葉片前緣傾掠對離心葉輪氣動性能的影響

趙會晶,王志恒,唐永洪,席光

(西安交通大學能源與動力工程學院,710049,西安)

?

葉片前緣傾掠對離心葉輪氣動性能的影響

趙會晶,王志恒,唐永洪,席光

(西安交通大學能源與動力工程學院,710049,西安)

為了研究葉片前緣傾掠對離心葉輪氣動性能及穩定工況范圍的影響,在葉片前緣處沿子午面弦長方向進行葉尖前掠、葉尖后掠、葉根前掠、葉根后掠,實現了4種不同的葉片前緣傾掠。研究結果表明,對跨聲速離心葉輪,葉尖前掠和葉根前掠可提高葉輪最高等熵效率和壓比;葉尖后掠對葉輪等熵效率影響很小,但可降低葉輪壓比;葉根后掠使葉輪等熵效率和壓比均有所降低。同時,葉尖前掠和葉根后掠可提高其失速裕度,葉尖后掠和葉根前掠則可減小其失速裕度。為了便于比較,還研究了一個亞聲速葉輪。研究發現,與跨聲速葉輪相比,葉片前緣傾掠對亞聲速葉輪的等熵效率和壓比影響更小,但對失速裕度的影響和跨聲速葉輪相似。對跨聲速葉輪,葉尖前掠是提高其等熵效率、壓比和失速裕度的一種有效方法。

前緣傾掠;跨聲速;亞聲速;總體性能;失速裕度

隨著離心壓縮機在石油化工、制冷系統、渦輪增壓器、微型燃氣輪機等工業領域得到廣泛應用,對其性能的要求也越來越高,因此不斷提高其性能是研究人員面臨的一個問題。研究某些幾何特征對壓縮機性能的影響,進而采取措施來提高壓縮機效率和壓比,擴大其穩定工況范圍是研究人員的一個重要方法[1-2]。

20世紀初期葉片掠首先在軸流壓氣機中得到應用,至今已進行了很多相關研究。葉片掠效應的早期研究是應用葉片后掠來提高性能,Hah等對一個跨聲速風機的研究發現,葉片前掠和后掠對風機效率影響不大,但前掠可以增加風機的失速裕度,后掠則減小風機的失速裕度[3-4]。Jang等通過葉片的彎、傾、掠對一個跨聲速軸流壓縮機進行了優化,最優的葉輪內部流動分離和激波強度減小,效率得到提高,其中葉片彎曲是提高葉輪效率最有效的方法[5]。與軸流壓縮機相比,關于離心壓縮機葉片前緣掠的氣動效應的研究比較有限,Hazby等研究得出前掠可以得到更高的效率和更寬的穩定工況范圍,后掠與之相反。Krain等則通過葉片前緣后掠得到了更高的效率和更大的堵塞流量[6]。Ganes等通過改變不同的前掠角和后掠角,發現掠效應與掠角大小有關,前掠和后掠各有優勢[7]。Xu等發現離心葉輪葉片前緣傾對葉輪的性能有很大影響,前傾和后傾均能提高葉輪的最高效率,但后傾得到的效率最高,前傾得到的穩定工況范圍最大[8]。

以上關于軸流壓縮機和離心壓縮機的前緣掠的研究并沒有得出一致結論,可能是研究人員所研究的對象不同造成的,例如在跨聲速葉輪中,葉片前緣掠可以通過控制激波強度和位置達到改變葉輪性能的目的,但在沒有激波的亞聲速葉輪中,效果有可能不同。

本文沿子午面弦長方向改變葉片前緣葉尖或葉根位置來引入葉片前緣掠。由于葉片結構的三維特性,這種方法在引入前緣掠的同時,也引入了周向傾。為了方便,將復合掠傾簡稱為掠。為了進一步理解葉片前緣掠影響離心葉輪性能的機理,更好地將葉片前緣形狀的優化應用于離心壓縮機,提高其性能,本文首先對一個半開式跨聲速葉輪進行了數值模擬,分析了葉片前緣掠對其氣動性能和流動結構的影響。然后,為了研究葉片前緣掠對不同葉輪性能的影響,又對一個亞聲速葉輪進行了分析,并與跨聲速葉輪中葉片前緣掠的影響進行了對比。

1 研究對象及方法

1.1 研究對象

本文以跨聲速葉輪(模型1)和亞聲速葉輪(模型2)為研究對象,其參數如表1所示。

表1 葉輪基本參數

1.2 葉片前緣彎、傾、掠的定義

本文所采用的葉片前緣傾、掠、彎的定義方法如圖1所示。彎曲方向和葉輪旋轉方向相同時為前彎,反之為后彎。同樣,與葉輪旋轉方向相同的傾為前傾,反之為后傾。對掠的定義是在子午面上進行的,沿著子午面弦長S方向改變葉片前緣位置,與來流方向相反的移動為前掠,反之為后掠,可分為葉尖掠和葉根掠。

1.3 葉片設計方法

本文所研究的兩個葉輪葉片均為直紋面,由葉尖和葉根兩條型線確定。所采用的葉片前緣掠的方法是保持葉根和葉尖的葉片角β分布不變,沿著子午面弦長方向改變葉片前緣位置。為了孤立葉片前緣形狀和位置變化產生的影響,必須保證葉片后半部分形狀和位置不變,從尾緣開始積分

(1)

得到葉片包角θ?？芍?在β分布規律和尾緣包角θT不變的情況下,由于葉片前緣位置的變化會引起葉片弧長變化,從而使葉片前緣的包角θ發生變化,但為了消除沖角變化的影響,葉片進口安裝角保持不變。如圖1b所示,為了進行對比研究,本文首先設計了5種長葉片(短葉片不變):沒有掠的原型葉片(UOB)、葉尖前掠葉片(TFB)、葉尖后掠葉片(TBB)、葉根前掠葉片(RFB)、葉根后掠葉片(RBB)。定義葉片前緣線與原型葉片前緣線(徑向線)的夾角為掠角,兩個模型的所有掠形的掠角相等。葉片模型如圖2所示,由圖可知,這種方法在引入掠的同時也引入了傾。葉尖前掠和葉根后掠使葉片前緣發生與葉輪旋轉方向相反的傾斜,即后傾;葉尖后掠和葉根前掠使葉片前緣發生與葉輪旋轉方向相同的傾斜,即前傾。

(a)葉片前緣彎、傾 (b)葉片前緣掠 圖1 葉片前緣彎、傾、掠的定義

1.4 數值模擬方法

為了減小擴壓器對葉輪的影響,葉輪后接等面積無葉擴壓器,計算模型如圖3所示。葉輪模型及其掠的引入均在ANSYSBLADEGEN中形成,在TURBOGRID中生成葉輪結構化網格,利用ICEM生成無葉擴壓器結構化網格。本文利用ANSYSCFX求解URANS方程和SST(shearstresstransport)湍流模型對離心葉輪流場進行數值模擬,通過網格無關性檢驗,在平衡計算精度和計算資源的基礎上,兩個模型的整個計算域的網格分別約為119萬和90萬,Y+均在10左右。進口給定總溫、總壓和速度方向,出口在大流量下給定靜壓,小流量下給定質量流量。收斂判據為均方根殘差小于10-5,進、出口質量流量差小于0.1%,效率變化小于0.01%。

2 結果及討論

2.1 掠對跨聲速葉輪性能的影響

為了研究前掠和后掠程度對葉輪性能的影響,以葉尖前掠和葉尖后掠為例,進一步增大葉尖前掠角和葉尖后掠角,分別得到前掠葉片(TFB-1)和后掠葉片(TBB-2)。數值模擬所得的掠葉輪及原型葉輪的等熵效率-質量流量曲線和壓比-質量流量曲線分別如圖4a和圖4b所示。由圖4可知,葉片前緣掠對葉輪的壓比、等熵效率和工況范圍(失速工況和堵塞工況)均有顯著影響,而且影響效果與掠的程度有關。根據圖4a,與原型葉輪相比,葉尖前掠和葉根前掠均使葉輪最高等熵效率(質量流量為1.3kg/s)提高0.28%,特別是在大流量下等熵效率提高近1%。葉尖后掠得到的葉輪最高等熵效率沒有變化,而葉根后掠則使最高等熵效率下降0.2%。增加前掠和后掠角,對等熵效率的影響變化不大,只是增加前掠角后,可進一步提高小流量下的等熵效率。

(a)葉尖前掠和后掠 (b)葉根前掠和后掠圖2 葉片模型

(a)跨聲速葉輪 (b)亞聲速葉輪圖3 計算模型

由壓比-質量流量曲線可知,葉尖前掠使葉輪壓比在整個穩定工況范圍內得到提高,而且隨著葉尖前掠角增加,壓比進一步提高,特別是在小流量下,TFB-1相對TFB壓比提高了約1.3%,相對原型葉輪提高了約4%。葉根前掠在大流量下使壓比提高,而葉尖后掠和葉根后掠則使葉輪壓比降低,但進一步增加后掠程度,對壓比的變化影響很小。這里葉片前緣掠對壓比的影響與兩個因素有關:①如上所述,葉片前緣掠對葉輪等熵效率的影響;②葉尖前掠和葉根前掠增加了葉片弦長,即增加了葉輪的做功能力,而后掠與之相反。葉輪的失速裕度SR和堵塞裕度CR分別定義為

(2)

(3)

按照上述定義計算得到葉片前緣掠對葉輪失速裕度和堵塞裕度的影響如表2所示。

由圖4及表2可知,葉尖前掠和葉根后掠使葉輪失速裕度增大,

葉尖后掠和葉根前掠使失速裕度

減小,葉尖前掠角越大,失速裕度越大。堵塞裕度主要受葉根掠的影響,受葉尖掠的影響很小。葉根前掠堵塞裕度增大,葉根后掠堵塞裕度減小。

(a)壓比-質量流量曲線

(b)等熵效率-質量流量曲線圖4 葉片前緣掠對葉輪性能的影響

(a)葉片前緣截面馬赫數分布

(b)20%子午面弦長位置截面馬赫數分布

由以上分析可知,綜合考慮效率、壓比和工況范圍,葉尖前掠是提高葉輪性能的一種有效方法,而且隨著葉尖前掠角的增加,這種效果越明顯。

(c)50%子午面弦長位置截面馬赫數分布圖5 葉片前緣形狀和位置對葉輪流場的影響

2.2 葉片前緣掠對跨聲速葉輪流場的影響

由掠引起的葉片前緣附近形狀的變化會使葉輪流場發生變化。如圖5所示,沿流線方向取3個截面,研究葉片前緣掠對馬赫數分布的影響。由于葉根后掠與葉尖前掠相似,葉根前掠與葉尖后掠相似,為了節省篇幅,這里以葉尖前掠和葉尖后掠為例說明。截面1位于葉片前緣進口附近,由圖5a可知所有葉片均在輪盤和壓力面夾角處有最小馬赫數,原型葉片、葉尖后掠和葉根前掠葉片在壓力面和吸力面靠近輪蓋的位置有兩個最大馬赫數區,存在兩道激波,而且由于較強的激波與邊界層相互作用,在80%葉高以下吸力面附近出現流動分離。葉尖前掠和葉根后掠不但可減小輪蓋和吸力面夾角的最大馬赫數,而且在壓力面靠近輪蓋的位置沒有出現激波。截面2位于20%子午面弦長位置,馬赫數分布和截面1相似,但原型葉片、葉尖后掠和葉根前掠葉片壓力面的高馬赫數區消失,在原型葉片、葉尖前掠和葉根前掠葉片壓力面靠近輪蓋處反而出現了低馬赫數區。這是由葉頂間隙泄漏流引起的,說明葉頂間隙泄漏流在20%子午面弦長位置已和葉片壓力面接觸。截面3位于50%子午面弦長位置,即分流葉片之后。根據圖5c,在50%子午面弦長位置所有葉片的馬赫數分布幾乎相同,可知葉片前緣掠對葉輪后半部分流場幾乎沒有影響。

(a)1.42 kg/s(b)1.3 kg/s(c)1.15 kg/s(d)1.1 kg/s圖6 不同質量流量下原型葉輪葉頂間隙泄漏渦分布

由以上分析可知,葉片前緣掠對葉輪失速點有顯著的影響。對于半開式葉輪,葉頂間隙泄漏流是引起失速的一個主要原因。如圖6所示,在近堵塞工況,葉片前緣附近靠近葉頂吸力面壓力大于壓力面,形成由吸力面到壓力面的泄漏渦,之后壓力面壓力大于吸力面,泄漏渦重新折回原來的通道,在下游遇到分流葉片,只有一小部分進入左通道。隨著質量流量減小,葉片前緣葉尖載荷增大,泄漏通道更靠近切向。在最高效率點,泄漏流由兩部分組成。在0～20%子午面弦長位置形成的壓力面到吸力面的泄漏流幾乎不會跨過葉片進入相鄰通道。對于20%～50%子午面弦長位置形成的泄漏流,由于這部分葉頂載荷較大,形成的泄漏流較強,一部分泄漏流會越過葉片進入相鄰通道,與相鄰通道內泄漏流混合向下游移動,一部分在本通道內與0～20%子午面弦長位置泄漏流一起向下游移動,但在下游完全進入左通道。在近失速工況,泄漏流組成成分不變,在下游遇到分流葉片時已經和分流葉片前緣接觸。進一步減小質量流量,泄漏流在下游已經有一部分進入右通道,同時泄漏渦通道已到達葉片前緣,垂直于葉輪旋轉軸。由以上分析可知,泄漏渦通道由葉頂附近的載荷決定,葉片前緣掠影響葉輪失速裕度的原因在于改變了葉片前緣附近的載荷,進而改變了泄漏渦通道方向和強度。以葉尖前掠和葉尖后掠為例,圖7給出了90%葉高處葉片載荷沿流線方向的分布,圖中橫坐標“0”表示葉片前緣,“1”表示葉片尾緣。根據Rains模型[9],在葉輪中葉頂泄漏流可被看作是由葉片壓力面和吸力面壓力差驅動的理想板孔流動。根據伯努利方程得到

(4)

式中:Pp和Ps分別為壓力面和吸力面的壓力;ρ是密度。泄漏流方向近似垂直于葉片表面。由圖7和式(4)可知,在0～50%子午面弦長位置葉尖前掠具有更小的葉尖載荷和泄漏速度,而葉尖后掠則增大了葉尖載荷和泄漏速度。泄漏速度垂直于葉頂間隙的展向平面,泄漏速度越大,泄漏流量越大,泄漏渦通道方向也更靠近切向,更容易引起失速。由圖4可知,HFB具有最小的失速裕度,近失速流量為1.25 kg/s。圖8給出了質量流量為1.2 kg/s時葉頂間隙泄漏渦的分布。質量流量為1.2 kg/s時,葉根前掠已經失速,如圖所示葉片前緣葉根前掠葉輪的泄漏流已有50%進入右通道,同時泄漏渦通道到達相鄰葉片前緣,對于葉尖后掠葉輪是近失速工況,一小部分泄漏流進入右通道。對于原型葉片、葉尖前掠和葉根后掠葉輪,此工況遠離近失速工況,泄漏流均沒有進入右通道,且遠離分流葉片前緣。由以上分析可知,葉輪失速有兩種現象:①泄漏渦到達相鄰葉片前緣,渦通道與葉輪旋轉軸垂直;②泄漏流在下游遇到分流葉片前緣,進入分流葉片壓力面與主葉片吸力面組成的右通道。由此可以推測,分流葉片前緣葉尖與主葉片前緣的距離可能會影響葉輪的失速裕度,以下通過改變分流葉片葉尖長度,研究其是否影響葉輪的失速裕度。

圖7 90%葉高處葉片載荷沿子午面弦長方向的分布

(a)UOB (b)TFB (c)TBB (d)RFB (e)RBB圖8 葉片前緣掠對葉頂間隙泄漏渦的影響

2.3 分流葉片前緣掠對葉輪性能的影響

保持分流葉片的葉根位置不變,改變分流葉片葉尖位置,分流葉片葉尖前掠為S-TFB,葉尖后掠為S-TBB,并研究其對葉輪性能的影響?？傮w性能對比如圖9所示,由圖可知,分流葉片葉尖位置對葉輪的等熵效率和壓比影響很小,只在小流量下使等熵效率和壓比有很小的提高,對失速裕度沒有影響。對比圖6與圖10可知,前掠分流葉片和后掠分流葉片對泄漏渦通道沒有影響,即不影響葉輪的失速裕度。與UOB相同,在1.0 kg/s時泄漏流才開始進入右通道。

(a)壓比-質量流量曲線

(b)等熵效率-質量流量曲線圖9 分流葉片葉尖位置對葉輪性能的影響

(a)S-TFB (b)S-TBB (c)S-TFB (d)S-TBB (1.15 kg/s) (1.15 kg/s) (1.0 kg/s) (1.0 kg/s)圖10 不同質量流量下分流葉片葉尖位置對葉頂間隙 泄漏渦的影響

以上分析說明,主葉片前緣形狀和位置影響失速裕度主要是通過改變主葉片前緣附近載荷實現的,與分流葉片前緣葉尖與主葉片前緣的距離無關。

2.4 葉片前緣掠對亞聲速葉輪性能的影響

(a)壓比-質量流量曲線

(b)等熵效率-質量流量曲線圖11 葉片前緣掠對葉輪性能的影響

圖12 葉片前緣掠對葉尖載荷分布的影響

對亞聲速葉輪,掠對葉輪氣動性能的影響如圖11所示。與圖4對比可知,葉片前緣掠對葉輪等熵效率和壓比的影響更小,可能是因為葉輪進口馬赫數較小,不存在激波,不用考慮掠對激波強度的影響,而且不同掠形對效率的影響規律也和跨聲速葉輪不同。對亞聲速葉輪,葉尖前掠只在大流量下使等熵效率有所提高,葉尖后掠在整個工況范圍內使等熵效率均降低,葉根后掠對等熵效率幾乎沒有影響,葉根前掠在小流量下等熵效率反而小于原型葉輪。對于壓比,亞聲速葉輪與跨聲速葉輪相似,葉尖前掠和葉根前掠使壓比提高,但是壓比增加的幅度低于跨聲速葉輪,這與等熵效率增加量小有關。掠對失速裕度和堵塞裕度的影響和跨聲速葉輪相同,葉片前緣掠也是通過改變葉尖載荷來改變泄漏渦通道方向,從而引起失速裕度的變化,葉輪失速的原因是泄漏渦從葉片前緣溢出。以葉尖前掠和葉尖后掠為例,葉尖載荷如圖12所示,葉尖前掠減小葉片前緣附近的載荷,后掠增加葉片前緣附近的載荷,進而影響葉片前緣附近葉頂間隙泄漏渦通道。圖13給出了質量流量為3.6 kg/s(葉尖后掠和葉根前掠的失速流量)時葉尖間隙泄漏渦的流動通道,由圖可知,此時對于葉尖后掠(葉根前掠葉輪與葉尖后掠相同),泄漏渦已從葉片前緣溢出,而對葉尖前掠(葉根后掠葉輪與葉尖前掠相同),泄漏渦與相鄰葉片壓力面接觸點更靠近下游,因為這時還沒有失速。

(a)UOB (b)TFB (c)TBB圖13 掠對葉頂間隙泄漏渦的影響

3 結 論

(1)在跨聲速離心葉輪的葉片前緣掠中,葉尖前掠和葉根前掠可有效提高等熵效率和壓比;葉尖后掠對葉輪等熵效率影響不大,但會使葉輪壓比降低;葉根后掠會同時降低葉輪等熵效率和壓比。

(2)葉片前緣掠對葉輪堵塞裕度的影響受葉根位置的影響較大,葉根前掠使堵塞裕度增大,葉根后掠使堵塞裕度減小。葉片前緣掠通過改變葉片前緣附近葉尖載荷分布影響失速裕度。葉尖前掠和葉根后掠降低葉尖載荷,泄漏渦通道更接近流線方向,使得失速裕度增加,而葉尖后掠和葉根前掠情況下則相反。同時發現,分流葉片前緣與主葉片前緣之間的距離對失速裕度沒有明顯影響。

(3)對于亞聲速離心葉輪,葉片前緣掠對等熵效率和壓比的影響較跨聲速離心葉輪要小,但影響失速裕度和堵塞裕度的機理和跨聲速離心葉輪相同,在失速裕度和堵塞裕度上呈現相同的影響規律。

[1] 王宏亮, 席光. 離心葉輪幾何形變對氣動性能的影響 [J]. 西安交通大學學報, 2009, 43(5): 46-50. WANG Hongliang, XI Guang. Effect of geometrical deformation of the centrifugal impeller on the aerody-

namic performance [J]. Journal of Xi’an Jiaotong University, 2009, 43(5): 46-50.

[2] 李學臣, 席光. 離心葉輪出口流動分離區影響因素的數值研究 [J]. 西安交通大學學報, 2013, 47(9): 16-22. LI Xuechen, XI Guang. Numerical research on influence factors of flow separation near centrifugal impeller outlet [J]. Journal of Xi’an Jiaotong University, 2013, 47(9): 16-22.

[3] HAH C, PUTERBAUGH S L, WAIDIA A R. Control of shock structure and secondary slow field inside transonic compressor rotors through aerodynamic sweep [C]∥International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition. New York, USA: ASME, 1998: 98-GT-561.

[4] WADIA A R, SZUCS P N, CRALL W W. Inner workings of aerodynamic sweep [C]∥International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition. New York, USA: ASME, 1997: 97-GT-401.

[5] JANG C M, SAMAD A, KIM K Y. Optimal design of swept, leaned and skewed blades in a transonic axial compressor [C]∥Proceedings of ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea, and Air. New York, USA: ASME, 2006: 1279-1288.

[6] KRAIN H, HOFFMANN B. Flow study of a redesigned high pressure ratio centrifugal compressor [J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(5): 1117-1123.

[7] GANESH S, NAGPURWAL Q H, BHASKAR D C S. Effect of leading edge sweep on the performance of a centrifugal compressor impeller [J]. Technical Journal of M. S. Ramaiah School of Advance Studies, 2010, 9(2): 55-62.

[8] XU C, AMANO R S. Aerodynamic and structure considerations in centrifugal compressor design: blade lean effects [C]∥Turbine Technical Conference and Exposition. New York, USA: ASME, 2012: 2012-GT-68207.

[9] RAINS D A. Tip clearance flow in axial flow compressor and pumps [D]. Los Angeles, California, USA: Califomia Institute of Technology, 1954.

(編輯 荊樹蓉)

Effects of Blade Leading Edge Lean and Sweep on the Aerodynamic Performance of Centrifugal Impellers

ZHAO Huijing,WANG Zhiheng,TANG Yonghong,XI Guang

(School of Energy and Power Engineering, Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049, China)

To study the effects of blade leading edge lean and sweep on the aerodynamic performance and stable operating range of centrifugal impellers, this paper presents four different blade leading edge lean and sweep by sweeping blade tip forward and backward, and sweeping blade root forward and backward along the meridional chord line. Firstly, the effects of blade leading edge sweep on the overall performance and flow field of a transonic centrifugal impeller are studied, and the results show that the blade tip forward sweep or blade root forward sweep can improve the highest isentropic efficiency and total pressure ratio of the centrifugal impeller; the blade tip backward sweep almost has no effect on the isentropic efficiency, but can decrease the total pressure ratio; the blade root backward sweep decreases both the isentropic efficiency and total pressure ratio. Additionally, the stall margin is increased by the blade tip forward sweep or blade root backward sweep, and reduced by the blade tip backward sweep or blade root forward sweep. Finally, the effect of blade leading edge sweep on a subsonic centrifugal impeller is investigated, and it indicates that, compared with transonic centrifugal impeller, the blade leading edge sweep has less effect on the isentropic efficiency and total pressure ratio in a subsonic centrifugal impeller. However, the effects on stall margin are almost the same for both transonic and subsonic centrifugal impellers. For an unshrouded transonic impeller, blade tip forward sweep is an effective way to increase its isentropic efficiency, pressure ratio and stall margin.

leading edge sweep; transonic; subsonic; overall performance; stall margin

2015-02-13。

趙會晶(1989—),女,博士生;席光(通信作者),男,教授,博士生導師。

國家自然科學基金資助項目(51236006)。

時間:2015-08-25

10.7652/xjtuxb201511001

TK269

A

0253-987X(2015)11-0001-07

網絡出版地址:http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20150825.1745.002.html