李 超， 顏培剛， 錢瀟如， 韓萬金， 王慶超

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源科學(xué)與工程學(xué)院， 哈爾濱 150001)

尾緣形狀對低壓渦輪葉柵氣動性能的影響

李 超， 顏培剛， 錢瀟如， 韓萬金， 王慶超

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源科學(xué)與工程學(xué)院， 哈爾濱 150001)

為減小高負荷低壓渦輪葉型損失，提高低壓渦輪葉柵氣動性能，采用數(shù)值模擬方法研究尾緣形狀對高負荷前加載低壓渦輪葉柵L2F氣動性能的影響. 對比尾緣偏斜、增加尾緣厚度和Gurney襟翼對葉柵能量損失和流動的影響. 結(jié)果表明：3種尾緣形狀都能增加氣流折轉(zhuǎn)角, 在低雷諾數(shù)時減小能量損失，在高雷諾數(shù)時增加損失，但總體上尾緣偏斜提高氣動性能的效果更好. 雷諾數(shù)為20 000、湍流度為3%時，尾緣偏斜能夠減小16.5%葉柵能量損失，增加3.3%氣流折轉(zhuǎn)角. 3種尾緣形狀都使主流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，加速了吸力面邊界層流動，抑制了流動分離，有利于減小損失；但尾緣改型增強了尾緣后流動摻混，會增加損失.

航空發(fā)動機；低壓渦輪；尾緣偏斜；氣動性能；流動控制

低壓渦輪的質(zhì)量能占到整個發(fā)動機質(zhì)量的30%，包含接近2 000多個葉片[1]. 為了盡可能地減小質(zhì)量，降低制造成本和運行成本這個目標，設(shè)計者強烈傾向于減少葉片數(shù)，但這會增加每個葉片的負荷，因此設(shè)計者需要設(shè)計更高負荷的葉片[2]；無人偵察機(UAVs)在高空巡航時，由于空氣密度的降低，低壓渦輪運行雷諾數(shù)能夠降低到25 000以下；在低雷諾數(shù)下，吸力面邊界層容易分離，甚至不再附，使損失劇烈增加[3]，增加了設(shè)計更高負荷的低壓渦輪葉型的難度.

設(shè)計具有后加載壓力分布的葉型能夠減小端區(qū)損失[4]，但會使吸力面后緣有很大逆壓梯度，容易發(fā)生嚴重流分離，需要進行流動控制. 而前加載能夠延長吸力側(cè)后部逆壓力梯度段長度，在所有位置降低了當(dāng)?shù)啬鎵毫μ荻?，提高葉片的抗分離能力，如果發(fā)生分離，前加載提供了更長的距離使流動分離再附[5]. Popovic等[6]研究了具有相同負荷系數(shù)的前加載葉型PAKD-F和后加載葉型PAKD-A的氣動性能，發(fā)現(xiàn)前加載PAKD-F的氣動性能明顯優(yōu)于后加載PAKD-A，特別是在低雷諾數(shù)時，前加載葉型氣動性能更加突出. Praisner 等[1]給出了PAK家族系列葉片的氣動特性，其中兩種新的超高負荷葉型PAKE(負荷系數(shù)為1.6和1.8)都是采用的前加載設(shè)計. Mcquilling[7]指出，在所有飛行狀態(tài)下，最強健的低壓渦輪葉型設(shè)計都應(yīng)該是前加載的. 雖然前加載葉型具有良好的氣動特性，但前加載也有一些缺點，比如前加載葉片發(fā)生轉(zhuǎn)捩靠前，在葉片吸力面有較長的湍流區(qū)域，這會導(dǎo)致?lián)p失增加[8]. Roberts[9]發(fā)現(xiàn)可以通過尾緣改型減小損失. Zhou等[10]和李超等[11]研究發(fā)現(xiàn)，改變尾緣厚度影響低壓渦輪能量損失，增加尾緣厚度能減小高負荷低壓渦輪葉柵的能量損失. Byerley等[12]及喬渭陽等[13-14]通過Gurney襟翼來控制流動分離，襟翼能夠減小流動分離，推遲轉(zhuǎn)捩，減小損失.

尾緣偏斜最初用于調(diào)整飛機機翼形狀,以適應(yīng)飛機不同氣動條件[15]. 后來科研工作者將尾緣偏斜用于風(fēng)力機上，用來控制風(fēng)力機葉片負荷和氣動性能. Daynes 等[16]研究通過尾緣偏斜控制風(fēng)機渦輪負荷. Wolff等[17]研究了尾緣偏斜對風(fēng)機葉片氣動性能的影響. 尾緣偏斜也可以用于控制低壓渦輪葉柵流動分離，提高葉柵氣動性能[18].

本文首先將低壓渦輪靜壓和損失的計算結(jié)果和實驗結(jié)果進行對比，驗證數(shù)值計算方法準確性，然后在此基礎(chǔ)上研究比較了尾緣偏斜(DT)、尾緣厚度(IT)和Gurney襟翼(GT)3種不同尾緣形狀對高負荷葉柵氣動性能的影響，分析了尾緣形狀對低壓渦輪流動控制的機理.

1 研究對象及數(shù)值計算方法

本文研究對象是由Mcquilling[7]設(shè)計的高負荷前加載葉型L2F. L2F速度峰值在26%軸向弦長處；和典型的低壓渦輪葉柵Pak-B相比，L2F負荷提高了38%；葉柵參數(shù)見表1.

表1 低壓渦輪葉柵基本參數(shù)

負荷系數(shù)Zw(Zweifel lift coefficient)的定義為

(1)

式中:s為柵距，Cx為軸向弦長，C為弦長,uin和uout分別是葉柵進出口軸向速度,βin和βout分別是進出口氣流角.

圖1給出了葉片尾緣形狀示意圖.

圖1 尾緣形狀示意

在約距離前緣95%軸向弦長處，尾緣是從吸力側(cè)向壓力側(cè)偏斜，尾緣偏斜高度為h，如圖1(a)所示. 為了減小對吸力側(cè)邊界層的影響，增加尾緣厚度時吸力側(cè)曲線保持不變[10]，只改變了壓力側(cè)曲線，吸力側(cè)曲線和壓力側(cè)曲線相對中弧線對稱，增加的尾緣厚度為t，如圖1(b). 圖1(c)給出了Gurney襟翼示意圖，襟翼高度為g. L2F原型葉片h=0，t=0，g=0.

圖2是計算網(wǎng)格，葉片周圍采用O型網(wǎng)格，葉片近壁面加密，第一層網(wǎng)格y+<1，伸縮比是1.1；為了減少計算量，沿著徑向方向布置了2個網(wǎng)格節(jié)點，在展向和弦向設(shè)置周期邊界，并進行了網(wǎng)格獨立性驗證，選定網(wǎng)格總數(shù)為230 k進行計算.

湍流模型采用SST湍流模型，轉(zhuǎn)捩模型采用Langtry-Menter轉(zhuǎn)捩模型[19-20]. 進口邊界給定總壓、總溫、氣流角度、來流湍流度和渦黏比. 出口邊界給定平均靜壓；葉片壁面是無滑移邊界條件，進口邊界條件如表2所示. 為了比較尾緣改型對葉柵氣動性能的影響，3種尾緣形狀葉柵的進口邊界條件是相同的.

表2 計算邊界條件

圖2 尾緣處計算網(wǎng)格

2 計算方法驗證

本文參考的實驗數(shù)據(jù)來自Lyall等[21]、Benton等[22]對L2F葉柵做的系列實驗. 本文的雷諾數(shù)Re是基于入口速度和軸向弦長Cx，來流湍流度均為3%. 靜壓系數(shù)Cp的定義：

Cp=(pTinlet-p)/(pTinlet-pinlet)，

式中:p是靜壓，pTinlet進口總壓，ρ為密度，u為速度. 基于進口速度的能量損失系數(shù)γ為

γ=(pTinlet-pToutlet)(pTinlet-pinlet)，

其中pToutlet為出口總壓.

圖3是葉片表面靜壓系數(shù)Cp分布. 量綱一高度H=h/C，T=t/C，G=g/C. 從圖3可以看出,計算結(jié)果和實驗結(jié)果吻合得很好，在Re=20 000時，L2F沒有發(fā)生完全分離； 隨著雷諾數(shù)增大，分離泡減小. 圖4是雷諾數(shù)對能量損失系數(shù)的影響. 從圖4可以看出，L2F能量損失系數(shù)計算值和實驗結(jié)果吻合得很好,和Pak-B相比，L2F展現(xiàn)出很好的低雷諾數(shù)特性；在Re=20 000時，L2F能量損失系數(shù)比Pak-B降低了約60%. 從圖3和圖4可以看出，采用的數(shù)值計算方法能夠準確地捕捉葉柵內(nèi)流動分離和轉(zhuǎn)捩過程，預(yù)測葉柵的能量損失.

圖3 靜壓系數(shù)分布

圖4 雷諾數(shù)對能量損失系數(shù)的影響

3 計算結(jié)果分析

3.1 不同尾緣形狀對低壓渦輪葉柵影響的對比

圖5給出了量綱一高度對能量損失系數(shù)的影響，可以看出，和原型葉柵相比，尾緣偏斜(DT)、增加尾緣厚度(IT)和Gurney襟翼(GT)都能夠在低雷諾數(shù)時(Re=20 000，Re=50 000)減小葉柵能量損失. 但在高雷諾數(shù)時(Re=100 000，Re=200 000)，3種尾緣形狀會增加損失. 尾緣偏斜和襟翼在Re=20 000時能量損失相當(dāng)，并且都小于增加尾緣厚度的，其中尾緣偏斜H=0.015時，能量損失最小. 雷諾數(shù)為20 000、湍流度為3%時，尾緣偏斜能夠減小葉柵能量損失16.5%，增加氣流折轉(zhuǎn)角3.3%. 而在更高雷諾數(shù)時，總體上葉片尾緣偏斜的葉柵能量損失比葉片增加襟翼和尾緣厚度的能量損失小. 圖6給出了量綱一高度對葉柵氣流折轉(zhuǎn)角的影響，可以看出，隨著量綱一高度的增加，葉柵的氣流折轉(zhuǎn)角增加. 但尾緣偏斜和襟翼的氣流折轉(zhuǎn)角都大于增加尾緣厚度的. 結(jié)合圖5和圖6可以看出，從整體上，葉片尾緣偏斜提高低壓渦輪葉柵氣動性能的效果最好.

圖5 量綱一高度對葉柵能量損失系數(shù)的影響

Fig.5 Effects of dimensionless height on the energy loss coefficient

圖6 量綱-高度對葉柵氣流折轉(zhuǎn)角的影響

Fig.6 Effects of dimensionless height on the flow turning angle

3.2 尾緣形狀對葉柵流動的影響

以量綱一高度(G、T、H)等于0.008為例分析尾緣形狀對葉柵流動的影響. 圖7給出了靜壓系數(shù)分布. 可以看出,3種尾緣形狀都推遲了流動分離，分離點和再附點的位置基本相同. 圖8為流線和速度云圖，可以看出，和原型葉柵相比，3種尾緣形狀都使主流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，加速了吸力面邊界層流動，抑制了流動分離，減小了分離泡. 在相同量綱一高度時，3種尾緣形狀減小分離泡程度基本相同. 從圖8還可以看出，尾緣改型在減小吸力面分離泡的同時，也增強了尾緣處流動摻混，尾緣后都形成了不同尺度的漩渦，其中尾緣偏斜形成的漩渦最小，襟翼形成的漩渦最大.

圖7 Re=20 000時靜壓系數(shù)分布

(a)原型葉柵

(b)H=0.008

(c)T=0.008

(d)G=0.008

圖9是3種尾緣形狀的葉柵內(nèi)湍動能云圖，由于尾緣改型加速了邊界層流動，轉(zhuǎn)捩點向下游移動，高湍流度區(qū)域面積和強度減小，但尾緣改型增強了尾緣后湍動能強度，尾緣偏斜沒有明顯增強尾緣后湍動能，而襟翼后湍動能強度和吸力面上湍動能強度相當(dāng). 增加尾緣厚度和Gurney襟翼的流動控制機理和尾緣偏斜的相同，一方面抑制流動分離，減小能量損失，另一方面，增強了流動摻混，增加了損失.

(a) 原型

(b)H=0.008

(c)T=0.008

(d)G=0.008

尾緣偏斜(DT)、增加尾緣厚度(IT)和Gurney襟翼(GT)在提高低壓渦輪葉柵氣動性能的同時，減小喉部和柵距的比值，從而減小了每一級的質(zhì)量流量. 為了保持每一級的質(zhì)量流量不變，對量綱一高度(H、T、G)為0.04、0.08、0.15的葉柵，柵距分別增加約0.60%, 1.20%, 2.25%. 圖10給出了量綱一高度對柵距增加后能量損失系數(shù)和氣流折轉(zhuǎn)角的影響. 可以看出，增加?xùn)啪嗪螅?種尾緣形狀同樣能在低雷諾數(shù)時減小葉柵能量損失，增加氣流折轉(zhuǎn)角. 在低雷諾數(shù)條件時(Re=20 000)，增加?xùn)啪鄷?種尾緣改型葉柵能量損失增加，但尾緣偏斜葉柵能量損失最小，而增加尾緣厚度葉柵的能量損失最大；增加?xùn)啪噙€減小了葉柵的氣流折轉(zhuǎn)角，但尾緣偏斜和襟翼葉柵的氣流折轉(zhuǎn)角相當(dāng)，增加尾緣厚度葉柵的最小. 所以增加?xùn)啪嗪螅屠字Z數(shù)條件下尾緣改型都能提高低壓渦輪葉柵的氣動性能，但尾緣偏斜的氣動性能最好.

(a)能量損失系數(shù)

(b)氣流折轉(zhuǎn)角

圖10Re=20 000時量綱一高度對能量損失系數(shù)和氣流折轉(zhuǎn)角的影響
Fig.10 Effects of dimensionless height on the energy loss coefficient and the influence of air flow turning angle,Re=20 000

4 結(jié) 論

1)尾緣偏斜，增加尾緣厚度和Gurney襟翼都能減小低壓渦輪葉柵能量損失，增加氣流折轉(zhuǎn)角；但從整體上，尾緣偏斜比其他兩種尾緣形狀效果好.

2)3種尾緣形狀的流動控制機理相同，都加速了吸力面邊界層流動，抑制了流動分離，可以減小能量損失；但都增強了尾緣后流動摻混，這會增加損失.

3)增加?xùn)啪?，保持主流流量不變?種尾緣形狀同樣能夠減小葉柵能量損失，增加氣流折轉(zhuǎn)角，但尾緣偏斜葉柵的氣動性能最好. 尾緣形狀設(shè)計對高負荷低壓渦輪葉柵氣動性能有重要影響. 尾緣偏斜可以應(yīng)用到更高負荷低壓渦輪葉型尾緣設(shè)計中.

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(編輯 楊 波)

DOI：10.11918/j.issn.0367-6234.201603132

Effects of deflected trailing edge on the aerodynamic performance of high-lift low pressure turbine cascades

LI Chao, YAN Peigang, QIAN Xiaoru, HAN Wanjin, WANG Qingchao

(School of Energy Science and Power Engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China)

To reduce the energy loss of high-lift low pressure turbine (LPT) and improve the aerodynamic performance, numerical simulation method was used to study the effects of trailing edge shapes on the aerodynamic performance of high-lift LPT L2F cascades. The effects of three trailing edge shapes, deflected trailing edge, increasing trailing edge thickness and the Gurney flap on the energy loss and flow were studied. It is shown that the three trailing edge shapes all can increase flow turning angle, decrease energy loss coefficient at low Reynolds number (Re) and increase the energy loss at highRe, however the deflected trailing edge is more effective than the others to improve the aerodynamic performance of the LPT cascades. Deflected trailing edge decrease energy loss by 16.5% atReof 20 000 and free-stream turbulence intensities (FSTI) of 3.3%. The three trailing edge shapes deflected the main flow, accelerate boundary layer flow on the suction side, and suppress the flow separation, which tend to decrease the energy loss. However the three trailing edge shapes enhance the mixing flow behind the trailing edge, which tend to increase the energy loss.

aircraft engine; low pressure turbine; deflected trailing edge; aerodynamic performance; flow control

10.11918/j.issn.0367-6234.201607026

2016-07-08

國家自然科學(xué)基金委創(chuàng)新研究群體(51421063)

李 超(1986—)，男，博士研究生； 顏培剛(1975—)，男，教授，博士生導(dǎo)師； 王慶超(1950—)，男，教授，博士生導(dǎo)師； 韓萬金(1942—)，男，教授，博士生導(dǎo)師

韓萬金，hanwanjin@hit.edu.cn

V231.3

A

0367-6234(2017)07-0057-06