高進口馬赫數徑向擴壓器三維葉片設計

楊晰瓊 李杜

摘要：以某組合壓氣機的高進口馬赫數徑向擴壓器為研究對象，調整中弧線分布和展向積疊方式，實現了徑向擴壓器三維葉片設計，提升了組合壓氣機的氣動性能。數值計算表明，與直葉片方案相比，三維葉片方案的堵點流量基本不變、設計點恢復系數提高1.1%，峰值恢復系數提高0.4%；軸流離心組合壓氣機的峰值效率提升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離心葉輪出口流場；根部迎角增大和尖部迎角減??；根部葉盆前緣由于負迎角導致的局部高馬赫數區域得到消除，葉盆側通道內的分離范圍明顯減??；葉中和葉尖部位的尾跡得到改善；徑向擴壓器進口馬赫數的均勻性得到提高。本文為進一步提高擴壓器的性能提供設計參考。

關鍵詞：徑向擴壓器；三維葉片；數值模擬；流場分析

中圖分類號：V231文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.005

擴壓器內部流動為復雜的三維黏性流動，氣流在強逆壓力梯度下容易發生分離，帶來較大的流動損失[1-5]，為高性能擴壓器設計帶來較大的難度，也直接影響離心壓氣機的氣動性能。Cukurel等[6]通過粒子圖像測速法（particle image velocity， PIV）所測得的結果表明，進入擴壓器的流體具有不均勻性、非定常性，跨聲流動使得擴壓器高效率的擴壓更為困難。因此，改善擴壓器的進口條件就意味著更高的擴壓器恢復系數、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壓器進行改型，使進口扭曲，獲得了較好的性能。張偉等[9]開展了擴壓器前緣傾角對性能影響的試驗研究，結果表明擴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壓器可以改善風機性能。張朝磊等[10]采用人工神經網絡和遺傳算法對設計工況下的離心壓氣機擴壓器葉片型線進行了優化。參考文獻[11]對某雙離心壓氣機的直葉片擴壓器進行三維葉片設計，更能適應離心葉輪出口流場，有效提高擴壓器性能。

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

1研究對象

本文的研究對象為某3A1C組合壓氣機的徑向擴壓器，擴壓器采用等寬度設計，相關設計參數見表1，徑向擴壓器流道示意圖如圖1所示。

2數值研究方案

本文數值模擬研究采用CFX17.2軟件，計算域包括軸流級、離心葉輪、徑向擴壓器和軸向擴壓器，采用TurboGrid生成六面體結構化網格，各葉片排網格近壁面第一層網格尺度0.005mm。圖2中給出徑向擴壓器前緣網格的示意圖。為了使計算分析更具有可比性，本文各算例計算網格均采用相同的網格模板生成，網格拓撲結構和網格密度均保持一致，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設計方法

3.1設計流程

受離心葉輪出口非均勻性、非定常、高速復雜流動的影響，以及擴壓器本身高逆壓梯度特征，導致擴壓器葉片迎角損失、邊界層分離損失以及可能出現的激波損失難以控制，且隨著離心壓氣機壓比和擴壓器進口馬赫數的不斷提高，低損失、寬裕度擴壓器的設計非常具有挑戰性。

現有擴壓器為直葉片設計，進口段沿展向為唯一值，不能適應葉輪出口非均勻流動，即使在設計工況，局部葉高也會出現較大的正負迎角，不利于壓氣機效率的提升以及擴壓器和葉輪的匹配設計。

本文中采用的造型方法如下：首先是根據一維計算獲得平均半徑處的基本設計參數，包括子午通道高度、進出口半徑和進出口氣流角。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計。此后，根據計算流體力學（CFD）三維數值計算結果進行迭代設計。若計算分析結果顯示葉片幾何參數選取不合理，則需要根據CFD三維數值計算結果，調整三維造型參數進行迭代循環設計，直至徑向擴壓器氣動性能滿足設計要求，流場分布合理。三維徑向擴壓器設計流程如圖3所示。

3.2三維徑向擴壓器設計參數

圖4給出了直葉片徑向擴壓器進口氣流角度沿展向的分布，徑擴進口氣流角度很不均勻，最大與最小進口角度偏差達到15°左右，采用常規直葉片很難取得最優性能：輪轂側有9°左右的負迎角，機匣側有3°左右的正迎角，造成較大的迎角損失；而三維葉片設計可以更好地讓葉片對準氣流。

依據圖3給出的設計流程，并結合直葉片徑向擴壓器的數值計算結果，給出三維葉片徑向擴壓器的9個造型截面的葉片角。對于根部，由于存在負迎角現象，減小進口的葉片角以對準來流；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象，增大進口級幾何角以對準氣流，同時減小出口的葉片角，增大尖部彎角以增大子午速度。通過多輪迭代優化，最終得到如圖5所示的三維徑向擴壓器和直葉片徑向擴壓器的造型截面中弧線葉片角沿弦長的分布規律，原直葉片根尖采用相同的葉片角分布規律，如圖5中的紅色所示；三維葉片徑向擴壓器的9個造型截面如圖5中的黑色所示，進口幾何角根部截面和尖部截面相差9°。在設計時，兩者采用相同的葉片數、葉片厚度分布和流道。圖6給出徑向擴壓器三維葉片和常規直葉片葉型對比。

4計算結果分析

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

圖8給出了組合壓氣機中的離心級流量-壓比特性和流量-效率特性，分別使用設計點的離心壓比和組合壓比值進行無量綱化，流量采用近堵點的流量進行無量綱化。由于徑向擴壓器流場得到改善，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給出組合壓氣機流量-壓比特性和流量-效率特性。由于徑向擴壓器的改善，軸流離心組合壓氣機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徑向擴壓器對離心葉輪的影響

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

5.2擴壓器S1流面流場分析

圖11給出了設計點直葉片和三維葉片徑向擴壓器根、中和尖B to B截面馬赫數云圖。由圖可知，對于5%葉高，徑向擴壓器進口的負迎角明顯改善，原設計前緣的局部高馬赫數消失。同時，葉盆通道內大范圍低速區得到明顯改善，原始設計從進口到出口葉盆低速區一直存在，且向后發展，直至出口占到整個周向通道的30%；而三維葉片徑向擴壓器，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，并且低速區范圍明顯減小。對于50%葉高，徑向擴壓器進口高馬赫數區域稍有改善，最大馬赫數減小，靠近出口位置葉盆低速區范圍明顯減小。對于95%和50%葉高，徑向擴壓器出口尾跡明顯改善。

5.3徑向擴壓器表面靜壓分布

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荷，其中局部放大圖表示設計點前緣0～0.05子午弦長位置。圖12中5%葉高，如局部放大圖所示，三維徑向擴壓器顯著緩解了前緣的負迎角，這和馬赫數云圖揭示的流動現象一致。同時三維徑向擴壓器使設計點的負荷向尾緣方向移動，設計點和近喘點的25%弦長位置的負荷都有提升。50%葉高呈現出類似的流動現象，無須贅述。對于95%葉高，前緣正迎角現象得到改善，且由于流動的改善，40%弦長位置的負荷稍有提升。

5.4徑向擴壓器進口馬赫數的分布

圖13給出徑向擴壓器進口馬赫數沿展向的分布情況。如圖13所示，三維葉片設計后，設計點進口馬赫數展向分布更均勻，展向最高馬赫數降低約0.1；且近失速點輪轂側流場得到明顯改善，輪轂側低馬赫數區域減小，最小馬赫數增大。

6結論

本文完成了某軸流離心組合壓氣機的高進口馬赫數徑向擴壓器的三維葉片改進設計，并分別對直葉片徑向擴壓器和三維葉片徑向擴壓器進行了數值計算和詳細對比分析，得出以下結論。

（1）與直葉片徑向擴壓器相比，三維葉片徑向擴壓器方案的堵點流量基本不變、設計點效恢復系數高1.1%，峰值恢復系數也高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13000Pa，進而影響離心葉輪的匹配點。

（3）三維葉片更能適應離心葉輪出口流場，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迎角導致的局部高馬赫數區域得到消除，通道內的葉盆側分離范圍明顯減小。95%和50%葉高，徑向擴壓器出口尾跡明顯改善。徑向擴壓器吸、壓力面的靜壓分布也驗證了根部負迎角和尖部正迎角減小，三維徑向擴壓器使負荷向尾緣方向移動。

（4）三維葉片徑向擴壓器進口流場一致性更好。設計點進口馬赫數展向分布更均勻，展向最高馬赫數降低約0.1；且近失速點輪轂側低馬赫數區域減小，最小馬赫數增大。

參考文獻

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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