馬赫數(shù)對不同負(fù)荷分布形式的高負(fù)荷低壓渦輪性能的影響

白　濤

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安　710077)

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馬赫數(shù)對不同負(fù)荷分布形式的高負(fù)荷低壓渦輪性能的影響

白濤

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安710077)

摘要：數(shù)值模擬了3種不同負(fù)荷分布形式的高負(fù)荷低壓渦輪葉片在寬廣馬赫數(shù)范圍內(nèi)的流場。通過分析得出：后加載葉型對馬赫數(shù)的變化較前加載和均勻加載葉型更為敏感，在高馬赫數(shù)范圍內(nèi)，葉型氣動損失亦非常大，遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于前加載和均勻加載的葉型；當(dāng)出口等熵馬赫數(shù)為1時，后加載葉型的氣動損失較均勻加載增加了100%。

關(guān)鍵詞：負(fù)荷分布；馬赫數(shù)；氣動損失；分離；激波

大涵道比渦扇發(fā)動機的低壓渦輪往往級數(shù)較多，因此在發(fā)動機的質(zhì)量中所占的比重較大，因此降低低壓渦輪質(zhì)量是減少航空發(fā)動機質(zhì)量的重要途徑[1-3]。提高單級渦輪做功能力是主要的設(shè)計目標(biāo)。小展弦、高負(fù)荷葉片使得二次流的影響變得更加強烈，而好的負(fù)荷分布形式可以在很大程度上改善葉柵通道中的二次流結(jié)構(gòu)。高負(fù)荷葉片的設(shè)計也使得在低雷諾數(shù)情況下邊界層很容易發(fā)生分離。合適的負(fù)荷分布形式對于減小和抑制分離至關(guān)重要。因此，無論是二次流動還是葉型壓力損失都直接取決于葉片的負(fù)荷分布。目前常見的負(fù)荷分布形式有前加載和后加載。后加載葉型因其可以有效降低葉片截面流道的橫向壓力梯度可以在一定程度上減弱二次流的強度，而前加載葉型的設(shè)計可以有效減緩渦輪尾部邊界層的增厚和分離，為此可以減弱邊界層流動分離損失。Barry、Guilot等[4-5]的研究也說明了類似的現(xiàn)象。國內(nèi)鄒正平、渭陽等[6-9]就高負(fù)荷低壓渦輪在低雷諾數(shù)下的流動情況做了大量的研究工作。

馬赫數(shù)決定氣體的壓縮性，出口馬赫數(shù)的不同必然會造成渦輪中波系結(jié)構(gòu)的不同，從而改變渦輪的流場結(jié)構(gòu)和損失規(guī)律。Corriveau[10]研究了跨音高壓渦輪葉片負(fù)荷分布對氣動性能的影響，通過在原始均勻加載葉型基礎(chǔ)上進(jìn)行調(diào)整得到了新的前/后加載葉型，并在出口馬赫數(shù)為0.6～1.2和寬廣的雷諾數(shù)范圍內(nèi)進(jìn)行了實驗測量研究。測量結(jié)果表明：后加載葉型使得尾緣的激波強度變?nèi)?，在設(shè)計出口馬赫數(shù)為1.05時，相比基準(zhǔn)均勻加載葉型，后加載葉型使得葉型總壓損失降低了20%；然后隨著馬赫數(shù)繼續(xù)增大，后加載葉型的效率急劇下降，而前加載葉型在研究的范圍內(nèi)相比基準(zhǔn)葉型氣動性能也較差。Abraham等[11]就馬赫數(shù)對葉型氣動損失的影響展開了研究，其結(jié)果同樣表明：在大攻角下，高出口馬赫數(shù)會使得損失急劇增加。鐘兢軍等[12]通過在不同等熵出口馬赫數(shù)下測量3套葉柵的性能參數(shù)后得出：葉柵出口能量損失系數(shù)隨著等熵出口馬赫數(shù)的增大呈現(xiàn)先減小后增大的變化規(guī)律，后加載的葉型有利于減弱槽道內(nèi)通道渦強度，因此有效地降低了葉柵損失。

目前關(guān)于高負(fù)荷低壓渦輪的研究主要集中在低雷諾數(shù)工況下，而對于在寬廣馬赫數(shù)范圍內(nèi)不同加載形式的高負(fù)荷低壓渦輪的流動發(fā)展規(guī)律的相關(guān)研究工作則較少。

基于以上分析，本文首先設(shè)計負(fù)荷能力相同而加載形式不同的3種高負(fù)荷葉型，在寬廣馬赫數(shù)范圍下分析不同加載形式對馬赫數(shù)的敏感性，得出了可供參考和指導(dǎo)的低壓渦輪設(shè)計的理論數(shù)據(jù)。

1研究方法及研究對象

設(shè)計3種加載形式的葉型。在設(shè)計的過程中保證3種加載形式的載荷大小是相同的。負(fù)荷大小用Zweifel載荷系數(shù)來進(jìn)行衡量，定義如下：

夾角是指和軸向的夾角，β1>0,β2<0。因此，保證3種葉型進(jìn)出口氣流角相同和葉片軸向稠度相同就可以保證負(fù)荷大小基本一致。本文主要通過改變安裝角和尾緣彎折角來實現(xiàn)不同的加載形式，其中在均勻加載葉型的基礎(chǔ)上，通過增大尾緣彎折角和減小安裝角來得到后加載葉型。相反，通過減小尾緣彎折角和增大安裝角得到前加載葉型。在造型過程中對前尾緣楔形角也進(jìn)行了適當(dāng)?shù)恼{(diào)整。根據(jù)高負(fù)荷低壓渦輪的需求，3種葉型的Zweifel載荷系數(shù)均為1.25。葉型設(shè)計的幾何參數(shù)如表1所示。葉型幾何截面如圖1所示。

表1　葉型設(shè)計幾何參數(shù)

采用商用軟件CFX13.0求解三維定常黏性雷諾平均N-S方程。采用時間追趕的有限體積法進(jìn)行數(shù)值計算?？臻g離散采用二階迎風(fēng)格式。時間離散應(yīng)用二階后差歐拉格式。選用SST湍流模型和γ-θ轉(zhuǎn)捩模型。數(shù)值模擬單層網(wǎng)格數(shù)取12萬，近壁處的Y+均小于1，近壁處的延展比在1.2左右。計算時的邊界條件為給定進(jìn)口總溫、總壓、氣流角和出口背壓。

圖1　3種加載形式葉型的幾何截面

2結(jié)果分析

為了研究在寬廣的馬赫數(shù)范圍內(nèi)3種不同加載葉型的性能變化，本文在出口平均等熵馬赫數(shù)為0.4～1.0的范圍內(nèi)進(jìn)行研究。在研究馬赫數(shù)的影響時，保證出口雷諾數(shù)不變，分別在出口雷諾數(shù)Re=5×104和Re=15×104時進(jìn)行了分析，進(jìn)口攻角保持為設(shè)計攻角。

圖2為Re=15×104時葉片長面馬赫數(shù)分布。圖3、4為出口雷諾數(shù)Re=15×104和Re=5×104時不同馬赫數(shù)的葉片表面的負(fù)荷分布。由圖3、4可見：當(dāng)出口馬赫數(shù)為0.5時，3種加載形式的葉型均出現(xiàn)了分離泡；當(dāng)出口馬赫數(shù)為0.9時，葉片吸力面表面出現(xiàn)了局部超音區(qū)；而當(dāng)出口馬赫數(shù)為1.0時，局部超音區(qū)增大，激波的強度增強，后加載葉型的激波強度最強，激波后均勻加載和后加載葉型后均出現(xiàn)了分離。由圖2可見，此時激波與邊界層發(fā)生了干擾。

圖5、6為雷諾數(shù)Re=5×104，Re=15×104時3種葉型在不同馬赫數(shù)下的負(fù)荷分布。由圖5、6可見：隨著馬赫數(shù)的增大，3種葉型的負(fù)荷均增大。當(dāng)出口馬赫數(shù)增大到0.9和1.0時，葉片吸力面出現(xiàn)激波，由負(fù)荷分布可以看出：后加載葉型的激波最強，均勻加載葉型之次，而前加載葉型較弱。由于葉型的負(fù)荷較大，因此在研究的馬赫數(shù)范圍內(nèi)，均勻加載和后加載葉型均出現(xiàn)了分離泡，后加載葉型的分離泡比均勻加載葉型更強。

圖2　葉片表面馬赫數(shù)分布(Re=15×104)

圖3　3種加載的負(fù)荷分布(Re=15×104)

圖4　不同馬赫數(shù)下3種加載的負(fù)荷分布(Re=5×104)

圖5　不同馬赫數(shù)下的負(fù)荷分布(Re=5×104)

圖6　不同馬赫數(shù)下的負(fù)荷分布(Re=15×104)

圖7給出了當(dāng)出口雷諾數(shù)Re=5×104和Re=15×104時葉型氣動損失隨著馬赫數(shù)變化的規(guī)律。當(dāng)雷諾數(shù)為Re=15×104，馬赫數(shù)處于0.4～0.7時，前加載和均勻加載葉型氣動損失基本不隨著馬赫數(shù)的變化而發(fā)生變化。馬赫數(shù)的增大會導(dǎo)致激波強度的增強，因此后加載葉型氣動損失從馬赫數(shù)0.7后急劇增大，而均勻加載和前加載葉型則增加得較小。當(dāng)出口雷諾數(shù)Re=5×104時，前加載葉型的氣動損失隨著馬赫數(shù)的增大呈先減小后增大的趨勢，但趨勢均不明顯。均勻加載的變化則同Re=15×104時的情況，后加載葉型的氣動損失隨著馬赫數(shù)的增大持續(xù)增大。

圖7　不同馬赫數(shù)下葉型的氣動損失

3結(jié)論

通過對寬廣的馬赫數(shù)范圍內(nèi)渦輪葉片通道流長的變化規(guī)律的研究可以得出：在計算馬赫數(shù)范圍內(nèi)，隨著出口等熵馬赫數(shù)增加，葉片的負(fù)荷能力均增強；隨著馬赫數(shù)的增大，后加載葉型的高損失特性開始體現(xiàn)，當(dāng)出口等熵馬赫數(shù)為1.0時，后加載葉型的氣動損失較前加載和均勻加載葉型增大了100%；而在計算的馬赫數(shù)范圍內(nèi)，前加載和均勻加載葉型的損失變化則不劇烈，即前加載和均勻加載葉型對馬赫數(shù)不敏感。

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(責(zé)任編輯劉舸)

Effect of Mach Number on High Loaded Low Pressure Turbine with Different Loading Distribution

BAI Tao

(School of Aircraft, Xi’an Aeronautical University, Xi’an 710077, China)

Abstract:This paper numerically simulated the flow filed of high loaded low pressure turbine with three kind of loading distribution at wind range Mach number. Through analysis we can conclude that: the aft loaded airfoil is more sensitive to Mach number compared to front and mid loaded airfoil, and the aerodynamic loss is very obvious for aft loaded airfoil at the range of high Mach number with is larger than front and mid loaded airfoils. The aerodynamic loss of aft loaded airfoil increased by 100% compared to mid loaded airfol when the export isentropic Mach number is 1.

Key words:load distribution; Mach number; aerodynamic loss; separation; shock wave

文章編號：1674-8425(2016)04-0035-05

中圖分類號：V231.3

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

doi:10.3969/j.issn.1674-8425(z).2016.04.007

作者簡介：白濤(1988—)，女，陜西榆林人，碩士研究生，主要從事動力工程及工程熱物理研究。

基金項目：國家自然科學(xué)基金青年基金資助項目(51406003)

收稿日期：2016-01-18

引用格式：白濤.馬赫數(shù)對不同負(fù)荷分布形式的高負(fù)荷低壓渦輪性能的影響[J].重慶理工大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué))，2016(4):35-39.

Citation format：BAI Tao.Effect of Mach Number on High Loaded Low Pressure Turbine with Different Loading Distribution[J].Journal of Chongqing University of Technology(Natural Science)，2016(4):35-39.