某三级轴流式低速压气机零级气动优化设计.pdf

第 47卷第 6期 2011 年 3 月 机械工程学报 JOURNAL OF MECHANICAL ENGINEERING Vol.47No.6 Mar.2011 DOI10.3901/JME.2011.06.160 某 三 级 轴 流 式 低 速 压 气 机 零 级 气 动 优 化 设 计 柯婷凤郑群明玉周 哈尔滨工程大学动力与能源工程学院哈尔滨150001 摘要 基于相似理论为某一三级轴流式低速压气机增加一个高效零级使压气机流量增加了 12.5， 同时达到增加压比的目的。 由于流动缺陷集中在静叶上， 利用三维粘性计算流体力学Computational fluiddynamics， CFD技术对静叶进行重新改型设计 采用可控扩散叶型Controlled diffusion airfoil，CDA控制叶片表面速度分布，控制了叶片表面附面层厚度，尾缘逆压梯度减 小，很大程度减小了叶栅后半部分的三维分离；为进一步缓解端壁处的低能流体堆积，采用端弯技术，在改善端区流动的同 时也很好的改善与原机的匹配，提高零级性能，最终提高新型压气机的效率，达到设计要求。同时分析加零级前后压气机特 性曲线，证实喘振裕度得到了保证，分析进出口气流角表明加级后原机部分仍然保持原来的相似运行条件。 关键词相似理论零级可控扩散叶型端弯匹配喘振裕度 中图分类号TK474 Aerodynamic Design and Optimization of Zero-stage for Three-stageAxial-flow Low-speed Compressor KE TingfengZHENG QunMINGYuzhou College of Power and Energy Engineering, Harbin Engineering University, Harbin 150001 AbstractThe aerodynamic design of a new front stage for a three-stage axial-flow low-speed compressor based on the similarity theory is described,in order to increase the flow by 12.5 and the total pressure ratio. The design andoptimization are carried out by using a 3D-viscocity controlled diffusion airfoil CFD technology on stator. The new computational fluid dynamics CDA profile is adopted to control the profile losses and adverse pressure gradient at trailing areas, so the three dimensional separation is reduced greatly. End-bending technology is also used to further mitigate the accumulation of low-energy fluid at stator end wall. It improves not only the flow at end zone but also the matching between the front stage and the base one, and enhances the zero-stage perance to arrive the design target. It is found that the surge marginis ensured by analyzing the characteristic curves and the base one keepsthe similitude operating conditions by comparing the flow angles. Key wordsSimilaritytheoryZero-stageControlled diffusion airfoilCDAEnd-bendingMatchSurge margin 0前言* 通过在原有压气机前增加零级压气机，来提高 发动机性能的方法，称为加零级[1]。采用加减级设 计及模化设计开发新型轴流压缩机，具有周期短、 设计结果可靠，叶片尺寸和产品部件便于系列化、 工 艺 简 化 和 方 便 质 量 管 理 等 优 点 。 美 国 TeledyneCAE公司于1986年在J402-CA-400一级离 心和一级轴流压气机组成前增加零级，得 到 收到初稿，收到修改稿 J402-CA-702 涡喷发动机。改进后压气机总压比由 5.8 增加到 8.44，发动机推力增加了 1 330 N，耗油 率降低 24左右[2]。 法国自 1992 年开始也成功的对 TRⅠ60-2 和 TRⅠ60-3 进行加零，得到 TRⅠ60-20 和 TRⅠ60-30 发动机，推力增幅 40，耗油率降低 5～20[5]。 WADIA 等[3]对 LM2500 燃气轮机的压 气机进行了加零级气动设计，从而得到了 LM2500 燃气轮机的改型 LM2500，质量流量增加了 23， 压比提高到了 23.3。WADIA 等[6]以及 WOOLLATT 等[7-8]对压气机叶片三维设计的优点以及方法做了 论述，加零级后的压气机的气体动力学性能得到了 2010111120110124 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 月 2011年 3月柯婷凤等某三级轴流式低速压气机零级气动优化设计 161 提高。 WOOLLATT 等[7-12]分别对数值模拟方法得到 特性曲线、压气机各部分特性曲线的积叠的方法、 压机级特性图缩放等方面做了研究。 本文 在改 进叶 型时 采用了 可 控扩散 叶型 Controlled diffusion airfoil，CDA，以在叶片的整 个运行范围内避免附面层分离，减小叶型损失。王 会社等[4]通过对大量 CDA 叶栅的试验， 证明了CDA 的以下优点在推荐马赫数下损失降低、负荷量增 加、增厚叶片的前缘和尾缘，叶片性能不降低。将 CDA 叶型结合端弯技术也是降低二次流损失的有 效方法。 1零级压气机设计 原机在设计转速下质量流量不能满足新的工 作条件的要求，为了满足新的工作条件，压气机需 要将质量流量提高 12.5。另外，新的压气机必须 保证在较宽速度范围内具有良好的运行性能。针对 这些要求提出加零级设计方案。 1.1设计方案 为了保证加零级后原机部分的运行特性不做 任何改变，必须应用相似理论。选择原机进气导叶 与第一级动叶间的交界面作为加级的匹配基点，在 基点处采用相似理论。单级轴流压气机的运行特性 与多级压气机的整体特性相似，但压比要低得多。 为了使加级后的压气机达到良好的运行性能，应该 将原机设计转速下效率的最高点作为加零级压比的 匹配点。经过多次迭代，最终新设计零级总压压比 定为 1.22，匹配的设计转速为 5 709 rmin– 1。原压 气机运行参数见表 1，零级几何参数如表 2 所示。 表 1原压气机运行参数 参数数值 进口总压 1/Pat p 98167 进口总温 1 t T /K 292 出口静压 2 p/Pa 148368 质量流量 m/ 1 kg si 40 多变效率 pol η 88.47 转速N/ 1 r mini 5561 总压压比 * π1.637 7 为了减小不必要的进口损失，新加零级的流道 同样采用等外径的设计，且与原机外径相同，流道 的内径从原型的第一级动叶栅前到新零级入口处逐 渐减小以增加质量流量。如图 1 所示。 1.2方案分析 加零级后的设计参数不仅与所加零级的气动 性能有关，而且还决定于原型压气机在新机环境下 表 2零级几何参数 参数数值 轮毂比 d 0.533 展弦比λ 3.1 稠度σ1.15 动叶数目 r n 37 静叶数目 s n 60 导叶数目 g n 60 动叶顶部间隙 r g/m 410– 4 图 1加级通流图 工作点的相对位置，与原来相比，工作点必然会有 所变化。增加零级后，增大了各级的端部损失；各 级的增压能力略有减小； 各级导叶内环副作用增大， 降低了各级在靠近喘振区处的增压能力等。因此零 级与原型级的匹配至关重要，否则会导致严重的流 量不匹配，进而影响整台压气机喘振裕度的达标。 对于流道、流型的选取、径向平衡力的计算以及气 动参数的选取都要保证加级后的原通流部分进口级 速度三角形相似。 考虑到传统叶型缺陷，文中采用 CDA 叶型减 小叶型损失；并采用端弯技术控制端区流动，使加 零级后新机达到设计要求的同时，效率得到提高。 1.3零级三维造型 根据设计方案确定的气动参数进行气动设计 计算，一维计算确定压气机平均半径上的各主要参 数，然后进行简单的准三维求解，按照准三维两个 流面理论沿叶高取相当数量的截面，用径向平衡方 程联立起出口静压求解出各个截面上的参数。 零级的几何模型如图 2 所示。数值模拟计算求 解雷诺平均 Navier-Stokes 方程有限体积形式，在旋 转坐标系下采用中心显式差分格式的离散方法。 图 2三维模型 计算湍流模型选取 S模型，总网格数万-A114 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 机械工程学报第 47卷第 6期期162 左右，y值小于 3，零级网格的 B-B 截面如图 3 所示。 图 3B-B 网格 顶部间隙取 0.4 mm， 同时顶部间隙网格层数为 9，进口给定总温总压，轴向进气。出口给定流量。 固体壁面采用无滑移、绝热边界条件。 2零级设计结果分析 喘振裕度 * S cor, M * cor 1100 s q S q π π 式中， cor q、 cor,s q分别表示同一条转速线上的运行 点的折合流量和喘振点的折合流量。 图 4 和图 5 分别描述了压气机加级前后多变效 率和总压比特性图。图 4、5 中虚线表示加零级后， 实线为原型， s N为设计转速。原机设计点的喘振裕 度的值为 14.9。而加级后压气机在相应点的喘振 裕度值为 14.7，表明加级前后运行线上的喘振裕 度值基本一致，这保证了加级后压气机运行的稳 定性。 图加零级前后多变效率特性图比较 图 5加零级前后总压比特性图比较 图 6 给出了加级前后相对进出气角、绝对进出 气角的比较，加级前后从第一级到第三级的绝对进 出气角在数值和变化趋势上都具有很好的相似性， 这保证了加级后原机部分仍然保持原来的相似运行 条件。 3零级叶型优化设计 3.1叶型优化方案 目前 CDA 叶型应用于压气机静子方面已有很 多成功的例子。 与常规叶型相比， CDA 具有低损失、 宽稳定工作范围等优点，可有效提高压气机效率并 扩大喘振裕度。故本文对零级叶型进行优化设计， 以 CDA 叶型替换传统的 NACA 叶型。二维叶型比 较如图 7 所示。 3.2计算结果比较 数值计算结果表 3 表明，零级静叶采用 CDA 设计后， 静压比、 总压比、 等熵效率和通流量都增大。 表 3计算结果 静压比 π 总压比 * π 等熵效率 s η流量系数 NACA叶型1.200 91.206485.031.124 静叶CDA 1.202 71.207785.401.126 3.3流场内部细节分析比较 3.3.1马赫数分析 图 8 给出了原设计叶型与静叶采用 CDA 后 10、50、90叶高S1流面绝对马赫数分布。 从图 8 中对比可以看出，应用 CDA 叶型后， 最大马赫数位置后移，这样保证气流持续加速到最 大马赫数处，避免层流附面层过早分离，且使气流 持续减速到尾缘，同时保证有一个不分离的紊流附 面层， 不同叶高处尾缘最低马赫数覆盖区域均减小， 在和 5 叶高处更明显， 且原型处前缘处 的高速区明显消失，减小了超音速的可能性。 4 10010 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 月 2011年 3月柯婷凤等某三级轴流式低速压气机零级气动优化设计 163 图 6加级前后的比较 图 7原设计 NACA 叶型与改型 CDA 叶型二维比较示意图 a原型b CDA叶型 图 8不同叶高处 S1流面绝对马赫数分布 图 9显示了叶栅出口截面节距平均总压损失系 数沿叶高的分布情况。总压损失系数定义为 00 / ttv pppω 式中， 0t p为叶栅入口总压， t p为当地总压， 0v p为 叶栅入口动压。 图 9静叶出口总压损失恢复系数径向分布 采用 CDA 叶型后顶部 15展向区域总压损失 减小，说明 CDA 叶型尾缘的加厚缓解了尾缘区域 的低能流体堆积，减小了端壁总压损失。 3.3.2壁面极限流线分析 图 10 给出了吸力面上极限流线图及静压分布， 改进叶型后静叶吸力面上三维分离改善明显，原吸 力面分离线贯穿整个叶高，而改型后分离区域只存 在于两端，且端壁分离线的起始位置与原设计相比 也有所后移。静压分布也更趋均匀， 原 NACA 叶型 设计时吸力面下端前缘的低压区域消失。 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 机械工程学报第 47卷第 6期期164 图 10静叶吸力面壁面极限流线及静压云图 3.3.3型面压力分布分析 图 11 分别给出了静叶 CDA 叶型和原设计 NACA 叶型不同叶高处的型面压力比较。 CDA 静叶 中整体静压比 NACA 高，尤其是叶片的后半部。型 面压力最低点向后移动，到 90叶高处将近移至 40轴向弦长位置，这能有效控制吸力面逆压梯度 的长度，减小端区叶型的逆压梯度分布长度。与 NACA 叶型相比，吸力面压力分布在后半部分出现 急剧扩压，在尾缘附近逆压梯度明显降低。仔细观 察 CDA 叶型尾缘的压力分布，发现型线在尾缘部 位有交叉，且吸力面的压力高于压力面，而在较大 的工况范围内叶片损失主要来自吸力面， 则 “交叉” 导致的负压差有将吸力面上低能流体压向压力面的 趋势，致使低能流团起始位置后移，从而达到对尾 缘附近较厚附面层发展的抑制作用。 从 NACA 叶型 型面压力线沿叶高的变化看出，NACA 叶型处于正 攻角状态，沿着叶高方向攻角减小。对于 CDA 叶 型，正攻角明显减小，到 90叶高处已转为负攻角 状态。 3.3.4总体性能比较 从图 12 中比较可以看出静叶采用 CDA叶型设 计后总体性能提高了，在不高于 110标准工况流 量的范围内，相同的质量流量采用 CDA 叶型的压 比比 NACA 叶型高，且在低流量范围内 CDA 叶型 稳定区域更宽。从效率上看 CDA 叶型设计的零级 在不高于 110标准工况流量的范围内均比 NACA 叶型设计的高，且在低流量区域更明显。说明 CDA 叶型的采用在一定范围内拓宽了零级的稳定工作范 围，优化了零级的性能。 4零级端区优化设计 图 13 是端壁上动静叶进口的设计速度三角形 与实际速度三角形对比。 从图 13可以看出， 端壁处 轴向速度减小，导致实际速度三角形和设计三角形 不一致，攻角增大，基元叶栅折转角增大，因而加功 量增大，损失增加，基元级效率下降。采用端弯技 图 11静叶不同截面上型面压力分布 术， 静子叶片在端壁区进口几何角α2和出口几何角 α 3都减小，故叶型安装角也减小。 静叶端弯前后以 A、B 区别。叶片根部截面和 顶部截面变化如图 14 所示，根部截面上，静叶 B 尾缘几何出气角加大，顶部截面上，静叶 B几何进 气角和出气角都有所减小。 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 月 2011年 3月柯婷凤等某三级轴流式低速压气机零级气动优化设计 165 图 12NACA叶型设计和 CDA 叶型设计 零级总体性能比较 图 13速度三角形变化 图叶型比较 改进静叶后计算结果见表 4，效率提高了 1 个 百分点，压比也提高 0.5 百分点。 表 4计算结果 静压比π 总压比 * π 等熵效率 s η 静叶A1.202 71.207 785.4 静叶B 1.210 01.212 586.3 分析图 15 所示的实际进出口气流角径向分布， 与原静叶A 相比， B 进气角在下端壁20区域加大。 静叶 B 出气角整体减小，越往上，减小幅度越大， 这与改型时减小进出口几何安装角是相符的，改进 后，减小气流进入第一级的进气攻角，改善了与原 机的匹配。 图 15静叶进出口角径向分布 分析图 16 吸力面及轮毂面极限流线，静叶改 型后角区分离区域减小。 静叶 A 角区相当于有一个 大的分离涡与一个小的叠加， 而改善后静叶 B 角区 小的分离涡消失，大的分离涡向下移，即吸力面上 的分离线向下移，且端壁上的分离线也向叶片根部 靠近，几乎贴附于叶根处。尾缘再附线起始位置也 明显降低，这些都说明了角区逆压梯度得到缓解， 聚集的低能流体也减少。端壁分离线分离区的形成 主要是端壁处的附面层与通道二次流及尾涡的相互 作用。 所以要消除分离区域的大小， 从叶型的改进， 14 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 机械工程学报第 47卷第 6期期166 减小附面层影响，或改善压力分布减小逆压梯度等 方面着手都是可行的。这里的静叶 B 改型也起到了 良性的改善。 图 16壁面及吸力面角区极限流线和分离 S鞍点N结点 修改静叶后，出口总压损失在主流范围内即 15叶高到 90叶高范围内降低，见图 17，从出口 总压损失也能发现端部改善不明显，损失集中在两 端，两端壁附面层厚并与叶片附面层相互作用，进 一步加大损失，产生分离。 图 17出口总压损失径向分布 比较型面压力线图都有一个共同点，即优 化后静叶 B 的前缘流动改善，进口攻角减小，流动 匹配更好了。10型面线显示优化后静叶负荷负荷 加载提前，吸力面从前缘开始加压至尾缘，逆压梯 度比较均匀，压力面较前静叶 A 平缓，尤其是 10 弦长到 30弦长段。 说明在叶片根部采用前缘加载， 减小尾缘负荷是有利的，可以减小落后角，对轮毂 处的分离也有抑制作用。50截面型面压力线和 10处规律相似，但变化幅度减小，载荷提前没有 那么明显。由于优化改型静叶时，顶部局部扭曲比 较明显，导致顶部有前倾趋势，所以型面线整体前 移，且前缘较之前的静叶 A 交叉有了很好的改善。 图静叶端弯前后不同截面上型面压力分布 18 18 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 月 2011年 3月柯婷凤等某三级轴流式低速压气机零级气动优化设计 167 型面压力线的分布能很好地反映逆压梯度的分布， 而逆压梯度的分布又与附面层的分离息息相关，因 此型面线的改善能很好地控制附面层分离，从而也 能控制二次流的发展。 5结论 本文为一台三级轴流压气机进行了加零级设 计达到质量流量提高 12.5的要求。对比加级前后 的压气机特性曲线、相对进出气角、绝对进出气角 表明，零级与原机之间具有良好的匹配特性。对比 加级前后压气机运行线的喘振裕度可以看出，加级 前后运行线上的喘振裕度值基本一致，这保证了加 级后压气机运行的稳定性。 1 基于相似准则，本文成功的采用数值气动 加 零级设计 将原三 级轴流压 气机流 量提高了 12.5，总压比提高近 20。 2 鉴于传统 NACA 叶型的缺陷，采用新型 CDA 叶型，减小叶型损失，改善三维流场特性，从 而提高零级的稳定工作范围，同时也提高整级工作 稳定性。 3 采用端弯技术改善端区流动，改善零级与 原型级的级间匹配，从而实现加零级设计要求的同 时，提高加零级后压气机的效率。 参考文献 [1] 彭泽琰，刘刚. 航空燃气轮机原理上册 [M]. 北京 国防工业出版社，2000. 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