離心壓氣機流場數值計算與分析

任濟民，梁前超,賀 星

(海軍工程大學 a.艦船動力工程軍隊重點實驗室; b.動力工程學院， 武漢 430033)

離心式壓氣機具有單級壓比高、體積小的優點，廣泛應用于微小型燃氣輪機、內燃機渦輪增壓器和其他的增壓、供氣設備上，是艦船供電裝置和小型飛行器動力系統必不可少的結構。目前離心壓氣機正朝著更高增壓比和更高效率方向發展，對于原機型的研究可以明確壓氣機效率損失，為下一步優化明確原始條件。

離心壓氣機的設計從20世紀開始進入飛速發展階段[1]，直到現在依然是熱門研究話題。對于離心壓氣機的流動特性研究主要有實驗和仿真兩種方法，現階段的研究都是將這兩種方法結合，以數值仿真為主，通過實驗加以驗證，如Michele Marconcini, Filippo Rubechini[2]對葉輪和擴壓器葉片的匹配效果進行數值仿真，并且用實驗驗證仿真的正確性。此外對于離心壓氣機的研究還包括葉片造型優化、壓氣機喘振與失速控制，如周薦輝等[3]對某葉輪模型的葉片厚度與葉片子午面線形進行數值仿真與原模型對比，得出模型性能更優的結果。王志標[4]對葉輪的喘振與失速進行了分析研究，并探討了防止喘振的兩種方法—主動控制與被動控制的方式，主動控制是增加裕度，而被動控制則是控制運行點在喘振邊界內。

計算流體力學的方法進行數值分析具有計算結果迅速、數據分析全面等特點，可減少實驗步驟，節省成本，但是計算結果準確度有待檢驗。本文對于某渦噴發動機啟動機的壓氣機進行數值計算，分析內部流場并與壓氣機實際參數對比。通過對葉輪內復雜流體的分析，找出氣動損失的原因。

1 離心式壓氣機三維建模計算

某型壓氣機(圖1)，相關設計參數為:額定輸出功率為(105±10)hp，空氣流量1.87 kg/s，增壓比為2.97，轉速31 500～33 500 r/min，激增轉速不超過35 000 r/min。壓氣機葉輪由16片葉片組成，氣體進口尺寸為143.7 mm，出口尺寸為247.3 mm使用UG建立三維模型，模型尺寸和實物保持一致，葉片則是通過測量截面線數據，葉片建模滿足連續，光滑的要求。

計算區域的網格利用AUTOGRID軟件制作，截取葉輪的一個葉片，對一個流道進行網格劃分(見圖2)，根據計算精度需求，為了獲得較好的網格質量，網格節點數確定為 562 128個，葉頂與機匣間隙設置為0.1 mm，計算區域分為進氣口、出氣口、葉片、機匣、輪轂、兩個切面等7個部分。

進氣口設置為固定域，葉輪部分以及出氣口設置為旋轉域，其轉速為31 500 r/min。壓氣機的額定流量1.87 kg/s，平均每個流道中的流量為0.117 kg/s。參考壓力為1 atm。入口總壓1 atm，入口總溫300 K，湍流模型選擇k-ε模型，兩側壁面設置為旋轉周期邊界，葉片與輪轂設置為無滑移壁面，機匣設置為反向旋轉壁面，入口總溫為300 K。

2 計算結果及分析

根據CDF仿真結果得到10%、50%和90%葉高處壓力分布圖(圖3、圖4、圖5)，可以看出壓力在流道中呈現上升趨勢。入口的平均靜壓力為94 746.2 Pa，出口平均靜壓力 302 376 Pa，增壓比為3.19，略高于實際壓比2.97，誤差為7%。驗證了仿真的正確性。

2.1 葉輪入口及出口仿真結果分析

葉輪是壓氣機部件中唯一的對氣體做功的動力來源。在葉輪中，氣體一方面隨葉輪旋轉，另一方面在通道中流動，導致氣體流速、壓力在葉片進口和出口處不均勻，流動形式較為復雜。離心壓氣機轉速在31 500 r/min時，由壓氣機進出口壓力，進出口馬赫數(如圖6～圖9所示),可以看出吸力面的進口氣體超音速流動，到壓力面進口處，氣體流速逐漸降低，壓力面進口表面最低流速小于0.1個馬赫數，出現在壓力面的輪轂附近。在貼近吸力面的一小片區域馬赫數達到1.2，形成一個高速區。對比馬赫數和壓力可以看出在進口處氣體流速越大，壓力越小，但是出口處相反，壓力大的地方，氣體流速也大，這是因為在進口位置，氣體在吸力面處超音速流動，超音速流動生成激波[5]，激波損失使激波后的氣體速度靜壓升高，速度下降，同時吸力面邊界層增厚也阻礙了吸力面氣體流動[6]，這就導致出口處壓力面壓力大，氣體流速也大，吸力面出口處壓力小，氣體流速也小。

2.2 葉輪流道內部分析

氣體流進離心壓氣機，流體方向由軸向轉向徑向，氣體流速下降，靜壓上升。由圖10可知，葉輪子午面的壓力從進口到出口是持續上升的，因為進口流速較快，進口壓力小于大氣壓。在氣體剛進入葉輪時，氣體可以近似看作軸向流動，半徑越大，流速越快，所以機匣附近的氣體流速比輪轂的氣體快[7]。當氣體繼續流動后，就近似于徑向流動，流動半徑增加，所以流速降低。機匣和葉片間隙阻礙氣體流動[8]，使氣體流動發生損失，所以機匣處氣體流速低于輪轂處氣體流速。由圖11可以知道，子午面上平均流速為亞音速，只有局部是超音速流動，這樣形成的激波影響范圍較小，激波后靜壓升高不明顯，由激波引起的流動損失較小。

由圖12～圖14可以看出，沿葉高方向，氣體流速增加。葉高20%氣體亞音速流動，氣流有一個先減速再加速的過程，50%葉高和80%葉高時，氣體在進氣口形成局部超音速，形成激波損失，使氣體速度下降，氣壓升高，并且形成氣體分離現象[9]，在80%葉高處，氣體在進口吸力面處流速達到1.3個馬赫數，激波幾乎影響了后半個流道，影響面積遠遠大于50%葉高激波的影響。氣體在靠近機匣時，受葉頂間隙的影響，氣體在葉輪尾緣形成逆向流動的渦旋，在80%葉高處渦旋最明顯。

圖15是氣體流線圖像，可以與上面的分析相互驗證，清晰地看出氣體在進氣口吸力面流動速度最快，接下來速度慢慢降低，吸力面氣體發生流動分離，使壓氣機葉輪效率降低。壓力面的進口氣體流速較小，在通道內，壓力面氣體流速一直處于上升狀態，體吸力面和壓力面的壓差較大，使得流道內二次流現象明顯。在吸力面的尾緣，空氣形成螺旋前進的分離渦。這是因為葉頂間隙的影響[10]。

2.3 三種轉速下葉輪流速分析

在31 500 r/min、33 500 r/min以及35 000 r/min下，壓氣機葉輪子午面的相對馬赫數如圖16～圖18所示，3種轉速的最高馬赫數都出現在葉輪進口處。隨著轉速增加，葉輪最高平均馬赫數也在逐漸增大，原因是轉速增加，葉輪對氣體的做功增加，使流速變大。在葉輪出口處，氣流低速區隨著轉速增加明顯增加，原因是葉頂間隙的影響隨著轉速增大。轉速越大，葉頂間隙導致的氣動損失越大[11]。三種轉速下葉輪輪轂處的氣體流速也相對較小，出現了流動堵塞現象，邊界層分離現象較為明顯。

3 結論

1) 設計工況下，氣體在渦啟機葉輪流道中跨聲速轉動，超聲速出現在氣流進口位置。超聲速氣流導致產生激波，形成激波損失，激波后氣體速度下降，壓力上升。

2) 葉頂間隙是造成壓氣機氣動損失的一個重要原因，葉頂間隙會使流動通道內的氣體逆向流動，造成堵塞。

3) 吸力面與壓力面的壓差隨著氣體流動持續增加，這是形成二次流的主要因素，二次流在葉片尾緣表現明顯，使氣體形成螺旋前進的分離渦。