,2018,32(6):93-798.7刘贵升，佟鼎，李广瑞，等.双分流叶片跨声速离心压气机流动特性仿真研究 J.车用发动机,2 0 2 0（5）：3 6-40.LIU Guisheng,TONG Ding,LI Guangrui,et al.SimulationResearch on Flow Characteristics of Transonic CentrifugalCompressor with Double Splitter J.Vehicle Engine,2020(5):36 40.8李紫良，卢新根，张燕峰，等.高压比离心压气机串列叶轮内部流动机理研究J.推进技术,2 0 17,3 8（10）：2 3 8-245.LI Ziliang,LU Xingen,ZHANG Yanfeng,et al.Mechanismof Highly-Loaded Centrifugal Compressor Stage with TandemImpeller J.Journal of Propulsion Technology,2017,38(10):238-245.91耿少娟，倪明，丁林超，等.两级双转子对置式离心压气机气动设计和强度校核 J.中国舰船研究,2 0 19,14（4）：111-119.GENG Shaojuan,NI Ming,DING Linchao,et al.Aero-dynamic Design and Strength Check of a Two-stage Dual-rotorOpposed Centrifugal Compressor J.Chinese Journal ofShip Research,2019,14(4):111-119.10杨春浩,刘瑞林,张众杰，等.二级增压离心压气机效率特性对柴油机高原综合特性影响仿真 J.海军工程大学学报,2 0 2 0,3 2(6);5 7 -6 3,7 0.YANG Chunhao,LIU Ruilin,ZHANG Zhongjie,et al.Simulation on Effect of Efficiency Characteristics of Two-stageSupercharged Compressor on Comprehensive Characteristics ofDiesel Engine at Plateau J.Journal of Naval University ofEngineering,2020,32(6):57-63,70.11李书奇，庄丽，侯琳琳，等.机匣处理结构离心压气机喘振裕度提高试验研究J.内燃机工程，2 0 17,3 8（4）：8 388,96.LI Shuqi,ZHUANG Li,HOU Linlin,et al.ExperimentalInvestigation on Surge Margin Improvement for a CentrifugalCompressor with Casing J.Chinese Internal CombustionEngine Engineering,2017,38(4):83-88,96.引用本文：刘淑军，杨一楠.高压比大推力离心压气机流场分析J.液压气动与密封,2 0 2 4,44（3）：6 7 7 2.LIU Shujun,YANG Yinan.Flow Field Analysison the High Pressure Ratio and High Thrust Centrifugal Compressor J.HydraulicsPneumatics&Seals,2024,44(3):67-72.72