航空小型高压比增压器压气机CFD初步分析报告.docx
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航空小型高压比增压器压气机CFD初步分析报告
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一、前言
本项目设计的高压比离心压气机将用于航空用途的小型柴油机增压器上。
该压气机需满足从起飞到
7000米高空的运行范围，对压气机的压比和流量覆盖范围的要求都非常高。
加上航空用设备都要求重量尽量轻，所以需尽量降低压气机尺寸。
为了获得足够的流量覆盖范围和尽量高的效率，采用了具有国际先进水平的离心压气机全三维气动优化设计方法，确保压气机性能。
由于该压气机压比较高，选择了设计要求的最高压比3.68作为设计点，然后结合CFD软件对压气机的多个工况进行了优化，使其具有尽量宽的高效区覆盖范围。
在考虑了粗糙度的影响下，设计点整机CFD预估效率0.742，最高效率点效率0.79
二、CFD计算网格与边界条件
设计完成后，采用CFD软件对压气机MAP图进行详细的数字模拟分析。
目前已经完成单叶轮加无叶扩压器计算，蜗壳损失采用经验关系进行修正的性能计算。
整周叶轮加蜗壳一起的性能预估还正在计算中，只完成了部分工况的计算。
整周叶轮加蜗壳计算几何模型见图1，网格数和设计工况边界条件见表1。
表1网格数与设计工况边界条件
名称 数值
叶轮网格数 7738432
蜗壳网格数 1176039
湍流模型 k-Epsilon
叶轮与扩压器表面粗糙度 Ra=1.6
蜗壳内表面粗糙度 Ra=6.3
进口总压 101325Pa
进口总温 298K
出口静压 270000Pa
转速 200000RPM
图1叶轮加蜗壳组合计算几何模型
三、设计工况CFD分析
子午面静压分布见图2。
图中显示叶轮和扩压器中静压分布均匀，满足性能要求。
叶片表面静压分布见图3。
图中显示，叶片表面静压分布均匀上升，90%叶片高度吸力面子午方向34%位置静压下降。
主要是由于该状态下，90%叶片高度还处于堵塞状态，气流经过喉口后出现加速，造成压强下降。
图4中的马赫数分布也显示了该现象。
图2叶轮子午面静压分布 图3叶片表面静压分布
图4、5、6分别是90%、50%、10%叶片高度回转面马赫数分布。
图中显示，叶片进口三角区峰值马赫数约1.4，对高压比压气机来说，已经非常低，能有效的降低进口激波强度。
90%叶片高度通道内出现了较强的通道波，主要是由于该叶轮压比较高，且接近堵塞的，属于正常现象。
在激波与附面层干涉，未造成气流分离的情况下，激波不会造成较大的损失，从图7可以可见，该激波未造成气流分离，所以该激波不会对性能造成较大的影响。
各截面马赫数分布合理，满足设计的要求。
图7、8、9分别是90%、50%、10%叶片高度回转面速度矢量分布。
图中显示，叶片表面无气流分离，
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90%叶片高度靠近出口段的通道中出现了较大的低速区，这主要是由于该叶轮较小，叶尖间隙与叶片的相对高度较大，间隙泄漏气流形成的泄漏涡造成的。
图490%叶片高度马赫数分布 图550%叶片高度马赫数分布
图610%叶片高度马赫数分布 图790%叶片高度速度矢量分布
图850%叶片高度速度矢量分布 图910%叶片高度速度矢量分布
图10是蜗壳流道表面静压分布，图中显示蜗壳内静压分布均匀，能使机组获得大的流量覆盖范围。
图10蜗壳流道表面静压分布
四、压气机性能预估
由于蜗壳的整机性能计算还没有全部完成，所以图11和图12是由叶轮单通道计算结果，结合蜗壳损失经验公式修正后得到，设计工况蜗壳损失系数0.45。
从计算结果来看，虽然部分工况已经靠近计算边界点，但是由于实际喘振点流量一般小于CFD软件计算结果约5%，加上机匣上的流量槽还可使喘振裕度提升约5%
后续通过气动布局优化和局部调整，所以从计算结果来看，流量范围可以满足设计要求。
修正后的压缩机效
率约高与要求值7%，加上CFD计算已经考虑了叶轮粗糙度的影响，所以从计算结果来看，该压缩机效率满足设计要求。
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压比
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流量
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进口温度298K进口压
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采用叶轮加无叶扩压
#,##0.0;[R 器计算，蜗壳损失采
用经验对计算结果进行了修正，与加蜗壳
#,##0.0;[R 一起的计算结果存在一定偏差。
计算时未考虑叶轮机
#,##0.0;[R 匣流量槽的影响，实
际喘振裕度大于该计
算结果。
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设计要求
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图11压气机流量与压比MAP图
效率
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流量
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设计要求
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进口温度298K进口压
图12压气机流量与效率MAP图
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