高負(fù)荷動(dòng)力渦輪葉型優(yōu)化研究

陳 晨，李 維

(1.中國航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南 株洲 412002；2.中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉輪機(jī)械湖南省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖南 株洲 412002)

0 引言

就航空渦軸/渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)而言，動(dòng)力渦輪是發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要核心部件，由于受到傳動(dòng)系統(tǒng)的限制，相比于燃?xì)鉁u輪，動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速低，尺寸大，級(jí)數(shù)多，且由于葉輪外徑大，單排葉片數(shù)量也要遠(yuǎn)高于燃?xì)鉁u輪。因此在動(dòng)力渦輪中采用高負(fù)荷葉型設(shè)計(jì)(Zweifel系數(shù)大于1[1])，能夠有效減少葉片數(shù)，降低制造成本和渦輪部件重量，提高航空渦軸/渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的功重比。

然而葉型負(fù)荷的提高勢(shì)必增大吸力面逆壓梯度，使得附面層易于分離，且葉片負(fù)荷大小以及負(fù)荷分布規(guī)律直接影響動(dòng)力渦輪葉片通道內(nèi)由壓力面指向吸力面的橫向壓力梯度[2]，而橫向壓力梯度是形成動(dòng)力渦輪內(nèi)部復(fù)雜渦系結(jié)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)力。因此理清葉片表面負(fù)荷分布對(duì)流動(dòng)損失的影響機(jī)理，有助于為高性能高負(fù)荷動(dòng)力渦輪的設(shè)計(jì)提供理論支撐。

隨著對(duì)高負(fù)荷動(dòng)力渦輪內(nèi)部流動(dòng)結(jié)構(gòu)的理解認(rèn)識(shí)不斷加深，高負(fù)荷動(dòng)力渦輪葉片應(yīng)該設(shè)計(jì)成何種載荷分布方式能夠有效抑制附面層和端區(qū)的流動(dòng)分離是目前研究的一個(gè)熱門課題。Zoric[3]等人分別針對(duì)Pack B(后加載，Zw=1.08)、Pack D-A(后加載，Zw=1.4)和 Pack D-F(前加載，Zw=1.4)三套葉柵進(jìn)行實(shí)驗(yàn)測(cè)量發(fā)現(xiàn)：后加載葉型Pack D-A 相比于前加載葉型Pack D-F 具有較高的葉型損失，但前加載葉型Pack D-F表現(xiàn)出較強(qiáng)的通道渦和二次湍動(dòng)能，導(dǎo)致二次流損失增強(qiáng)。Weiss和Fottner[4]以前加載葉片和后加載葉片為研究對(duì)象，也得出相似的結(jié)論，主要原因是前加載葉片通道前端具有較強(qiáng)的橫向壓力梯度，導(dǎo)致較多的端區(qū)低能流體卷入通道渦，而后加載葉片由于最大壓力梯度位置在葉片喉部附近，引起較少的端區(qū)邊界層卷入通道渦。

綜上分析發(fā)現(xiàn)，大多研究學(xué)者的觀點(diǎn)都更傾向于前加載葉片設(shè)計(jì)增加了端區(qū)二次流損失，但一般具有較好的二維氣動(dòng)性能；后加載葉片端區(qū)二次流損失相對(duì)較小，但吸力面附面層更容易分離，葉型損失有所增加。本文通過對(duì)某高負(fù)荷動(dòng)力渦輪第一級(jí)導(dǎo)葉進(jìn)行前加載、中間加載、后加載三種方案的葉型優(yōu)化，研究分析三種載荷分布方案對(duì)渦輪內(nèi)部流動(dòng)損失影響規(guī)律，從而指導(dǎo)高負(fù)荷動(dòng)力渦輪的葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)

1 研究對(duì)象與數(shù)值計(jì)算方法

1.1 研究對(duì)象

以某型高負(fù)荷動(dòng)力渦輪第一級(jí)導(dǎo)葉為研究對(duì)象，保證喉部寬度、出口有效角一定的情況下，通過調(diào)整前緣直徑、尾緣直徑、軸向?qū)挾取惭b角、進(jìn)口構(gòu)造角、出口構(gòu)造角、尾緣楔角等葉型幾何參數(shù)對(duì)葉片進(jìn)行前加載、中間加載、后加載三種方案的葉型優(yōu)化，中截面(50%葉高處)主要葉型幾何參數(shù)見表1，中截面沿葉片表面馬赫數(shù)分布曲線見圖1，從圖1可以看出，優(yōu)化后的葉型吸力面逆壓梯度大幅度下降。

表1 主要葉型幾何參數(shù)

1.2 數(shù)值計(jì)算方法

1.2.1 計(jì)算方法及邊界條件

本文使用商業(yè)流體計(jì)算軟件CFX求解三維定常雷諾平均N-S方程。湍流模型選取標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程湍流模型，湍流項(xiàng)的離散采用一階精度格式，對(duì)流項(xiàng)離散采用高階精度格式。

計(jì)算時(shí)保證計(jì)算域的進(jìn)、出口邊界條件相同，進(jìn)口給定絕對(duì)總溫、總壓、進(jìn)口氣流角徑向分布，出口給定平均靜壓，葉型表面采用無滑移壁面邊界，考慮葉片和上下端壁等固壁粗糙度的影響，設(shè)置固壁粗糙度的等沙粒直徑為0.02 mm，計(jì)算域柵距方向邊界采用周期性邊界條件。

1.2.2 計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算域?yàn)橐粋€(gè)兩級(jí)的動(dòng)力渦輪，計(jì)算網(wǎng)格由numeca軟件生成，網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，第一級(jí)導(dǎo)葉局部網(wǎng)格示意如圖2所示，對(duì)葉片和上下端壁附近的網(wǎng)格進(jìn)行加密，保證近壁面處y+小于10，通過網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，設(shè)置展向網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)為73，計(jì)算域總網(wǎng)格數(shù)為333萬左右。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 高負(fù)荷葉型優(yōu)化前后對(duì)比

從圖1的葉片表面馬赫數(shù)分布曲線可以看出，未優(yōu)化的高負(fù)荷葉型馬赫數(shù)峰值很高，吸力面沿流向的逆壓梯度很大，導(dǎo)致附面層分離，層流分離區(qū)域，馬赫數(shù)分布曲線呈“平臺(tái)”狀，三種優(yōu)化方案的馬赫數(shù)峰值均大幅度下降，且加速后馬赫數(shù)曲線未出現(xiàn)“平臺(tái)”狀分布。圖3為未優(yōu)化葉型及三種優(yōu)化方案葉片表面極限流線圖，未優(yōu)化的高負(fù)荷導(dǎo)葉在沿葉高30%至90%區(qū)域葉片表面產(chǎn)生明顯的漩渦結(jié)構(gòu)，表明附面層在吸力面發(fā)生了嚴(yán)重的分離現(xiàn)象，經(jīng)過優(yōu)化后，三種載荷分布形式的葉型吸力面分離現(xiàn)象均消失，端壁附近偏離主流方向的區(qū)域面積減小，且隨載荷后移偏離主流方向區(qū)域面積越小。

四個(gè)狀態(tài)的氣動(dòng)性能參數(shù)如表2所示，三種方案優(yōu)化后的渦輪效率均有大幅度提高，能量損失系數(shù)下降，且中間加載方案的總壓恢復(fù)系數(shù)和渦輪總效率最高，能量損失系數(shù)最低，具有更優(yōu)的氣動(dòng)性能。

表2 氣動(dòng)性能參數(shù)表

2.2 載荷分布對(duì)葉型損失的影響

如圖1馬赫數(shù)曲線表明，三種方案的馬赫數(shù)峰值相當(dāng)，前加載葉型加速區(qū)域所處的流線范圍約為0～0.2，中間加載加速區(qū)域所處的流線范圍約為0～0.5，后加載葉型加速區(qū)域所處的流線范圍約為0～0.7，在加速區(qū)域內(nèi)后加載葉型馬赫數(shù)變化最平緩，前加載葉型馬赫數(shù)變化最快，加速區(qū)域后前加載葉型的馬赫數(shù)變化最平緩，后加載葉型馬赫數(shù)下降最快，說明前加載葉型在沿流線上游區(qū)域壓力梯度最大，在沿流線下游區(qū)域壓力梯度最??；后加載葉型在沿流線上游區(qū)域壓力梯度最小，在沿流線下游區(qū)域壓力梯度最大。因而前加載葉型在上游區(qū)域葉型損失大，下游區(qū)域葉型損失??；后加載葉型在上游區(qū)域葉型損失小，在下游區(qū)域葉型損失大。圖4為三種方案沿流向的葉型損失變化曲線圖，本文葉型損失定義為(P1*-P2*)/P1*-P1，其中P1*為進(jìn)口總壓，P2*為所在截面處的總壓，P1為進(jìn)口靜壓，葉型損失沿流向變化曲線圖與上述分析一致，在沿流向0～0.5范圍內(nèi)前加載方案的葉型損失最大，流向位置0.5以后前加載方案葉型損失增加速率降低，最后總?cè)~型損失與中間加載方案相當(dāng)；在沿流向0.7～1范圍內(nèi)，后加載方案葉型損失劇增，總?cè)~型損失最大。

2.3 載荷分布對(duì)二次流損失的影響

圖3葉片表面極限流線圖表明，隨著載荷分布向后移動(dòng)，端區(qū)附近偏離主流方向區(qū)域面積逐漸減小，表明載荷分布約靠后，端區(qū)二次流越小。

圖5為沿流向的徑向氣流角分布圖，從圖5中可以看出，后加載葉型在整個(gè)流動(dòng)過程中氣流角沿徑向偏轉(zhuǎn)較小，前加載葉型在沿流向50%位置以前沿徑向的氣流角偏轉(zhuǎn)程度比中間加載葉型大，沿流向50%位置以后沿徑向的氣流角偏轉(zhuǎn)程度比中間加載葉型小。圖6為沿流向湍動(dòng)能云圖，如圖6所示，在沿流向50%位置以前前加載葉型端壁處的湍動(dòng)能比中間加載葉型的高，沿流向50%位置以后前加載葉型端壁處的湍動(dòng)能比中間加載葉型的低，后加載在下游位置葉中區(qū)域的湍動(dòng)能明顯增大。本文用二次流動(dòng)能(Ske)來定義通道內(nèi)二次流的大小(Ske=1/2*ρoutlet(r，φ)*|vsec(r，φ)|2)，將出口質(zhì)量平均速度定義為該出口處的主流速度，vsec(r，φ)為導(dǎo)葉出口處每一點(diǎn)的實(shí)際速度與該主流速度作矢量減法，ρoutlet(r，φ)為導(dǎo)葉出口處的當(dāng)?shù)孛芏?，?為三個(gè)優(yōu)化方案的出口質(zhì)量加權(quán)平均二次流動(dòng)能，數(shù)據(jù)表明，前加載葉型通道內(nèi)總的二次流損失最大，其次是中間加載葉型，后加載葉型的二次流損失最小。

表3 出口質(zhì)量加權(quán)平均二次流動(dòng)能

3 結(jié)論

本文對(duì)未優(yōu)化的高負(fù)荷葉型、前加載優(yōu)化葉型、中間加載優(yōu)化葉型、后加載優(yōu)化葉型進(jìn)行了三維計(jì)算分析，分析了高負(fù)荷動(dòng)力渦輪葉型的氣動(dòng)性能以及流動(dòng)損失產(chǎn)生的機(jī)理，研究了葉片表面負(fù)荷分布對(duì)流動(dòng)損失的影響。綜合以上分析，可以得出以下結(jié)論：

1)隨著葉片負(fù)荷的升高，吸力面馬赫數(shù)峰值增大，吸力面逆壓力梯度增大，導(dǎo)致吸力面容易發(fā)生附面層分離現(xiàn)象，進(jìn)而增加了葉型損失，同時(shí)端區(qū)橫向壓力梯度也會(huì)更大，使得端區(qū)二次流增大，從而導(dǎo)致高負(fù)荷動(dòng)力渦輪通道內(nèi)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜。

2)通過設(shè)置合適葉型幾何參數(shù)，可以優(yōu)化葉型表面的負(fù)荷分布，使吸力面馬赫數(shù)峰值降低，從而減小吸力面逆壓力梯度，消除附面層分離現(xiàn)象，大幅度降低葉型損失。

3)葉片表面載荷分布方式對(duì)流動(dòng)損失有一定的影響，前加載葉型設(shè)計(jì)具有較好的二維氣動(dòng)性能，產(chǎn)生較大影響，壓強(qiáng)降低又會(huì)使燃?xì)獍l(fā)生器做功效率下降。為了避免出現(xiàn)這種情況，對(duì)裝填式管狀藥柱異常燃燒機(jī)理進(jìn)行研究。從藥柱結(jié)構(gòu)特性和燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室結(jié)構(gòu)特性發(fā)現(xiàn)，前端燃?xì)饬魉佥^小，基但通道內(nèi)上游區(qū)域的端區(qū)二次流損失相對(duì)較大，后加載葉型設(shè)計(jì)通道內(nèi)端區(qū)二次流損失較小，但通道內(nèi)下游區(qū)域的葉型損失較大，中間加載葉型通道內(nèi)下游區(qū)域端區(qū)二次流損失比前加載大，但總二次流損失比前加載葉型小，且葉型損失與前加載葉型設(shè)計(jì)相當(dāng)，因此中間加載優(yōu)化方案具有更優(yōu)的氣動(dòng)性能。