多级轴流压气机喘振特性分析
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Abstract: In this paper, the internal flow of the multistage axial comp ressor was calculated based on Reynolds averaged N 2S formulation and one formulation tubulence model at off2design points, using m ixing p lane method and PC network parallel computational technique. The performance of flow near choke points was analysised. Results show that mass flow rate decreases and flow separates at tailing edge of suction surface especially at blade root near the choke points. CFD results are good agree with experimental results, and can be used for design and op tim ization of comp ressor. Key words: tubulence m odel; ax ia l com pressor; num er ica l sim ula tion; 3D flow f ield
0 前 言
气机级间参数实验数据的基础上 , CFD结果可作为多级轴流 压气机设计参考可行性和意义 。
现代燃气轮机发展要求压气机在非设计工况也要有良 1 网格模型及数值方法
好的性能 ,通过对非设计点工况尤其是近喘振工况点流动机
理进行分析 ,可对提高压气机稳定性和改善稳定裕度提供参
包括进出口导叶 ,压气机为 13级 ,如图 1所示 。压气机
本文对压气机 85%、87%设计转速下 4个工况进行了数
值计算 ,如表 1 (流量数据均无量钢化 )所示 ,并把结果与试
验结果进行了对比 ,从表中可以看出 , 85%近喘振工况 ,计算
流量和实验流量偏差最大 ,达到 4. 43% ,稳定工况下流量偏
差最小为 0. 3% , 4个模拟工况结果表明 , CFD 的计算流量与
口角 ,解 决 了 该 压 气 机 中 间 几 级 效 率 偏 低 的 问 题 。M an2
sour[2, 3 ]使用多级 CFD 程序 APNASA 研究分析 ,通过调整动
叶出口角和静叶安装角来修正压气机部分动 、静叶叶型的方 法 ,解决了压气机的初步设计结果级间匹配不能满足设计要 求的问题 。相比之下 ,国内在这方面起步则相对较晚 ,但也 做了很多研究工作 [4 - 6 ] 。总的来说 ,目前国外系统化地试验 与多级 CFD技术相结合的压气机设计理念已经形成 ,通过 计算掌握压气机内部流场的真实分布 ,以便能够更好地进行 压气机的设计和改良 。
3. 4 4. 48
37. 54 34. 65
3. 41 0. 49% 4. 45 0. 3%
n = 0. 87
37. 13 4. 0 38. 01 3. 96 2. 2%
压气机的流动和增压是通过转子的做功和叶栅的扩压 来实现的 ,不同流量将会引起叶片进口攻角的改变 。图 2和 图 3分别是 85%、87%转速下第 6和第 7级动叶进口相对气 流角 ,近喘振工况下 ,相比最高效率点工况 ,气流相对进气角 明显偏大 ,最大处有 20°左右 ,另外气流角在靠近轮毂附近变 化最大 ,沿叶高逐渐减小 ,这与实际情况比较符合 。整体来 看第 7级动叶进气角比第 6级要大 ,表明了攻角偏离随着级 数增加有放大的趋势 。图 4为 85%近喘振工况点第 6 级静 叶近叶根处 S1流面速度矢量图 ,图 5是 85%近喘振工况点 第 6级静叶沿叶高的的速度矢量图 ,从图中可以清晰看出在 近喘振点时 ,动叶攻角的改变 ,使得静叶进口攻角也相应发 生变化 ,在大的正攻角下 ,叶片吸力面后半段尾缘附近出现 很强的气流分离 。由于叶片根部气流流通面积减小 ,相对而 言气流分离现象更为严重 。基于以上分析表明 :在非设计点 工况下 ,压气机进口流量发生变化 ,引起流量系数改变 ,因而 使得各级的攻角也发生相应的变化 ,导致叶片吸力面尾缘处 气流出现分离 ,可能导致压气机进入不稳定工况区 ,在压气 机设计中如果采用可变安装角导叶 ,使导叶安装角随着流量 变化而变化 ,可以提高压气机稳定裕度 。 图 6是 85%、87%转速下 4个工况点的子午面相对马赫 数云图 。从图中可以看出 ,气流最大相对马赫数不到 0. 8,压 气机是在亚声速条件下工作的 。85%和 87%的最高效率点 工况下 ,沿流向和径向马赫数分布较为连续 ,分布范围较小 。 在近喘振点工况下 ,从第 1级动叶根部开始 ,马赫数要比稳 定工况下低 ,且逐级沿展向和轴向扩展 ,表明在近喘振工况 点 ,从第 1级动叶开始 ,已经出现了气流分离 ,影响了后面级 的进气攻角 ,使后面级也偏离额定状态下工作而产生气流分 离 ,由于叶片根部气流流通面积小 ,相对而言气流分离更为 严重 ,造成附近气流马赫数下降最大 。图 7显示了 85%设计
(2)在近喘振工况下 ,小流量造成攻角增大 ,气流从叶片 吸力面分离 ,损失增大使气流马赫数降低 ,不稳定区域逐级 放大 ;表明本文所用数值方法可以有效地模拟出压气机叶片 排内真实流动情况 ,通过对不稳定工况产生机理的分析可为 压气机改良和喘振裕度提高等提供参考 。
参考文献
[ 1 ] Steven R W , Robort A D. Redesign of a 12 - Stage Axial - Flow Comp ressor U singMultistage CFD [ C ]. ASME Paper 2001 - GT 0351, 2001.
本文对某 13级轴流压气机进行了数值计算 ,并与实验 结果做了对比 ,计算结果和实验比较吻合 。分析了压气机稳 定工况 、近喘振工况流场的特性和流动机理 ,探讨了级间参 数对压气机设计中的参考意义 。基于以上分析 :本文的主要 结论如下 :
(1)三维 CFD 计算结果表明 : 只要采用合理的湍流模 型 、网格数量 ,初场等条件 , CFD计算可以达到满意的精度 。
第 4期
胡江峰等 :多级轴流压气机喘振特性分析
2 51
压气机进口边界条件给定总温总压 ,出口给定静压 ,固 体壁面绝热 。随着计算工况点选取的不同 ,改变压气机动叶 转速和出口静压 。根据各计算点选定的出口静压值 ,按照静 压逐步均匀递增的规律 ,初步给定进口及各个栈上的静压值 。
2 计算结果与分析
[ 2 ] M Mansor, S H ingoranl, Y Dong. A New Multistage Axial Com2 p ressor Designed with the APNASA Multistage CFD Code: Part1 Code Calibration[ C ]. ASME Paper 2001 - GT - 0349, 2001.
摘要 :基于求解三维雷诺平均 N - S方程 ,采用混合平面法并应用微机网络并行计算技术 ,结合 Spalart - A llamaras 一方程湍流模型 ,对某型多级轴流压气机非设计工况进行了数值计算 ,分析了近喘振工况下的流场特性 。结果表 明 :在近喘振点时气流流量减小 ,在叶片吸力面尾缘处容易出现分离 ,而且叶根附近分离最强 。数值模拟结果与实 验数据吻合较好 ,可为压气机的设计和优化提供参考 。 关键词 :湍流模型 ;轴流压气机 ; 数值计算 ;三维流场 分类号 : TK472 文献标识码 : A 文章编号 : 100125884 (2010) 0420250203
实验误差均小于 5% ,在误差允许范围之内 。
表 1
计算结果对比
转速 n
实测折合
计算折合
流量 G1 压比 流量 G2 压比 流量误差
n = 0. 85 (喘振点 ) 33. 88 4. 28 32. 38 4. 27 4. 43%
n = 0. 85 n = 0. 87 (喘振点 )
37. 36 34. 77
Performance Analysis of M ultistage Axial Comp ressor at Surge Conditions
HU J iang2feng1 , OU YANG2hua1 , HE Lei2 , DU Zhao2hui1
(1 School ofM echanical Engineering, Shanghai J iaotong University, Shanghai 200240, China; 2 Shanghai Turbine Plant Company L im ited, Shanghai 200240, China)
第 52卷 第 4期 2010年 8月
汽 轮 机 技 术 TURB INE TECHNOLOGY
Vol. 52 No. 4 Aug. 2010
多级轴流压气机喘振特性分析
胡江峰 1 ,欧阳华 1 ,何 磊 2 ,杜朝辉 1
(1 上海交通大学机械与动力工程学院 ,上海 200240; 2 上海汽轮机厂有限公司 ,上海 200240)
3 结 论
图 6 S2面相对马赫数分布
图 7 85%转速下近喘振点时整机静压分布 转速下静压分布 ,静压沿轴向逐渐的升高 ,标志着压气机在 通道内沿流向逆压梯度增大 ,这些也都将加剧叶片气流分 离 、损失和马赫数下降 ,马赫数变化区域沿径向 、轴向的逐级 放大 ,验证了不稳定性在多级轴流压气机中逐级增强 。
压气机级间匹配特性是多级轴流压气机的重要特性 ,匹 配特性的优差直接影响到压气机的效率和喘振裕度 。通过 上述结果分析 ,三维 CFD 数值计算结果可以正确反映出压 气机级间参数和流场分布 。作为压气机初始设计过程中很 重要的一环 —二维程序设计 (尤其 S2通流设计 ) ,目前正反 命题中所采用的模型 ,大多是根据级数较少的压气机实验数 据总结出来的 ,且通用性不是很强 ,在缺少多级轴流压气机
考 。目前 ,全三维的多级压气机 CFD 计算技术已完全参与 进 、出口段网格采用 H型拓扑结构 ,叶片段采用 O 型拓扑结
到 多 级 压 气 机 的 设 计 开 发 过 程 中 , 并 取 得 了 很 多 成 果 。 构 ,网格总数 5 343 030。
Steven[1 ]采用多级 CFD 技术分析修正 5 ～11 级静叶叶型出
本文对某型号多级轴流压气机 4个非设计点工况进行 了数值计算 ,并与试验结果进行了对比 ,一方面对本文使用 的 CFD数值方法进行验证 ; 另一方面 ,通过对级间流场分 析 ,讨论了稳定工况和近喘振工况下流动特性差异 ,以及流 动分离的产生的原因及发展 ;最后探讨了在缺少多级轴流压 收稿日期 : 2009211207
程模型 。以守恒形式的有限体积法进行空间离散 ,采用中心
差分格式 ,时间采用四阶显式 Runge - Kutta求解方法 。为了
加速收敛 ,采用了多重网格和隐式残差平均化技术 。
控制方程的通用形式为 :
5 (ρ<) 5t
+ div (ρu<)
= div (Γgrad<) + S
(1)
作者简介 :胡江峰 (19812) ,男 ,陕西蒲城人 ,在读博士生 ,主要从事叶轮机械气动热力学研究 。
图 2 85%设计转速下动叶相对进口气流角分布
图 3 87%设计转速下动叶相对进口气流角分布 图 4 85%设计转速下近喘振点第 6级静叶近叶根处
图 5 85%设计转速下近喘振点第 6级静叶 速度矢量沿叶高的分布图
252
汽 轮 机 技 术
第 52卷
Hale Waihona Puke Baidu
实验的情况下 , CFD 计算结果中的级间参数分布 ,可作为参 考来修正设计中所需要的模型 。
图 1 压气机整体计算网格示意图
采用三维黏性 N - S方程求解程序 Fine / Turbo对 4种转
速下工况分别进行定常计算 。工质为理想气体 , CFL 数取 2,
动静交接面采用混合平面模型 。由于 S - A模型能较好地模
拟堵塞点附近流量变化小而效率压比急剧下降的现象 ,且能
模拟的范围较广 ,因此这里的计算湍流模型选用 S - A 一方
0 前 言
气机级间参数实验数据的基础上 , CFD结果可作为多级轴流 压气机设计参考可行性和意义 。
现代燃气轮机发展要求压气机在非设计工况也要有良 1 网格模型及数值方法
好的性能 ,通过对非设计点工况尤其是近喘振工况点流动机
理进行分析 ,可对提高压气机稳定性和改善稳定裕度提供参
包括进出口导叶 ,压气机为 13级 ,如图 1所示 。压气机
本文对压气机 85%、87%设计转速下 4个工况进行了数
值计算 ,如表 1 (流量数据均无量钢化 )所示 ,并把结果与试
验结果进行了对比 ,从表中可以看出 , 85%近喘振工况 ,计算
流量和实验流量偏差最大 ,达到 4. 43% ,稳定工况下流量偏
差最小为 0. 3% , 4个模拟工况结果表明 , CFD 的计算流量与
口角 ,解 决 了 该 压 气 机 中 间 几 级 效 率 偏 低 的 问 题 。M an2
sour[2, 3 ]使用多级 CFD 程序 APNASA 研究分析 ,通过调整动
叶出口角和静叶安装角来修正压气机部分动 、静叶叶型的方 法 ,解决了压气机的初步设计结果级间匹配不能满足设计要 求的问题 。相比之下 ,国内在这方面起步则相对较晚 ,但也 做了很多研究工作 [4 - 6 ] 。总的来说 ,目前国外系统化地试验 与多级 CFD技术相结合的压气机设计理念已经形成 ,通过 计算掌握压气机内部流场的真实分布 ,以便能够更好地进行 压气机的设计和改良 。
3. 4 4. 48
37. 54 34. 65
3. 41 0. 49% 4. 45 0. 3%
n = 0. 87
37. 13 4. 0 38. 01 3. 96 2. 2%
压气机的流动和增压是通过转子的做功和叶栅的扩压 来实现的 ,不同流量将会引起叶片进口攻角的改变 。图 2和 图 3分别是 85%、87%转速下第 6和第 7级动叶进口相对气 流角 ,近喘振工况下 ,相比最高效率点工况 ,气流相对进气角 明显偏大 ,最大处有 20°左右 ,另外气流角在靠近轮毂附近变 化最大 ,沿叶高逐渐减小 ,这与实际情况比较符合 。整体来 看第 7级动叶进气角比第 6级要大 ,表明了攻角偏离随着级 数增加有放大的趋势 。图 4为 85%近喘振工况点第 6 级静 叶近叶根处 S1流面速度矢量图 ,图 5是 85%近喘振工况点 第 6级静叶沿叶高的的速度矢量图 ,从图中可以清晰看出在 近喘振点时 ,动叶攻角的改变 ,使得静叶进口攻角也相应发 生变化 ,在大的正攻角下 ,叶片吸力面后半段尾缘附近出现 很强的气流分离 。由于叶片根部气流流通面积减小 ,相对而 言气流分离现象更为严重 。基于以上分析表明 :在非设计点 工况下 ,压气机进口流量发生变化 ,引起流量系数改变 ,因而 使得各级的攻角也发生相应的变化 ,导致叶片吸力面尾缘处 气流出现分离 ,可能导致压气机进入不稳定工况区 ,在压气 机设计中如果采用可变安装角导叶 ,使导叶安装角随着流量 变化而变化 ,可以提高压气机稳定裕度 。 图 6是 85%、87%转速下 4个工况点的子午面相对马赫 数云图 。从图中可以看出 ,气流最大相对马赫数不到 0. 8,压 气机是在亚声速条件下工作的 。85%和 87%的最高效率点 工况下 ,沿流向和径向马赫数分布较为连续 ,分布范围较小 。 在近喘振点工况下 ,从第 1级动叶根部开始 ,马赫数要比稳 定工况下低 ,且逐级沿展向和轴向扩展 ,表明在近喘振工况 点 ,从第 1级动叶开始 ,已经出现了气流分离 ,影响了后面级 的进气攻角 ,使后面级也偏离额定状态下工作而产生气流分 离 ,由于叶片根部气流流通面积小 ,相对而言气流分离更为 严重 ,造成附近气流马赫数下降最大 。图 7显示了 85%设计
(2)在近喘振工况下 ,小流量造成攻角增大 ,气流从叶片 吸力面分离 ,损失增大使气流马赫数降低 ,不稳定区域逐级 放大 ;表明本文所用数值方法可以有效地模拟出压气机叶片 排内真实流动情况 ,通过对不稳定工况产生机理的分析可为 压气机改良和喘振裕度提高等提供参考 。
参考文献
[ 1 ] Steven R W , Robort A D. Redesign of a 12 - Stage Axial - Flow Comp ressor U singMultistage CFD [ C ]. ASME Paper 2001 - GT 0351, 2001.
本文对某 13级轴流压气机进行了数值计算 ,并与实验 结果做了对比 ,计算结果和实验比较吻合 。分析了压气机稳 定工况 、近喘振工况流场的特性和流动机理 ,探讨了级间参 数对压气机设计中的参考意义 。基于以上分析 :本文的主要 结论如下 :
(1)三维 CFD 计算结果表明 : 只要采用合理的湍流模 型 、网格数量 ,初场等条件 , CFD计算可以达到满意的精度 。
第 4期
胡江峰等 :多级轴流压气机喘振特性分析
2 51
压气机进口边界条件给定总温总压 ,出口给定静压 ,固 体壁面绝热 。随着计算工况点选取的不同 ,改变压气机动叶 转速和出口静压 。根据各计算点选定的出口静压值 ,按照静 压逐步均匀递增的规律 ,初步给定进口及各个栈上的静压值 。
2 计算结果与分析
[ 2 ] M Mansor, S H ingoranl, Y Dong. A New Multistage Axial Com2 p ressor Designed with the APNASA Multistage CFD Code: Part1 Code Calibration[ C ]. ASME Paper 2001 - GT - 0349, 2001.
摘要 :基于求解三维雷诺平均 N - S方程 ,采用混合平面法并应用微机网络并行计算技术 ,结合 Spalart - A llamaras 一方程湍流模型 ,对某型多级轴流压气机非设计工况进行了数值计算 ,分析了近喘振工况下的流场特性 。结果表 明 :在近喘振点时气流流量减小 ,在叶片吸力面尾缘处容易出现分离 ,而且叶根附近分离最强 。数值模拟结果与实 验数据吻合较好 ,可为压气机的设计和优化提供参考 。 关键词 :湍流模型 ;轴流压气机 ; 数值计算 ;三维流场 分类号 : TK472 文献标识码 : A 文章编号 : 100125884 (2010) 0420250203
实验误差均小于 5% ,在误差允许范围之内 。
表 1
计算结果对比
转速 n
实测折合
计算折合
流量 G1 压比 流量 G2 压比 流量误差
n = 0. 85 (喘振点 ) 33. 88 4. 28 32. 38 4. 27 4. 43%
n = 0. 85 n = 0. 87 (喘振点 )
37. 36 34. 77
Performance Analysis of M ultistage Axial Comp ressor at Surge Conditions
HU J iang2feng1 , OU YANG2hua1 , HE Lei2 , DU Zhao2hui1
(1 School ofM echanical Engineering, Shanghai J iaotong University, Shanghai 200240, China; 2 Shanghai Turbine Plant Company L im ited, Shanghai 200240, China)
第 52卷 第 4期 2010年 8月
汽 轮 机 技 术 TURB INE TECHNOLOGY
Vol. 52 No. 4 Aug. 2010
多级轴流压气机喘振特性分析
胡江峰 1 ,欧阳华 1 ,何 磊 2 ,杜朝辉 1
(1 上海交通大学机械与动力工程学院 ,上海 200240; 2 上海汽轮机厂有限公司 ,上海 200240)
3 结 论
图 6 S2面相对马赫数分布
图 7 85%转速下近喘振点时整机静压分布 转速下静压分布 ,静压沿轴向逐渐的升高 ,标志着压气机在 通道内沿流向逆压梯度增大 ,这些也都将加剧叶片气流分 离 、损失和马赫数下降 ,马赫数变化区域沿径向 、轴向的逐级 放大 ,验证了不稳定性在多级轴流压气机中逐级增强 。
压气机级间匹配特性是多级轴流压气机的重要特性 ,匹 配特性的优差直接影响到压气机的效率和喘振裕度 。通过 上述结果分析 ,三维 CFD 数值计算结果可以正确反映出压 气机级间参数和流场分布 。作为压气机初始设计过程中很 重要的一环 —二维程序设计 (尤其 S2通流设计 ) ,目前正反 命题中所采用的模型 ,大多是根据级数较少的压气机实验数 据总结出来的 ,且通用性不是很强 ,在缺少多级轴流压气机
考 。目前 ,全三维的多级压气机 CFD 计算技术已完全参与 进 、出口段网格采用 H型拓扑结构 ,叶片段采用 O 型拓扑结
到 多 级 压 气 机 的 设 计 开 发 过 程 中 , 并 取 得 了 很 多 成 果 。 构 ,网格总数 5 343 030。
Steven[1 ]采用多级 CFD 技术分析修正 5 ～11 级静叶叶型出
本文对某型号多级轴流压气机 4个非设计点工况进行 了数值计算 ,并与试验结果进行了对比 ,一方面对本文使用 的 CFD数值方法进行验证 ; 另一方面 ,通过对级间流场分 析 ,讨论了稳定工况和近喘振工况下流动特性差异 ,以及流 动分离的产生的原因及发展 ;最后探讨了在缺少多级轴流压 收稿日期 : 2009211207
程模型 。以守恒形式的有限体积法进行空间离散 ,采用中心
差分格式 ,时间采用四阶显式 Runge - Kutta求解方法 。为了
加速收敛 ,采用了多重网格和隐式残差平均化技术 。
控制方程的通用形式为 :
5 (ρ<) 5t
+ div (ρu<)
= div (Γgrad<) + S
(1)
作者简介 :胡江峰 (19812) ,男 ,陕西蒲城人 ,在读博士生 ,主要从事叶轮机械气动热力学研究 。
图 2 85%设计转速下动叶相对进口气流角分布
图 3 87%设计转速下动叶相对进口气流角分布 图 4 85%设计转速下近喘振点第 6级静叶近叶根处
图 5 85%设计转速下近喘振点第 6级静叶 速度矢量沿叶高的分布图
252
汽 轮 机 技 术
第 52卷
Hale Waihona Puke Baidu
实验的情况下 , CFD 计算结果中的级间参数分布 ,可作为参 考来修正设计中所需要的模型 。
图 1 压气机整体计算网格示意图
采用三维黏性 N - S方程求解程序 Fine / Turbo对 4种转
速下工况分别进行定常计算 。工质为理想气体 , CFL 数取 2,
动静交接面采用混合平面模型 。由于 S - A模型能较好地模
拟堵塞点附近流量变化小而效率压比急剧下降的现象 ,且能
模拟的范围较广 ,因此这里的计算湍流模型选用 S - A 一方