离心压缩机1(3).

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1、离心压缩机离心压缩机 1.1 1.1 离心压缩机的主要构件及基本工作原理离心压缩机的主要构件及基本工作原理 1.2 1.2 气体在级中流动的概念及基本方程气体在级中流动的概念及基本方程 1.3 1.3 级中能量损失级中能量损失 1.4 1.4 级的性能曲线级的性能曲线 1.5 1.5 多级离心压缩机的性能曲线多级离心压缩机的性能曲线 1.6 1.6 离心压缩机的主要零部件离心压缩机的主要零部件 离心压缩机功率一般都很大，即使效率提高 百分之一，所节省的能量也很可观，所以离心压 缩机的效率是个重要经济指标。 效率直接和级中的流动损失、泄露损失和轮 阻损失有关。分析这些损失产生原因，并设法在 设计

2、、制造上尽可能减小，就可以提高压缩机的 效率，同时也改善压缩机的性能。 1.3 1.3 级中能量损失级中能量损失 内漏气损失 轮阻损失 流动损失： （摩阻损失、冲击损失、分 离损失、二次涡流损失、尾迹 损失、波阻损失） 一、内漏气损失一、内漏气损失 由于叶轮轮盖处存 在泄漏，有质量流量为 ml的气体从叶轮出口返 回到叶轮入口，并且反 复循环，把能量白白消 耗在轮盖密封处，这项 消耗功称为内漏气损失 功 叶轮的轮盘和轮盖的外表面及叶轮的轮盘和轮盖的外表面及 轮缘等与周围气体有相对运动，产生轮缘等与周围气体有相对运动，产生 摩擦而消耗功，称为轮阻损失功摩擦而消耗功，称为轮阻损失功 。 二、轮阻损失

3、二、轮阻损失 增加D来提高能头，会增加损失 增加n来提高能头，同时减小D ，损失增加不大 三、流动损失三、流动损失 与离心泵相比，由于气体的物性（可压缩性 等）及其复杂的热力学性质，使得离心压缩机级 中流道内气体流动极为复杂，有关流动损失产生 的机理及分析计算也变得极为困难，定量计算目 前还很不完善。 出于定性分析需要，一般将流动损失大致分为 ：摩阻损失、冲击损失、分离损失、二次涡流损 失、尾迹损失以及波阻损失等等。 三、流动损失三、流动损失 1. 摩阻损失： 流体粘性是产生流动损失的根本原因。 当气流流经压缩机级的通流部分时，由于气 体粘性的存在，流动模式将如图所示： 在贴近流道壁的地方，气

4、体受壁面的附着 作用，速度接近于零； 流道中间部分流速大，在湍流流动时速度 分布比较均匀，该区域称为主流区； 在主流区与壁面之间存在一速度梯度较大的薄层，这就是 边界层（或称附面层），是边界层的厚度。 1. 1. 摩阻损失：摩阻损失： 边界层内各层流体之间存在相对运动 ，速度较小的流层将对临近速度较高的流层 产生“阻滞”作用；而速度较高的流层则有 动能传给速度较小的流层，对它起“拖动” 作用，拖动力与阻滞力大小相等，方向相反 ，分别作用在两个紧挨的层面上，这样的力 就是内摩擦力，或称粘滞力。 摩擦损失也包括流体层与壁面之间的附着摩擦损失。 为了维持流体的运动，就必须外加能量来克服内摩擦力所造

5、成的能量损失（机械能变成无用的热能），这是摩擦损失。 1. 1. 摩阻损失：摩阻损失： 在主气流区中因为速度梯度很小，内摩擦 力也就很小，所以流体的沿程摩擦损失主要存 在于边界层中，边界层愈厚，摩擦损失也就愈 大。 摩擦损失的计算式可用类似于管道摩擦 损失计算式。从流道截面1-1到截面2-2，单 位质量气体的摩擦损失为： 计算hf的关键在于确定摩擦阻力系数，而是雷诺数、 壁面粗糙度等的函数。 Ck1与流道表面粗糙度及过流面积有关的系数Ck1与流道表面粗糙度及过流面积有关的系数 流体相对运动的方向角与叶道入口叶片角或转能装 置叶片角不一致时产生的能量损失。 2. 2. 冲击损失冲击损失 压缩机在

6、设计流量压缩机在设计流量Q Q d d 下工作时，速度下工作时，速度 三角形为三角形为ABCABC，液流角与叶片安装角，液流角与叶片安装角 相等，液流平稳进入流道，无冲击。相等，液流平稳进入流道，无冲击。 当工作流量当工作流量Q 1A1A 4. 4. 二次涡流二次涡流 在离心压缩机的级中，二次涡流的产生是由流道同一截面 中存在压差而引起的，主要发生在叶轮叶道、弯道及吸气室等 有急剧转弯之处；同样，在叶片扩压器中也有二次涡流产生。 二次涡流问题很复杂，仍处于研究阶段，在此只作定性分析。 叶轮叶道中二次流 叶轮叶道呈曲线形，并存在轴向涡流，因此在同一截面上气流 的速度和压力的分布是不均匀的。 4.

7、 4. 二次涡流二次涡流 对于后弯叶片来说，叶片工作面一侧速度小 ，压力高；而非工作面的一边相反，压力最低， 速度最大。 边界层中气体在上述压力差的作用下将产生 由工作面向非工作面的流动，流动的方向与主气 流方向大致相垂直，这就是所谓的二次流。 叶道中的二次涡流 闭式叶轮顶部的二次涡流 4. 4. 二次涡流二次涡流 二次流的存在： 干扰了主流流动，造成能量损失 ；同时还会使叶轮叶片的非工作面更 容易分离。 因为二次流的流动使叶片工作面 边界层中的气流被吸走，边界层变薄 ，并有较大动能的主流气体来补充； 而非工作面边界层由于接受了沿壁面 流来的能量较低的气体，边界层变厚 ，速度减小，甚至小于工作

8、面的速度 ，因此非工作面变得容易出现气体分 离。 叶道中的二次涡流 闭式叶轮顶部的 二次涡流 叶片扩压器中的二次流 在叶片扩压器中同样存在二次流。但扩压器中压力较高区是 在叶片的凹面，低压区是在叶片的凸面，所以扩压器中的二次流 是从叶片的凹面流向凸面，这一点与叶轮中的二次流凸面流向凹 面相反(实际是一致的)。 弯道中的二次流 在弯曲管道中，由于气体在转弯处 产生离心惯性力，使外壁处压力增 大，大于流道中的平均压力，速度 减小；弯道内壁处压力减小，小于 流道中的平均压力，速度则增大。 弯管中除了有二次涡流以外还有边界层分离。 弯管外壁处：弯管外壁处： 气流先是减速扩压气流先是减速扩压ABAB段，

9、然后增速减段，然后增速减 压，所以在弯管偏前部分有边界层分离旋压，所以在弯管偏前部分有边界层分离旋 涡区，这个旋涡区经过弯管后逐渐消失；涡区，这个旋涡区经过弯管后逐渐消失； 弯管内壁处：弯管内壁处： 相当于突扩流动，在弯管后面部分相当于突扩流动，在弯管后面部分BCBC段产生边界层分离段产生边界层分离 旋涡区，而且这个旋涡区将延续，甚至继续扩展，影响到后面旋涡区，而且这个旋涡区将延续，甚至继续扩展，影响到后面 的流动，对压缩机不利。的流动，对压缩机不利。 弯管中二次涡流及边界层分离的影响因素：流道截面沿长度 方向的变化（即扩压度）的均匀性、曲率半径 5. 5. 尾迹损失尾迹损失 由于叶片尾部总有

10、一定厚度，所由于叶片尾部总有一定厚度，所 以当气体从叶轮（或叶片扩压器）的以当气体从叶轮（或叶片扩压器）的 叶道中流出时，通流面积突然扩大，叶道中流出时，通流面积突然扩大， 会使叶片两面流来的气流边界层突然会使叶片两面流来的气流边界层突然 发生分离，在叶片尾部外缘形成气流发生分离，在叶片尾部外缘形成气流 旋涡区，称为旋涡区，称为尾迹区尾迹区。对应的能量损。对应的能量损 失即为失即为尾迹损失。尾迹损失。 尾迹损失的大小与尾迹损失的大小与叶道出口速度叶道出口速度、叶片尾部厚度叶片尾部厚度，以及，以及叶道叶道 内边界层情况内边界层情况有关。有关。 l 采用机翼型叶片比较理想，但设计制造复杂；采用机翼

11、型叶片比较理想，但设计制造复杂； l l 叶片尾部削薄叶片尾部削薄一般在叶片的非工作面削薄，以利于提高叶轮能头。一般在叶片的非工作面削薄，以利于提高叶轮能头。 6.6.波阻损失波阻损失 马赫数M：某一点气流速度与当地音速的比值 当超音速气流绕物体流动时，强扰动的当超音速气流绕物体流动时，强扰动的 波峰表面上将会有很大的压力及密度的突然波峰表面上将会有很大的压力及密度的突然 变化，即在流场中往往出现突跃的压缩波。变化，即在流场中往往出现突跃的压缩波。 气流通过这种压缩波时，压力、温度、密度气流通过这种压缩波时，压力、温度、密度 都突跃地升高，速度则突跃地下降，气流受都突跃地升高，速度则突跃地下降

12、，气流受 到突然的压缩。这种突跃压缩波叫做激波。到突然的压缩。这种突跃压缩波叫做激波。 6.6.波阻损失波阻损失 气流经过激波为不可逆过程，有很大的能气流经过激波为不可逆过程，有很大的能 量损失。同时由于激波波面压力的突增，大大量损失。同时由于激波波面压力的突增，大大 加速了边界层分离，引起更大的能量损失。由加速了边界层分离，引起更大的能量损失。由 激波引起的这些能量损失的总和称为波阻损失激波引起的这些能量损失的总和称为波阻损失 。 压缩机中，当压缩机中，当MM接近接近1 1时，在压缩机流道时，在压缩机流道 的某个局部区域，气流速度可能达到音速而形的某个局部区域，气流速度可能达到音速而形 成激

13、波，产生波阻损失。成激波，产生波阻损失。 叶栅的最大马赫数叶栅的最大马赫数 FtFt为为流道最小截面流道最小截面积积，当此，当此处处的的 平均气速平均气速达到音速达到音速时时，这时进这时进 口口 气流的气流的马马赫数称赫数称为该为该 叶叶栅栅的最大的最大 马马赫数赫数 。MMmax max 与冲角，叶片厚度、进出口面积及边界层分离均有关 。 此时，喉部出现激波，气流沿叶片表面发生分离，叶栅不能 正常工作，流量达到最大值堵塞工况。 当冲角等于0，F1等于Ft时，Mmax=1，实际中，Mmax1 为了减小压缩机尺寸，要尽可能 的增加气速，但激波损失限制了 马赫数的增加 叶栅的临界马赫数叶栅的临界马

14、赫数 由于叶片形状及流动由于叶片形状及流动 状态的复杂性，叶道中的状态的复杂性，叶道中的 气速往往不均匀，在喉部气速往往不均匀，在喉部 平均气速达到音速前，可平均气速达到音速前，可 能叶道中某点速度已到音能叶道中某点速度已到音 速，这时进口气流的马赫速，这时进口气流的马赫 数称为该叶栅的临界马赫数称为该叶栅的临界马赫 数，以数，以 表示表示 。 显然显然 MMcr crM Ft，w1wt，所以入口速度比音速要小 正冲角， F1wt，但此时的喉部面积是F1，即为F1达到 音速时马赫数为Mmax，所以Mmax不可能大于1 来流M增加，波阻损失增 加。 M越大，叶栅的有效工作 区越小，即冲角稍微偏离 最佳工况就会使阻力损失 急剧增加，所以M不宜太 大。 n n 结论：当来流马赫数小于临界马赫数时，马结论：当来流马赫数小于临界马赫数时，马 赫数对流动特性的影响较小（效率较高）；赫数对流动特性的影响较小（效率较高）； 当介于最大和临界值之间时，波阻损失较大当介于最大和临界值之间时，波阻损失较大 （效率低了，但机器的尺寸和质量减小了）（效率低了，但机器的尺寸和质量减小了） 。 对离心压缩机，根据经验，在一般情况下 要求设计工况时进叶轮叶道的气流马赫数