CN107420349B - 一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法 - Google Patents

一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法 Download PDF

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Abstract

一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构，确定原始进口导叶，然后按弦长比L5/L4确定改进型导叶叶底弦长，并将其沿导叶翼型中心线向‑R方向平移，使进口导叶前缘相对叶底呈后掠角θ2，从而确定改进型导叶的前缘位置；将与进口导叶连接的原始进气道的型线顺时针转动角度θ1，使改进后进气道入口呈喇叭型；按弦长比L3/L2确定改进型导叶叶顶弦长，并将其沿改进后的导叶前缘线向上移动至改进后进气道壁面，使进口导叶前缘与叶顶弧线中点切线间的夹角满足θ3＝180°‑θ2‑θ1。本发明可以抑制叶片表面与近轮盘侧分离流动损失，适用于较宽广流量范围与预旋角度范围，可以有效提高离心压缩机整机多变效率与总压比，同时显著扩大工况范围内的阻塞流量。

Description

一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设 计方法
技术领域
本发明涉及压缩机技术领域，具体涉及一种改进型进口导叶与入口进气结构，具体涉及一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，适用于离心压缩机工况范围的预旋调节过程。
背景技术
离心压缩机可以通过进口导叶调节(预旋)的方式使其性能曲线发生偏移，进而使工况点较无预旋时的初始工况偏移一定范围，达到在更小或者更大流量下运转的目的。然而，随着预旋角度的增大，进口段的流动损失也会随之显著增大。研究表明，尤其在较大预旋角度下，传统的进口导叶叶型导致的流动损失在离心压缩机全部流动损失中占有较高的比重。(参见文献ZHAO J,WANG Z,XI G.et al.Investigation of performance and flowfield of a centrifugal compressor under negative pre-swirl[C].ASME Turbo Expo2015:Turbine Technical Conference and Exposition.2015:V02CT42A026.)因此，如何降低进口导叶在预旋条件下的流动损失对提高进口导叶调节的经济性具有重要的意义。
到目前为止，国内外学者多针对适应入口大攻角流动的进口导叶叶型进行研究。例如在进口导叶前后两部分分别采用不同安装角的来设计一种串联型导叶叶型，用以抑制大攻角下的叶片表面流动分离，降低较大预旋下的流动损失。(参见文献COPPINGER M,SWAIN E.Performance prediction of an industrial centrifugal compressor inletguide vane system[J].Proceedings of the Institution of Mechanical EngineersPart A Journal of Power&Energy,2000,214(2):153-164.)一些相关实验研究也表明：串联型叶型有利于控制流动分离。(参见文献MOHSENI A,BRAEMBUSSCHE R A V D,GOLDHAHNE.et al.Novel IGV Designs For Centrifugal Compressors And Their InteractionWith The Impeller[J].Journal of Turbomachinery,2012,134(2):2019-2029.)还有一些研究指出，传统扇形截面进口导叶的中间叶高处会因为弦长不足而导致流动偏转能力的不足。并据此设计了一种多边形改进型进口导叶，达到了降低整机能耗的目的(参见文献ZHANG Y,QI D,MAO Y.Experimental investigation and improvement of the inletguide vane with plate vane in a centrifugal fan[J].Proceedings of theInstitution of Mechanical Engineers Part A Journal of Power&Energy,2009,223(4):401-413.)。与此同时，之前的一些研究还讨论了进口导叶叶型的相对厚度与弯度对于其内部流动情况的影响(参见文献：范朝阳.某离心式压缩机可调进口导叶叶型研究[D].大连理工大学,2013.)。在入口进气道的改进方面，有研究通过优化进口段的近轮盘侧型线有效遏制了大预旋情况下进口导叶段近轮盘侧的大规模分离情况。其结果表明，叶轮入口近轮盘侧型线曲率的增加会造成压缩机性能的下降。(参见文献ZHENG X,HUANG Q,LIUA.Loss mechanisms and flow control for improved efficiency of a centrifugalcompressor at high inlet prewhirl[J].Journal of Turbomachinery,2016,138:101011.)
然而，通过改变进口导叶叶型来遏制大预旋条件下的流动恶化往往不能适用于整个运行工况范围：不同工况下的进口轴向速度值不同，这就导致了特定的叶型不能同时对较为宽广的工况都有效。同时，之前的研究还发现，由于预旋条件下的离心力所导致的近轮盘面上的分离以及该条件下导叶出口流动与叶片入口结构不匹配是造成较大预旋情况下流动损失加剧的主要原因，而叶型表面流动分离所导致的损失在整体由进口导叶诱发损失中的比例却相对有限。(参见文献ZHAO J,WANG Z,XI G.et al.Investigation ofperformance and flow field of a centrifugal compressor under negative pre-swirl[C].ASME Turbo Expo 2015:Turbine Technical Conference andExposition.2015:V02CT42A026.)而以往关于进口导叶叶型改进的研究却几乎很少针对该问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，以克服在预旋条件下产生的进口导叶叶片分离损失与近轮盘面上的分离损失，同时抑制预旋条件下导叶出口流动与叶片入口结构的不匹配问题。
为达到上述目的，采取的具体方案如下：
一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，包括以下步骤：
首先，依据等分原则，按导叶叶片数N确定进口导叶扇形截面，导叶叶底型线与主轴近似相切，导叶叶顶与叶底采用对称翼型，从而完成原始进口导叶的确定；
其次，按弦长比L5/L4取值范围确定改进型导叶叶底弦长，并将其沿导叶翼型中心线向-R方向平移，使进口导叶前缘相对叶底呈后掠角θ2，从而确定改进型导叶的前缘位置；与此同时，将与进口导叶连接的原始进气道的型线顺时针转动角度θ1，使改进后进气道入口呈喇叭型；其中，R表示轴向；其中，L4为原始进口导叶底部弦长，L5为改进型进口导叶底部弦长；
再次，按弦长比L3/L2取值范围确定改进型导叶叶顶弦长，并将其沿改进后的导叶前缘线向上移动至改进后进气道壁面，同时使进口导叶前缘与叶顶弧线中点切线间的夹角满足θ3＝180°-θ2-θ1；其中，L2为原始进口导叶叶顶弦长，L3为改进型进口导叶叶顶弦长。
本发明进一步的改进在于，弦长比L5/L4取值范围为1～1.2。
本发明进一步的改进在于，弦长比L3/L2取值范围为1～1.2。
本发明进一步的改进在于，θ1为10°～20°。
本发明进一步的改进在于，θ2为77°～55°。
本发明进一步的改进在于，入口进气道的半径比r2/r1为1.17～1.36，其中，r1为原始进气道入口半径，r2为改进后进气道入口半径。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
(1)本发明采用改进型进口导叶与入口进气道外形的方法，可以一定程度上消除较大预旋条件时进口导叶表面分离损失情况。
(2)本发明采用改进型进口导叶与入口进气道外形的方法，可以有效抑制预旋情况下介于进口导叶后部至叶轮入口间近轮盘面侧的高熵增区域，使该区域内流动损失影响近乎消失。
(3)本发明改进型方案在较宽广的流量范围内始终有效，可以显著提高离心压缩机整机多变效率与总压比。随着流量升高，其改善效果越明显。
(4)本发明主要针对进口导叶和与进口导叶衔接的进气道型线，关键在于将传统设计方案中‘掠角’设计由相对叶顶的‘后掠’变为‘前掠’，利用由此引发的二次流来抑制流动分离情况，同时改变与进口导叶衔接的进气道型线以适应发生变化的主流方向。本发明具有可以抑制传统设计方案下容易产生的叶片表面与近轮盘侧分离流动损失、适用于较宽广流量范围与预旋角度范围等优点，可以有效提高离心压缩机整机多变效率与总压比，同时显著扩大工况范围内的阻塞流量。本发明在设计加工方面同时具有一定的简便性，具有实际工程推广应用的潜力。
(5)在保持叶轮入口流动偏转能力基本一致的情况下，改进进口结构后叶轮入口马赫数的分布更为合理，从而扩大压缩机阻塞工况范围。与此同时，本发明并未对整机总压比曲线左边界(下降点)造成显著影响。本发明的离心压缩机进口导叶结构主要应用范围为-75°～0°～+75°之内的任意预旋角度，适用的流量范围为Qm＝2.0～9.0kg/s。
附图说明
图1为本发明的离心压缩机进口导叶与入口进气道的结构与现有技术中的结构的对比示意图。
图2为原始进口导叶结构示意图。
图3为原始进口导叶的流向图。
图4为本发明中的流向图。
图5为Qm＝4.0kg/s下本发明的改进结构与现有技术中的结构在进口导叶入口处叶展方向绝对马赫数分布对比。
图6为-60°预旋条件下本发明与原始结构中进口导叶出口处周向平均熵增分布对比图。
图7为-60°预旋条件下本发明与原始结构中叶轮入口处沿叶高熵增分布对比图。
图8为-60°预旋条件下本发明与原始设计结构中叶轮主叶片前缘周向平均相对马赫数分布对比图。
图9为±60°预旋条件下采用本发明与原始设计的整机多变效率对比图。
图10为±60°预旋条件下采用本发明与原始设计的整机总压比对比图。
图中标号含义为：
1、改进型入口进气道表面型线；2、原始入口进气道表面型线；3、进口导叶固定装置；4、主轴；5、改进型进口导叶；6、原始进口导叶，7、导叶叶顶；8、导叶叶底；9、进气道；10、导叶前缘。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明，应当理解，此处所描述的具体实施方式仅为解释本发明，而不用于限定本发明。
本发明图中符号含义为：
θ1——与进口导叶衔接的入口进气道锥角，°；
θ2——进口导叶前缘与叶底间的夹角，°；
θ3——进口导叶前缘与叶顶弧线中点切线间的夹角，°；
L1——原始进口导叶叶高，mm；
L2——原始进口导叶顶部弦长，mm；
L3——改进型进口导叶叶顶弦长，mm；
L4——原始进口导叶底部弦长，mm；
L5——改进型进口导叶底部弦长，mm；
r1——原始进气道入口半径，mm；
r2——改进后进气道入口半径，mm。
参见图1，图中坐标R表示轴向，Z表示径向。本发明设计的适用于预旋条件下的离心压缩机进口导叶与入口进气道改进方案主要针对原始设计中入口进气道表面型线2与原始进口导叶6，进口导叶前缘相对于叶片顶部呈前掠方式(相对于叶片底部呈后掠方式)，与进口导叶衔接的入口进气道外形采用锥形结构。与此同时，导叶顶部采用弧形叶顶与改进后的进气道外形紧密配合。其设计思路为：在造型加工尽量简便的前提下，利用改变传统进口导叶掠角倾向的方法(相对于叶顶的后掠调整为前掠)来改变进口导叶入口流动状态，使导叶尾部主流具有向轮盘侧聚集的趋势，从而使其沿叶高方向的分离运动趋势得到抑制；同时为了避免由于引入导叶叶顶区域导致流量降低与入口型线曲率所诱发的叶顶分离损失，改进方案中将进口管道衔接进口导叶段的顶端形状由原来的圆柱面改为锥面。
具体的实施方法为：首先，在确定进口导叶叶片数的前提下，按照传统扇形进口导叶等分的设计方法确定原始进口导叶6；该传统设计方法如图2所示：主轴4与进气道9同圆心设置；同时，依据等分原则，按导叶叶片数N确定进口导叶扇形截面，叶片结构包括导叶叶顶7和导叶叶底8，(扇形两边分别为导叶前、后缘，两者间夹角为)；其中，导叶叶底型线与主轴4近似相切(导叶叶底与主轴间需存在不超过3mm间隙以保证主轴4相对导叶的正常转动，故此处为近似相切)，导叶叶顶与叶底采用对称翼型，从而完成原始进口导叶6的确定。
其次，按弦长比L5/L4取值范围为1～1.2的准则确定改进型导叶叶底弦长，并将改进型导叶叶底沿导叶翼型中心线向前-R方向平移，使进口导叶前缘10相对底部呈后掠角θ2，从而确定改进后的导叶前缘10位置；与此同时，将原始进气道表面型线2(与进口导叶连接的原始进气道进口导叶通过进口导叶固定装置3连接于进气道)顺时针转动角度θ1，使改进后进气道入口呈喇叭型。再次，按弦长比L3/L2取值范围为1～1.2的准则确定改进型导叶叶顶弦长，并将改进型导叶叶顶沿改进后的导叶前缘线沿斜上方移动。在此过程中，将叶顶型线顺时针转动θ1使其与改进型入口进气道型线1保持良好的配合，并使得改进后的进口导叶前缘与叶顶弧线中点切线间的夹角θ3满足θ3＝180°-θ2-θ1这一条件，从而得到改进型进口导叶5。
其中，
L2——原始进口导叶设计顶部弦长，mm；
L3——改进进口导叶设计顶部弦长，mm；
L4——原始进口导叶底部弦长，mm；
L5——改进进口导叶底部弦长，mm；
θ1——与进口导叶衔接的入口进气道锥角，°；
θ2——进口导叶前缘与叶底间的夹角，°；
θ3——进口导叶前缘与叶顶弧线中点切线间的夹角，°；
参见图5～图10，为本发明的一个具体实施例的改进型进口导叶与入口进气道的性能对比，具体实施例设计如下：针对-60°预旋条件下近最高效率点Qm＝4.0kg/s与大流量条件Qm＝5.5kg/s这两种质量流量，叶轮转速为4320rpm，进口总温为293.15K，进口总压为98.6kPa，进口导叶与入口进气道结构参数为：θ1＝12°；θ2＝75°；θ3＝93°；L1＝115mm；L3/L2＝1；L5/L4＝1；r1＝208mm；r2/r1＝1.17。
其中，
L1——原始进口导叶叶高，mm；
r1——原始进气道入口半径，mm；
r2——改进后进气道入口半径，mm。
在-60°进口预旋，近最高效率点Qm＝4.0kg/s时进口导叶出口与叶轮入口位置的周向平均熵增展向分布对比如图6和图7所示。改进后的进口导叶与入口进气道方案使得两个位置处的熵增分布沿展向更加均匀，同时熵增值相对较低，基本保持在10J/(mol·K)水平附近。相比之下，对于原始设计方案而言，无论是进口导叶出口还是叶轮入口两处位置，由流动分离造成的熵增损失在0～40％的叶高范围内都显著高于使用本发明后的情况。其中，在导叶出口处的0～20％叶高范围内，原始方案的熵增值普遍高于改进方案100％以上。在叶轮入口处的0～35％叶高范围内，原始方案的熵增值普遍高于改进方案100％以上。在大流量Qm＝5.5kg/s时的叶轮主叶片前缘处的相对马赫数对比如图8所示。相比于原始设计方案，改进方案通过将原始结构下叶轮近顶端处高马赫数的流动引导至近轮盘区，可以使约0～40％叶高范围内的相对马赫数显著提升，并且使叶轮入口截面的马赫数展向分布更加均匀化，从而对于叶轮前缘近轮盘处的阻塞具有良好改善作用。改进型与原始设计方案在多变效率与总压比性能上的对比如图9与图10所示。可以看出：无论是-60°还是+60°预旋情况，初始与改进结构的总压比曲线下降点对应的流量都十分接近。另一方面，在整体工况范围上采用改进的结构可以明显提升压比与效率。负60°预旋时，在近失速工况Qm＝3.0kg/s上多变效率与总压比分别提升1.72％和1.33％，在改进前的最高效率工况Qm＝3.4kg/s上多变效率与总压比分别提升2.97％和1.84％。正60°预旋时，在近失速工况Qm＝3.2kg/s上多变效率与总压比分别提升3.39％与1.05％，在改进前的最高效率工况Qm＝4.0kg/s上多变效率与总压比分别提升6.51％和2.12％。同时可以发现，改进结构对于性能的提升随着流量的上升不断增大。这是因为随着流量的上升，初始结构中出现的分离损失就越大，因而通过改进结构对其进行有效抑制后所恢复的性能就越明显。尤其需要强调的是改进结构在近阻塞工况下的良好性能：在-60°预旋时，改进结构在Qm＝5.5kg/s上多变效率与总压比较初始结构高16.9％和5.26％。在+60°预旋时，改进结构在Qm＝5.0kg/s上多变效率与总压比较初始结构高17.7％和4.72％。+60°预旋时改进进口结构下的工况范围右边界较初始进口结构提升了12.3％，-60°预旋时右边界提升了18.8％。
相对于现有进口导叶设计方案，本发明的创新性及相应原理在于：
将原始进口导叶前缘由相对叶顶的后掠方式改为前掠方式且入口进气道外形由原始的圆柱形改为具有一定锥角的喇叭形。改进后的进口导叶结构可以改变原始进口导叶入口处绝对马赫数沿展向较为均匀(叶顶区域马赫数略高于叶底区域)的分布情况，使得进口导叶入口的展向马赫数分布呈现出上低下高的趋势，如图5所示。由于导叶入口处的总压损失十分有限，可认为入口区域内的流动近似满足：其中p代表静压，v代表绝对速度，P0代表入口总压，此处定义：v＝Ma·a，Ma为当地声速，a为当地绝对马赫数。结合图5中的展向绝对马赫数分布可以推测出：对于原始进口结构，其展向相对均匀的马赫数分布决定了其展向静压分布的相对均匀性，即项在该结构的入口截面上并不显著；相比较而言，改进导叶结构入口处的项十分明显。与此同时，由于流体在进口导叶入口处的偏转并不显著，所以两种导叶入口处表征离心力的项几乎不存在。
进口导叶内部流动特征可由圆柱坐标系下周向平均(即忽略θ方向变化)流动沿R方向的动量方程来解释，方程形式如下：
上式中，ρ为气体密度，p为静压力，uθ为周向平均速度，uZ为Z方向流动速度，μ为动力粘性系数，fR为沿R方向体积力。在本文研究中，由于粘性力项与体积力项fR在数值上远小于项(小于1％)，故可以将方程(1)中粘性力项与体积力项忽略，得到方程(2)。
方程(2)中进口导叶段表征R方向流动速度uR变化特征的项由决定。
由上文可知，原始进口导叶结构入口处几乎为0，而改进结构下的入口项影响显著。也就是说，原始进口导叶结构对于其入口流动的运动特征并无显著影响而改进结构可以改变其入口流动的沿R向的运动特征，如图3～4所示。这种改进后的流动趋势可以有效克服预旋条件下由流体的向心力所引发的位于导叶下游的近轮盘侧的流动分离情况。
本发明主要针对进口导叶和与进口导叶衔接的进气道型线，关键在于将传统设计方案中‘掠角’设计由相对叶顶的‘后掠’变为‘前掠’，利用由此引发的二次流来抑制流动分离情况，同时改变与进口导叶衔接的进气道型线以适应发生变化的主流方向。本发明具有可以抑制传统设计方案下容易产生的叶片表面与近轮盘侧分离流动损失、适用于较宽广流量范围与预旋角度范围等优点，可以有效提高离心压缩机整机多变效率与总压比，同时显著扩大工况范围内的阻塞流量。本发明在设计加工方面同时具有一定的简便性，具有实际工程推广应用的潜力。
以上所述仅为本发明较佳的具体实施例，任何熟悉本技术领域的技术人员利用本发明书内容所做的等效结构变换，或直接或间接运用附属在其他相关产品的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (6)

1.一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
首先，依据等分原则，按导叶叶片数N确定进口导叶扇形截面，导叶叶底型线与主轴近似相切，导叶叶顶与叶底采用对称翼型，从而完成原始进口导叶的确定；
其次，按弦长比L5/L4确定改进型导叶叶底弦长，并将其沿导叶翼型中心线向-R方向平移，使进口导叶前缘相对叶底呈后掠角θ2，从而确定改进型导叶的前缘位置；与此同时，将与进口导叶连接的原始进气道的型线顺时针转动角度θ1，使改进后进气道入口呈喇叭型；其中，R表示轴向；L4为原始进口导叶底部弦长，L5为改进型进口导叶底部弦长；
再次，按弦长比L3/L2确定改进型导叶叶顶弦长，并将其沿改进后的导叶前缘线向上移动至改进后进气道壁面，同时使进口导叶前缘与叶顶弧线中点切线间的夹角θ3满足θ3＝180°-θ2-θ1；其中，L2为原始进口导叶叶顶弦长，L3为改进型进口导叶叶顶弦长。
2.根据权利要求1所述的一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，其特征在于，弦长比L5/L4取值范围为1～1.2。
3.根据权利要求1所述的一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，其特征在于，弦长比L3/L2取值范围为1～1.2。
4.根据权利要求1所述的一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，其特征在于，θ1为10°～20°。
5.根据权利要求1所述的一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，其特征在于，θ2为77°～55°。
6.根据权利要求1所述的一种预旋条件下低流动损失的离心压缩机进口导叶结构的设计方法，其特征在于，入口进气道的半径比r2/r1为1.17～1.36，其中，r1为原始进气道入口半径，r2为改进后进气道入口半径。
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