导叶对径向涡轮性能的影响

导叶对径向涡轮性能的影响

在非设计条件下，分层采用适应性导叶调整传输能力，提高非设计条件的性能，扩大车轮的运营范围。在负荷频繁变动的动力机械中,如船用燃气轮机、车用增压器动力涡轮等,变几何技术是提高涡轮性能的重要举措。美国在20世纪50年代就开展了变几何涡轮发动机技术可行性的理论研究和实验研究。对于轴流变几何涡轮,一般基于直列叶栅的研究,目前已经取得了大量的实验以及流场模拟结果。Moffitt通过实验研究表明改变静子流通面积会使涡轮效率降低。刘隆顺,邱超等通过数值模拟研究了轴流变几何涡轮流场特性以及损失模型。对于径向变几何涡轮的研究,公开发表的成果较少。Glassman基于边界层分析,建立了设计工况下向心涡轮在导向叶栅、叶轮流道内的流动损失模型。Meitner建立发展了变几何涡轮非设计工况性能的计算方法。Spence,Artt对七种不同导叶安装角的单级径向涡轮进行了性能测试,并比较了四种不同损失模型。结果表明涡轮可获得的最大效率随导叶喉部面积的减小而降低,Rohlik损失模型与实验值吻合最佳。国内对径流式变几何涡轮的研究关注于变几何涡轮与发动机的匹配、结构控制以及喷嘴叶型对增压器的性能影响,对径流涡轮的气动性能研究很少。大量的实验可以建立整体涡轮级的性能,但是不能反映导叶调节后,流动损失的组成和机理,而CFD方法提供了一个很好的分析途径。本文对单级径向涡轮在导向叶栅的不同开度、不同工况下的全流场进行了三维模拟分析,讨论了带有可调导叶涡轮级通流特性以及其中流动损失对应的变化规律,为建立径向涡轮在不同开度下的性能预测模型提供理论依据。1流场计算模型在一般曲线坐标系下,守恒型三维可压缩N-S方程组的形式为:∂∂t⌢Q+∂∂ξ(⌢F-⌢Fv)+∂∂η(⌢G-⌢Gv)+∂∂ζ(⌢Η-⌢Ηv)=0∂∂tQ⌢+∂∂ξ(F⌢−F⌢v)+∂∂η(G⌢−G⌢v)+∂∂ζ(H⌢−H⌢v)=0其中,ξ,η,ζ是曲线坐标分量,⌢QQ⌢为变量,⌢F‚⌢G‚⌢ΗF⌢‚G⌢‚H⌢是对流通量,⌢Fv‚⌢Gv‚⌢ΗvF⌢v‚G⌢v‚H⌢v是粘性通量。式中包含的动力粘性系数μ采用Sutherland公式计算,湍流涡粘系数μt采用SA湍流模型计算。与代数模型相比,SA模型考虑了湍流粘性在流场中的传递,对局部小分离流动具有模拟能力,尤其适合于涡轮内具有大压降、可能局部分离的流动。导叶出口与叶轮进口的交接面上采用混合平面法交换上下游流场信息。导叶进口参数为:总压p*0=400.0kPa,总温T*0=1150K,进口气流角α0=35°;叶轮出口给定平均静压,设计转速n=65000r/min。计算采用CFD软件FINE/Turobo8.5平台上完成,数值方法采用基于时间推进的数值离散格式,空间差分采用中心格式,添加人工粘性系数以保证收敛,同时采用全多重网格方法,结合当地时间步长以及残差光顺方法来加速收敛。2叶片区域调节计算域以涡轮单流道为计算模型,采用多块结构化网格进行剖分:导叶部分采用H-O-H型网格,网格总数为274300;叶轮区采用H-I型网格,网格总数为356421。在叶片近壁面、端壁、前缘及尾缘等流动复杂区域,对网格进行局部加密。涡轮导向叶栅调节方式的不同,对涡轮性能影响有一定的区别,其中控制涡轮流量最有效的方法是改变导叶安装角。本文以叶片尾缘为中心轴,旋转调节叶片安装角,如图1所示。开大涡轮所对应的喉部面积为设计涡轮喉部面积的通流面积的130%,记为130T;关小涡轮所对应的喉部面积为设计涡轮喉部面积的通流面积的69%,记为069T;设计涡轮导叶喉部面积为100%,记为100T。从图2所示的开度与喉部尺寸关系曲线上可以看出,导叶喉部面积与安装角呈线性关系。3计算与分析3.1不同转速比对功率系数的影响定义速比ˉu=U/C0‚Uu¯=U/C0‚U为叶尖速度,C0为流体从涡轮进口滞止等熵膨胀到出口静压的理想膨胀速度。总温效率ηt=(1-Tt2/Tt1)/(1-(pt2/pt1)(γ-1)/γ),γ表示平均比热容比,Tt1、Tt2表示动叶进出口总温,pt1、pt2表示进出口总压。图3给出了总温效率分布曲线。从图中可以看出,三种涡轮的最佳速比并不一致,在各自最佳速比下,涡轮效率最高。对于开大涡轮而言,最佳速比为0.53左右,最高效率为86.69%;关小涡轮最高效率为92.02%,对应最佳速比为0.79左右;设计涡轮的最佳速比是0.69,对应效率为92.97%。在ˉu<0.53u¯<0.53时,开大涡轮效率均高于设计涡轮和关小涡轮,当ˉu>0.79u¯>0.79时关小涡轮的效率最佳。可见,在涡轮焓降不变的情况下,速比减小时应该开大涡轮,速比增大时应该关小涡轮,从而达到最佳运行效率。图4给出了速比与相对质量流量的关系曲线。随着喉部尺寸增大,质量流量近似成比例增长。当速比小于最佳速比时,质量流量几乎不随速比的增加而变化;当速比大于最佳速比时,质量流量快速下降。这是由于当速比大于最佳速比时,涡轮级做功减弱,效率急速下降造成的。定义功率系数αp=p/(ρN3D5),其中p为输出功率,N为转速,D为特征长度,取叶轮直径。从图5给定的速比与功率系数分布曲线可以看出,在小速比情况下,功率系数较高,随速比的增加,功率系数快速下降。当速比大于最佳速比时,功率系数下降缓慢。3.2变几何结构损失分析3.2.1不同速比下的传动损失采用导叶内部实际流动的动能损失与其理想动能之比定义涡轮导叶总动能损失,ˉe=1-(p*1-p1)/(p*0-p1)*100%‚p*0、p*1、p1分别表示导叶入口总压,出口总压以及出口静压。从图6可以看出,三种涡轮的动能损失均呈抛物线分布。随速比的增加,动能损失先增大,在大约ˉu=0.7时达到最大值,随后损失减少。关小涡轮的导叶损失远大于开大涡轮和设计涡轮的导叶损失。这是由于关小涡轮的流道收敛度增加,增大了流道内的摩擦损失造成的。从图7导叶出口马赫数分布图上看,关小涡轮出口马赫数远远高于设计涡轮和开大涡轮。这是由于安装角减小,导致了透平流道收敛度急剧增加,流体在关小涡轮内部过度膨胀,损失增大造成的。图8给出了导叶出口静压系数分布曲线。定义静压系数cp=p/p*0,p为导叶出口静压,p*0为导叶入口总压。随着速比的增大,导叶出口静压升高,涡轮反动度增大。在相同速比下,开大涡轮的反动度要高于设计涡轮和关小涡轮的。3.2.2冲角损失评估变几何涡轮不仅改变了导叶的安装角,从而改变流道的收敛度,还直接影响了叶轮入口的冲角,从而影响了叶型表面的压力分布以及附面层发展。图9给出了叶轮冲角分布。关小涡轮的冲角均大于开大涡轮和设计涡轮的冲角,这是由于喉部面积减小,使导叶出气角减小造成的。采用NACA的冲角损失计算公式进行叶轮入口处的冲角损失评估,用冲角损失系数αL表示。αL=Lin/Hst,其中Lin为NASA模型定义的攻角损失,Hst为涡轮级的等熵焓降。Lin=W2/2(1-cosni),W是气流进入叶轮的相对速度;i为动叶入口气流角与最佳气流角的差值;n为NASA推荐的经验指数,正冲角时n=2.5,负冲角时n=1.75。图10是冲角损失系数随速比的变化曲线。从图中可以看出,冲角损失与速比的分布曲线为抛物线型。开大涡轮的最小冲角损失对应速比约为0.5,设计涡轮最小冲角损失对应速比约为0.6,关小涡轮最小冲角损失对应速比约为0.7。结合图9可得,冲角损失最小时,开大涡轮、设计涡轮和关小涡轮对应的冲角分别为-8.83°,-5.02°,-14.79°,均满足文献中的最佳冲角范围。在小速比下,关小涡轮的冲角损失最大,开大涡轮的冲角损失最小。在大速比下,开大涡轮的冲角损失大于关小涡轮的冲角损失。因此,在小速比下宜采用开大涡轮,在大速比下宜采用关小涡轮。4可调导叶的影响本文采用数值模拟方法,在69%～130%的导叶叶栅设计通流面积范围内,研究了非设计状况下可调变几何向心涡轮的通流特性。其结果如下:1)改变导向叶栅的安装角,控制叶栅喉部尺寸的大小,不仅改变了流道的收敛度,同时也改变了叶栅入口的进气角度。可调导叶对涡轮性能的影响是叶栅收敛度、气流冲角与出气角的综合影响。2)由于流道收敛度增加,流体在涡轮内部过度膨胀,造成关小涡轮的导叶损失远大于开大涡轮和设计涡轮。相反,流道的收敛度不足,流体在流道内部不能充分膨胀,造成开大涡轮的做功能力减弱。随着速比的增大,涡轮反动度增大,相同速比下,开大涡轮的反动度要高于设计涡轮和关小涡