超音進氣渦輪初步性能計分析

摘要本文首先對高超音進氣的渦輪的課題研究的目的、意義及課題研究的方法作了介紹;然后將課題模擬計算的結果作出了分析，得到了在相同的渦輪轉速下隨葉型尖楔角的增大葉片所受的切向力增大、渦輪所發出的功率增大、氣流總壓恢復系數減小、氣流轉角增大以及在相同的尖楔角下隨渦輪轉速的提高氣流參數變化的規律。

關鍵詞超音速渦輪 數值仿真計算 激波 功率

中圖分類號:V23文獻標識碼:A

0 引言

(1)課題研究的內容、目的及意義:本文研究方向的研究內容是根據不同飛行條件下渦輪輸出功率要求，設計出相應的渦輪葉片，運用流體力學和空氣動力學的知識分析渦輪葉柵的氣動特性。在超音速及高超音速飛行時，渦輪的運轉依靠渦輪前進氣結構的作用在渦輪葉片的腹背部形成不同強度的激波(也有可能在一側產生膨脹波)形成壓力差，從而推動渦輪運轉。在計算機仿真和數值模擬技術較為成熟的今天，高超音進氣沖壓空氣渦輪的氣動模擬是可以實現的，可以采用商用流場計算軟件Fluent分析渦輪葉柵和三維葉片通道內流場和性能特點。此部分的研究對于民用及軍用都具有十分重要的意義。

(2)課題研究的方法:利用空氣動力學的原理分析高超音速下流體流動的特性及高超音速飛行時渦輪的工作特性，完成高超音速進氣時渦輪的葉柵設計。在渦輪葉柵的設計工作完成之后主要是利用現在廣泛使用的商用流場計算軟件Fluent對研究對象進行流場模擬計算及數值模擬，完成渦輪葉柵的流場計算分析，數據處理。最后同樣利用空氣動力學及葉輪機原理的知識對計算結果進行分析并且得出有關的結論。

1 超音進氣渦輪葉柵的流場計算及分析

1.1 超音進氣渦輪葉柵及流場參數確定

根據高超音速進氣渦輪的原理，渦輪葉柵設計成尖楔形的葉片，便于在葉片的上下兩側形成斜激波。所以在課題研究時主要設計了寬度為20mm，尖楔角分別為5度、10度、15度及20度的葉片，葉片的安裝在葉型下葉面與水平方向成10度的位置上。葉柵平面處在平均半徑為50mm的圓周平面上，柵距為30mm。從整體上看，課題研究的高超音速渦輪是安裝在錐頂角為20度的圓錐體的后端構成彈體的頭部的。葉型及葉柵結構如圖(1)所示。

由于數值仿真計算的特殊性，假設課題研究的高超音速渦輪工作在飛行馬赫數為4，飛行高度為25公里的超音速飛行狀態下。所以根據標準大氣參數表可以得出當地大氣的靜溫為221.5 k，靜壓為2549.2 pa，當地音速為298.4 m/s。由以上的數據可以容易的得出當地大氣的總溫、總壓及氣流的絕對速度。但是在葉柵通道的入口處氣流的各項參數由于前部圓錐體的作用發生了變化。因為在超音速氣流流過圓錐體時產生了圓錐面型的斜激波，當氣流經過斜激波時速度減小了。通過對斜激波前后的氣流參數進行計算得到了兩個解，其中較小的斜激波角對應的是弱激波解，大的則為強激波解。這里選擇弱激波解得到激波后氣流的馬赫數為3.287，根據這個馬赫數及當地的大氣的靜溫、靜壓和當地氣流的音速可以計算得到零轉速時渦輪葉柵進口的氣流總溫為700.1336 k，總壓為143129.4354 pa，氣流絕對速度為980.8408 m/s。

圖1數值仿真計算模型結構

1.2 數值仿真計算結果分析

根據對不同的葉型尖楔角，不同的渦輪轉速從計算結果中可以分析出渦輪葉片所受的切向力、繞流葉型的氣流轉角、計算區域進出口的總壓恢復系數及渦輪發出的功率等信息。

1.2.1 渦輪葉片受的切向力

根據之前提出的高超音速渦輪的工作原理可知，在超音速及高超音速飛行時，渦輪葉片兩側會在葉型尖楔角的影響下產生兩強度不同的激波或者在一側產生激波，在另一側產生膨脹波。由于這種波系的存在，氣流在通過葉片兩側的激波或膨脹波時總壓會發生改變，氣流的速度也會有明顯的改變。這樣便會在葉型的上下兩側產生較大的壓力差，進而在葉片表面產生沿渦輪圓周切向的切向力。

圖2渦輪轉速與葉片切向力

如圖(2)所示的渦輪轉速-切向力圖可知，圖上所示出的四條曲線，表示在不同的葉型尖楔角的情況下，渦輪轉速與葉片切向力的關系。在同一轉速下渦輪葉片所受的切向力隨葉型尖楔角的增大而增大。這主要是因為，葉型尖楔角的角平分線與渦輪葉柵進口的氣流方向的夾角越大，在葉型兩側所引起的波系強度的差別就越大，從而葉片所受的切向力也就越大。在同一個葉型尖楔角下，隨著渦輪轉速的提高，計算流場進口的氣流絕對速度與水平方向的夾角不斷增大;當其方向與葉型尖楔角的角平分線的夾角相同時，在葉型兩側所產生的激波強度基本相同，所以葉片所受的切向力幾乎為零;當渦輪的轉速繼續增加時，計算流場進口的氣流絕對速度與水平方向的夾角將會大于葉型尖楔角的角平分線與水平方向的夾角，這時渦輪葉片所受的切向力將反向。

通過對彎曲渦輪葉型的流場的計算，我們發現，在葉型尖楔角相同、渦輪轉速相同的時候，葉片向下彎曲的葉型所受的葉片切向力要小于平直葉片所受的切向力，相反的，葉片向上彎曲時的葉型所受的葉片切向力則大于平直葉片所受的切向力。這是因為葉片向下彎曲時，葉片的彎度是連續變化的，氣流在繞流渦輪葉片時將產生一系列的波系，但是這一系列的波系的強度是逐漸減弱的，在彎度變化較大的葉型中，波系的強度下降的較為嚴重，這便使得向下彎曲的葉型兩側的壓力差嚴重下降，導致葉片所受的切向力減小。

1.2.2 計算區域進出口氣流折轉角的變化

進出口氣流折轉角的變化如圖(3)所示。

繞流渦輪葉型的氣流在葉片的上下兩側產生的激波(或膨脹波)的強度不同，在氣流通過激波(或膨脹波)波面時，氣流的轉角是不同的。在相同的渦輪轉速下，隨著葉型尖楔角的增加，繞流葉型的氣流在葉片上產生的波系的強度差別增大，氣流轉角增大;在相同的葉型尖楔角下，隨著渦輪轉速的增加，繞流葉型的氣流在葉片上產生的激波的強度減小，氣流轉角減小。作為比較，當氣流經過彎曲葉型時，由于激波(或膨脹波)的強度是連續變化的。所以在相同的葉型尖楔角、相同的渦輪轉速下，由于葉型兩側的激波強度的下降繞流向下彎曲的渦輪葉型的氣流轉角小于平直葉型的氣流轉角;而由于激波強度的連續增強繞流向上彎曲的渦輪葉型的氣流轉角要大于平直葉型的氣流轉角。

1.2.3 計算區域及出口總壓恢復系數的變化

在數值仿真計算中，計算區域的進出口的總壓恢復系數反映了流場中氣流的壓力損失大小，從而反映出氣流對葉片的做功能力。這一點從渦輪葉片所受的切向力中也可以看出。

從數值仿真計算結果來看，在相同的葉型尖楔角下，隨著渦輪轉速的不斷提高，進出口氣流的總壓恢復系數是不斷提高的，這是由于當渦輪轉速增加時繞流氣流在葉型兩側所形成的激波的強度下降，氣流通過激波時的壓力損失減小。這樣流場進出口的氣流總壓恢復系數就提高了，這也說明，氣流對渦輪葉片的做功能力減小了，所以渦輪葉型所受的切向力下降了。當渦輪的轉速上升到某一值，計算流場進口的氣流絕對速度與水平方向的夾角幾乎等于葉型角平分線與水平方向的夾角，葉型兩側的激波強度相等，并且激波的強度最小，此時氣流的總壓恢復系數達到最大值，之后又由于葉型兩側激波的強度差，氣流的總壓損失等，流場進出口的氣流總壓恢復系數開始減小。在相同的渦輪轉速下，隨著渦輪葉型尖楔角的增大，流場進出口的氣流總壓恢復系數減小。這樣的變化規律也同樣是因為在相同的渦輪轉速下，隨著葉型尖楔角的增大，氣流繞流渦輪葉型時在葉型兩側所產生的激波的強度逐漸增大的原因。這樣就使得在相同的渦輪轉速下，隨著葉型尖楔角的增大，渦輪葉型所受的切向力逐漸增大。上述變化規律如圖(4)所示。

作為比較，從彎曲葉型的數值仿真計算結果可以看出，對于葉型尖楔角相同，在同一轉速下，繞流向下彎曲的葉型所引起的氣流的總壓恢復系數要大于相同情況下繞流平直葉型所引起的氣流的總壓恢復系數，而繞流向上彎曲的葉型所引起的氣流的總壓恢復系數要小于相同情況下繞流平直葉型所引起的氣流的總壓恢復系數。主要原因與在分析葉型所受的切向力時的主要原因相同，都是跟彎曲葉型所引起的連續的激波系的強度相關，只是當激波的強度越強則氣流的總壓恢復系數越小。

圖3渦輪轉速與氣流轉角變化圖

圖4渦輪轉速與流場氣流總壓恢復系數圖

2 結論

高超音速進氣渦輪的葉型尖楔角的變化使得在相同轉速下，渦輪葉片所受的切向力、氣流轉角、氣流總壓恢復系數發生變化。在同一渦輪轉速下，渦輪葉型尖楔角增大，渦輪葉片所受的切向力增大，計算流場中繞流葉型的氣流轉角增大，而氣流的總壓恢復系數減小。

高超音速進氣渦輪的轉速的變化使得在相同的渦輪葉型尖楔角下，渦輪葉片所受的切向力、氣流轉角、氣流總壓恢復系數發生變化。在相同的渦輪尖楔角下，隨著渦輪轉速的增加，渦輪葉片所受的切向力減小，計算流場中繞流葉型的氣流轉角減小，而氣流的總壓恢復系數增大。

高超音速進氣渦輪的葉型在葉型尖楔角相同，渦輪轉速相同，而葉型彎曲程度不同下，渦輪葉片所受的切向力、氣流轉角、氣流總壓恢復系數發生變化。在葉型尖楔角相同，渦輪轉速相同下，葉型向下彎曲時，渦輪葉片所受的切向力減小，計算流場中繞流葉型的氣流轉角減小，而氣流的總壓恢復系數增大;葉型向上彎曲時，渦輪葉片所受的切向力增大，計算流場中繞流葉型的氣流轉角增大，而氣流的總壓恢復系數減小。

參考文獻

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