主动流动控制的径向叶片扩压器提高利润率飙升:一个多槽吸入的策略

文摘

这项工作的最后一步是一个研究项目,旨在评估延迟的可能性的一个离心式压缩机阶段使用边界层抽吸技术。它是基于Reynolds-Averaged n - s数值模拟。边界层抽吸径向叶片扩压器内的应用。以前的工作表明,必要时考虑的不稳定行为流设计主动流动控制技术。摘要多槽设计策略是根据特征不稳定的压力场。实现业绩大幅增加的稳定工作范围预测不稳定运行的数值模型。hub-corner分离仍然存在进一步下游扩散通道,但不妥协压缩机的稳定阶段。

1。介绍

离心式压缩机的稳定工作范围是有限的出现对低质量流率的不稳定流动,旋转失速或飙升。这个限制是有害的加速度率的压缩机的关键性能参数特别是涡轮轴发动机和还可以防止操作在最大效率可能躺在或接近喘振线。然后主要关心的涡轮轴发动机设计人员更好地理解《盗梦空间》过程中离心压缩机和开发设计或控制技术以延迟。

在这种背景下,径向叶片扩压器似乎开始飙升的一个关键组件在高转速离心压缩机的操作。这是已经指出来了(1],1976年以来已经被一些研究证实,但此时叶轮阶段的最重要元素从性能角度来看,改进工作主要集中于它。

1975年,汽车发动机的离心式压缩机,阿曼et al。2)由于旋转失速的发生和增加径向叶片扩压器。

1994年,·亨泽尔和Gyarmathy [3)曾在一个单级离心压缩机配备一个径向叶片扩压器的圆弧叶片交错角度可以调整。最大转速为22000 rpm和最大压力比约为2 0。通过分析各操作条件稳定,配置使用标准提出的有关特性的斜率格雷策(4),作者得出结论,扩散器有一个不稳定的影响在高转速和低质量流率可能解释出现飙升。特别是,扩散器入口区预计将发挥重要作用,因为它有稳定的影响在整个操作线但开关不稳定在低质量流率的影响。

2001年,Wernet et al。5)调查的《盗梦空间》在NASA-CC3离心式压缩机配备了楔形叶片扩压器使用数字粒子图像测速技术显现的。设计转速为21789 rpm的设计压力比约为4。他们表明,倒流激增开始扩散器内,然后传播上游直到恢复向前流动。

最近,在2010年,埃维里特和Spakovszky [6,7研究不稳定的出现在高速生产前离心压缩机级大型柴油发动机使用。设计压力比是5和叶轮提示马赫数大于一个在设计速度。翼型叶片的径向叶片扩压器了。首先使用策略调查山四世(8)一个孤立的扩散数值模型的基础上,作者确定的流动分离的发展前沿的径向叶片扩压器的必要条件之一短波长穗失速先兆的形成。

2014年,Bousquet et al。9]研究2.5压力比亚音速离心压缩机级勃海尔宇航图卢兹SAS和集成设计的空调系统。它由一个向后倾斜的分配器开式叶轮和叶片径向叶片扩压器由楔。设计转速为38000 rpm。基于full-annulus三维不稳定运行模拟的结果,作者观察到的流动分离的发展前沿的扩压器叶片移动操作时指向的限制,以类似的方式,之前报道,埃维里特和Spakovszky6,7]。特定的测试用例,然而,这种流动分离不会导致的积累无叶片的扩散器和操作点旋转的结构保持稳定,直到流分离在叶轮叶片的尖端10]。

然后,Buffaz et al。11,12]研究不稳定的出现在超音速离心压缩机级设计和建造的赛直升机引擎(她),实验和数值。压缩机安装在1 MW LMFA试验台,舟状骨德里昂,法国,和详细的不稳定压力测量扩散器入口区进行。飙升的full-annulus模拟《盗梦空间》也进行了。的增长在扩压器叶片吸力面边界层分离移动操作时指向波动极限再次观察。这种分离退化成一个旋转失速最后导致飙升。

其他数值调查由Benichou和Trebinjac [13,14)在另一个跨音速离心压缩机设计和建造的赛直升机引擎(她)。后掠角的测试用例是由开式叶轮和分流叶片扩压器。压力比约在每分钟40000转的转速。分析流场预测的巨蜥模拟为一个操作点附近飙升表明,在扩压器叶片吸力面边界层分离负责《盗梦空间》。

最后,埃维里特和Spakovszky提出的初始方案和基于分离的发展前沿的扩压器叶片被藤泽发现et al。15在涡轮增压器的离心式压缩机在低速船用柴油机的操作。研究还显示之间的交互扩散器尖端分离涡和叶轮叶尖泄漏流。

由于流动分离的重要性开始飙升过程中对于这些开明的离心式压缩机阶段研究,主动控制技术的使用旨在控制扩压器内的流动分离预计将推迟增兵的有效途径。尤其是边界层抽吸技术已被证明其有效性的轴向压缩器为了拖延增加或增加叶片加载(16- - - - - -20.]。

在下一节中,先前的控制策略进行了综述。

2。以前的控制策略

是(1)已经提到在1976年设计的可能性较小的径向伸长的有效扩散器使用边界层抽吸。不过,毫无证据的文学兴趣的边界层抽吸离心式压缩机。以下旨在给予的概述的其他流控制技术应用于离心式压缩机配备了径向叶片扩压器。

Botros和亨德森(21]给出一个广泛的技术评估,离心式压缩机的喘振控制技术发展到1993年。作者报告1 d的常用控制技术的基础上,开设回收阀飙升时检测到或节流元件的主动控制。设计方法给出,因为,例如,使用一个向后倾斜的叶轮。减少扩散器出口宽度或扩散器的具体设计入口也提到意味着影响流量激增。最后,一个开创性的套管治疗由阿曼et al。2)1975年报告。这种疗法应用于离心式压缩机的飙升引发了旋转失速的发生在径向叶片扩压器。它包括在一个圆周槽把叶轮后缘和连接到一个环形室。明显降低流量激增的报道。的有效性控制是归因于压力分布均匀化的周长。另一种方法依赖于同样的原理提出了原始(221986年)。所谓的“喉咙多孔扩散器”技术是基于扩散器的连接通过插槽连接到一个方位室喉咙。稳定的效果是由单值化来解释之间的流动扩散通道,可防止任何一个扩散器叶片的失速前另一个,然后避免旋转失速的发生。

之后,尼尔森et al。23)设法实验减少axicentrifugal阶段的质量流率飙升1%使用空气注入到喉咙的扩散通道。

Skoch也调查的有效性空气喷射技术应用于美国国家航空航天局CC3压缩机(24,25Spakovszky[]的基础上工作26]。喷射器喷嘴插入第一个裹尸布的无叶片的扩散空间。发现仅仅阻塞由喷油器喷嘴的裹尸布足以显著减少的质量流率和得出结论,在扩散器稳定得益于扩压器叶片上的发病率的减少。这一结论支持了hub-side注射实验的结论是相同的。的影响空气喷射技术在美国宇航局CC3测试用例已经被Halawa最近调查数值et al。27]。

其他出版物可以在专利。设备由Schonenborn建议(28)基于边界层扩散叶片的吸吸的脸上。他还表明,流血流可用于涡轮叶片的冷却,为例。提出的另一个原因是勒布朗(29日),液体从扩压器叶片的吸力面流血,然后注入的上游的无叶片的扩散空间。

没有详细的评估潜在的边界层抽吸技术应用于离心式压缩机已经完成。这是本研究的目的。

3所示。测试用例

测试用例是一个离心式压缩机阶段设计和建造的赛直升机引擎(她),组成一个向后倾斜的分配器开式叶轮和径向叶片扩压器。使用它作为一个后压缩阶段直升机引擎。跨声速流在叶轮出口。这个压缩机安装在一个400千瓦的试验台敌磷实验室研究所特级de l '打破原有et de l空间(ISAE),图卢兹,法国。实验测试平台的完整描述是可用的(30.]。

压缩机操作在其额定转速,之前的工作基于稳态数值计算表明增长的角落摊位semivaneless空间内的扩散移动操作时压缩机的指向低质量流率(31日]。这个角落摊位应该限制压气机级的稳定性,也预言了非定常数值模拟(32]。边界层抽吸技术已经预见到,然后研究为了控制角落摊位。根据稳态数值计算依赖于mixing-plane方法,吸入导致显著增加压缩机的稳定工作范围。但这些承诺结果受到非定常数值模拟(30.]。流的详细分析在扩散器吸入表明hub-corner分离不完全被吸入,与稳态数学模型的预测:一个角落扩散器下游的分离仍然存在的位置初始边界层分离,稳定工作范围并没有延长。这个结果证实了高扩散影响的不稳定流动入口区,特别是在离心压缩机用小径向叶轮与叶片扩压器(之间的差距33]。滚动的叶轮叶片扩压器叶片前产生强烈的高压波,以同样的方式已经观察到在另一个跨声速赛直升机发动机离心压缩机(34]。这些高压力波时钢筋穿过扩散的喉咙。这产生强烈的瞬时逆压力梯度,不能预测的稳态数学模型,应该引起边界层分离。图1地图显示了最大值的瞬时逆压力梯度扩散在一个周期内。

鉴于这一结论,控制策略是适应以考虑到不稳定。提出了一种多槽吸入策略而不是评估。这种策略依赖于三个吸槽分布扩散中心表面吸力面,在瞬时逆压力梯度的最大值的位置,如图1。介绍了结果的多槽吸入策略。

4所示。数值设置

数值模拟与埃尔莎执行软件,由那里,法国航空航天实验室35]。这段代码解决了Reynolds-Averaged cell-centered的n - s方程有限体积方法应用于multiblock-structured网格(31日,32]。被认为是完全湍流流动和湍流的影响流场是由于建模两个变量(- - - - - -史密斯)湍流模型。时间集成与向后欧拉计划执行隐式操作符。空间离散化实现与净资产收益率的二阶方案和Harten修正。

网格是一样的先前的研究。它已经使用商业网格生成软件Numeca Autogrid。这6项,0700万点一impeller-diffuser通道。第一个单元格高度墙上是1微米,这对应于一个无量纲墙的距离所有固体表面约等于1。叶轮叶尖间隙中包含碳氢键的数值模型和网状拓扑。片包括端壁和叶片的叶轮和径向叶片扩压器。之前的研究表明,网格独立扩散。

压缩机级内流的非定常数值模拟执行使用phase-lagged假设基于泰勒和Sofrin关系,也称为chorochronic方法(36- - - - - -38]。

在之前的出版物(32),实验不稳定压力信号可用在扩散器入口区与非定常计算结果(没有吸)。比较有保障的能力数值模型在描述流在这个压缩机,即使在操作点附近激增。

在目前的研究中,数值参数一直保持相同的,只是被定义为时间步长 在哪里和转子和定子叶片的数量吗旋转速度和吗是一个参数。基本情况,参数已经逐步为了检查时间步长收敛翻了一倍,从到最后。对于收敛,被设置为60单槽吸入的情况下,作为一个时间步收敛性和计算时间之间的妥协,和80多槽吸入情况。

出口静压被处方集的静压值之间的比例和质量流率网退出飞机。这允许计算的流质量流率低于性能曲线的峰值,这是必要的为了达到稳定极限。

边界层抽吸的建模是一个表面质量流量边界条件。这种简化模型的结果先前与获得的包括整个槽在数值模型中,使用嵌合体技术[39]。的相关性分析的边界条件方法吸影响扩散流已经证明:边界限制条件技术无法描述可能吸入槽内的紊流区,但其影响效果的主要流程是一致的预测使用嵌合体技术[31日),更适合本研究不处理的重要问题,设计一个最佳吸入槽。

5。控制策略

图2显示了两个吸策略进行了比较。单槽策略是一个已经研究并没有达到任何改善的保证金根据时间数值模拟(30.]。three-slot策略是本文的范围下,槽是位于瞬时逆压力梯度的最大值。

质量流率通过吸入槽中删除被选中等于1%的质量流率飙升的压缩机不吸,这是与之前的研究一致,表面质量流量是规定表面均匀的愿望。在three-slot吸策略的情况下,表面的三个吸槽略有不同。吸的影响确实是建模的边界条件和可能的区域限制的插槽是制约区域面临的长城网(图3)。0.32%的质量流率飙升然后通过上游第一槽中,通过第二个0.33%,0.35%通过最后的下游(总被仍然等于1%的质量流率激增)。

6。结果

鉴于强烈不稳定叶轮和扩压器之间的交互质量流率最低的操作点,所需phase-lagged数值计算已经超过25叶轮革命以达到最后的聚合操作点的收敛three-slot吸策略。

稳定的极限被规定之间的比例逐步增加搜索压力和出口的质量流率。重要的是要注意的稳定性的极限数值模型对低质量流率已经达到基础和单槽的情况下,但不是three-slot情况。数值稳定的操作点与three-slot吸策略可以存在质量流率低于最后绘制操作点。

7所示。性能

图4(一)显示了total-to-static压缩机级的压力比,绘制标准的函数在叶轮入口质量流量。正如图所示,没有稳定操作点已经发现了下面的基本情况和单槽情况。相反,它已经可以达到收敛更低质量流率与three-slot吸入策略。抽吸技术导致total-to-static压力比的增加压缩机阶段。

为了更精确地分析影响吸入压缩机性能的舞台上,数字4 (b)和4 (c)显示主叶轮的性能系数和径向叶片扩压器。图4 (b)显示了total-to-static压力比扩散器的叶轮绘制的功能入口标准质量流率。图4 (c)显示了静压恢复系数扩散器的不同部分,也绘制标准的函数在扩散器入口质量流量。所有的捐款都是对计算动能无叶片的扩散器入口,即叶轮后缘,所以,他们可以添加为了找到整个叶片扩压器的静压恢复系数。

叶轮的total-to-static压力比达到最大值的质量流率接近稳定极限的基本情况和单槽吸入外壳。three-slot吸策略允许达到一个稳定的操作点的质量流率低于total-to-static压力比最大值。事实上,控制稳定扩散器的操作。

饱和的起源total-to-static压力上升的叶轮尚未确定。这可能是由于叶轮内的流动分离或叶尖泄漏涡的特定行为,例如。未来研究应该瞄准澄清叶轮内的流动模式。考虑到稳定的极限的基本情况是达到的峰值total-to-static叶轮的压力比的《盗梦空间》可能可以解释为与一个特定的交互流结构叶轮内的不稳定导致扩散hub-corner分离。这种扩散边界层分离和相互作用在叶轮出口流动结构已经观察到(40]。

扩散器上的吸力的影响静压恢复过程可见图4 (c)。的semivaneless扩散器的空间大大增加了控制,与单槽和three-slot吸入策略。根据以前的工作已经确定了扩散器的入口区作为发病的临界区域不稳定(3,41],斜率是陡峭(负斜率)应该有一个稳定的效果在扩散器的工作。但单槽吸入策略并不能提高整体经营范围尽管的增加在semivaneless空间。山坡上的唯一观察检查稳定性因此被证明是不够的。

图5显示了堵塞系数计算叶轮后缘,扩散的前沿,扩散器的喉咙和扩散器后缘,中心附近span-height(0%至30%),图5(一个)在中跨地区(span-height在30%到70%之间),图5 (b)附近,裹尸布span-height(70%至100%),图5 (c)。在部分堵塞系数被定义为

这些系数绘制多个操作点,作为标准的函数在扩散器入口质量流量。

在所有部分除了扩散后缘,堵塞系数非常类似单槽和three-slot吸情况。特别是,没有区别在扩散器的喉咙堵塞曲线。最后,单槽和three-slot策略的唯一区别是可见的堵塞系数扩散后缘。的堵塞减少中心附近地区three-slot吸策略。相反,它增加在裹尸布附近地区。这之间的平衡在中心附近,附近的增长已经裹尸布堵塞解释shroud-corner分离在扩压器叶片吸力面分离hub-corner控制(30.]。

8。流结构

图6比较了表面摩擦模式的扩压器叶片吸力面三个测试用例。这些标记在图相比,操作点4 (c)和有类似的扩压器进口标准质量流率,也就是说,类似扩压器进口流场条件。吸入槽的位置也显示。hub-corner分离与three-slot策略仍然存在下游的吸入槽。与单槽的情况相比,然而翻译下游,hub-corner分离的控制更加有效。现在发生的下游扩散的喉咙,这就可以解释three-slot吸情况下的稳定作用。因此,shroud-corner分离发展更多。这就解释了裹尸布附近的堵塞前面提到的增加,如图5 (c)。

单槽吸入,hub-corner分离的新位置下游的吸入槽被解释为巨大的瞬时不良压力梯度的存在(30.]。边界层分离,为了挑战这一标准7显示的字段最大瞬时逆压力梯度的一架飞机位于10%的span-height three-slot吸的情况。表面摩擦的主要鞍点的位置模式在角落里显示一个黑色的广场。,领域的最大瞬时逆压力梯度不修改three-slot吸效应,和极大值仍位于吸入槽。分离而发生第三最大限度的下游。本研究的视角可以延长第三吸入槽以覆盖整个第三最大瞬时逆压力梯度,并验证是否可能导致一个完整切除hub-corner分离。

图8显示了一个总体概述流结构的径向叶片扩压器时均流场的三维简化计算。三维流线都沿着流线马赫数的价值。它强调的翻译hub-corner分离下游的影响下吸shroud-corner分离的增长,如前所述。

为了给更多的洞察力吸力的影响,图9显示isocontours标准扩散计算的瞬时流场三种情况没有和控制。的标准是一个局部测量转速相对于过剩的应变率(42]。它允许识别的漩涡流区域用积极的第二个不变的速度梯度张量(43]。为了清晰起见,isocontours不是策划near-tip地区。

叶轮涡旋脱落和hub-corner分离涡三位数都是可见的。的基本情况,图9(一个)合并在一起,这两个漩涡,预计将显著增加hub-corner分离涡的大小。单槽控制策略,图9 (b)他们仍然合并在一起,但他们的交互是减少hub-corner分离偏转。three-slot吸策略,互动是几乎看不见isocontour选择值。

这种分析强调hub-corner分离发展不仅源于扩散边界层的发展。也促进了hub-corner分离涡之间的交互和其他漩涡叶轮后缘涡。

简化的涡量输运方程 不可压缩和各向同性的液体受到保守身体力量让更多的了解的喂养hub-corner由其他漩涡的漩涡。在这个方程中,术语代表由于倾斜涡度的增加速度梯度下的漩涡。对于径向扩散器,由组件的涡度可以喂叶片间涡度的影响下的速度梯度。叶轮后缘涡可以倾斜和饲料hub-corner分离涡的条款和,由轴。为了说明这一现象和突出叶轮后缘涡之间的交互和hub-corner分离涡,人物10显示isocontours三个案例。

在图10 ()中心附近的大型结构确实可见的表面和中间的扩散通道。它对应于脚的倾斜的叶轮后缘涡流入hub-corner分离和有助于经济增长。hub-corner分离也在图中清晰可见,自hub-corner分离涡抓住了导叶吸力面边界层。然后重定向边界层向叶片间的涡度分量方向。

另一个结构上也能看到扩散叶片吸力面。它对应于的倾斜涡度生成的扩散器尖端由于扩散叶片上的高发病率飙升操作点附近。然后,扩散器尖端漩涡也有助于hub-corner分离的增长。

吸的影响下,hub-corner分离增长放缓,与叶轮的交互涡旋脱落却降低了。在图10 (b)倾斜的叶轮后缘涡小于基本情况。与three-slot吸入的情况下,在图10 (c)交互是进一步降低,这可能是稳定的增加操作的解释范围hub-corner分离时推动下游。

然而,扩散尖端漩涡所扮演的角色不变在吸力的影响下,现在似乎是其中的主要可见hub-corner分离为食的交互。进一步的工作应该在获得更多的理解所扮演的角色这个扩散前沿涡及其后果的《盗梦空间》。控制开发或这个漩涡的轨迹可能会导致一个完整切除hub-corner分离。

9。结论和展望

根据巨蜥数值模型,额定转速,three-slot吸策略允许显著增加离心压缩机的操作对低质量流率范围。这表明边界层抽吸技术的利益为了提高离心式压缩机的性能阶段。这也证实了hub-corner分离扩散参与的《盗梦空间》的目前的测试用例。

单槽吸入策略允许推迟hub-corner分离增长,和three-slot策略进一步延迟。因此,hub-corner分离涡之间的交互和叶轮后缘涡脱落减少,预计的关键特性的控制。与three-slot策略,这种交互几乎是取消,这也许可以解释增加的稳定工作范围。

分析也显示hub-corner分离之间的交互和扩散器尖端分离涡,应考虑以达到完整切除hub-corner分离。尖端分离可能由吸力控制应用到扩散器吸力面,或其他涡流发生器控制技术,例如。

最后,多槽控制策略的利益也应该挑战其他旋转速度,和吸入槽的最佳形状的问题应该得到解决,之前进行实验。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突有关的出版。

确认

作者要感谢透博梅,赛峰集团,提供测试用例和支持本研究。谢谢也由于ISAE图卢兹大学实验室,实验测试平台的建立。由于是由于那里,埃尔莎软件和提供了关于数值模拟的支持。

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