利用端區射流調節渦輪流量的數值研究

閆 晨，葉 建，付 超

(北京航空航天大學 能源與動力工程學院 航空發動機氣動熱力國家級重點實驗室，北京 100191)

1 引言

航空技術的發展對航空發動機提出了新的要求，為使飛行器在飛行包線內的各個狀態均能獲得或接近最佳性能，要求發動機可實現對工作點的靈活調節，由此產生了變循環發動機的概念[1]，即通過改變發動機一些部件的幾何形狀、尺寸或位置來改變其熱力循環的燃氣渦輪發動機。為了在發動機工作過程中改變循環模式，就要求渦輪流量隨工作點變化而變化，以實現對渦輪功的調節。目前，調節渦輪流量的方式主要包括機械式引入障礙物到流道中，采用環形面積可調導葉，改變導葉安裝角或引入第二股氣流射入導葉位置等[2]，其中采用可調導葉是最主要的調節方式[3，4]。雖然采用可調導葉可有效實現對渦輪流量的實時調節，并可在寬廣的工作范圍內提高循環匹配能力，但其結構復雜，調節機構帶來的額外重量容易影響發動機推重比，從而造成發動機性能下降。胡松巖對變幾何渦輪的設計特點和特性進行了詳細探討，并對葉片可調機構的關鍵設計技術及所存在的問題進行了分析。為簡化調節裝置結構，提高性能，Latimer和Stanley等進行了氣動方式調節渦輪流量的研究[5，6](其基本原理是利用外界引入的氣流對渦輪內流場進行流動控制[7])，但研究結果表明，其實際效果較差，同時損失較大，因而最終未投入實際應用。盡管如此，近年來氣動調節技術因其結構簡單、對發動機穩定性無影響以及有利于減小渦輪設計難度等優點，重新引起研究人員的注意，北京航空航天大學的楊旸和付超等先后對在葉片表面噴氣調節渦輪流量進行了研究[8，9]。但到目前為止，氣動調節相關的研究仍比較缺乏，因此有必要對渦輪流量的氣動調節技術進行進一步探索，加深對該問題物理機制的理解，為未來變循環發動機的設計提供新的思路。

基于上述認識，本文從原始渦輪流場結構出發，采用三維數值模擬方法，通過在渦輪導葉端區引入第二股氣流對渦輪流場進行流動控制，以期改變渦輪流量的工作范圍，并通過改變噴氣參數，初步研究端區噴氣對渦輪流量的調節規律。

2 研究對象及方法

2.1 射流管路結構模型

通過在機匣上附加環形射流管路的方式向渦輪流場內引入射流，射流管路示意圖如圖1所示。由于射流進入主流后會與主流摩擦摻混，進而在射流孔周圍產生復雜的渦結構，無法人為地直接給出射流孔處符合物理流動結構的氣動參數分布。基于此，本文近似認為氣體在射流管路內氣動參數分布均勻且無能量損失，將射流在射流腔中的氣動狀態參數(總溫、總壓等)作為邊界條件附加在射流管路的入口，并根據需要確定射流角度，即可進行主流場和射流場的耦合計算。給定邊界條件后，管路的幾何參數亦得到確定。

圖1 射流管路示意圖(單個葉柵)Fig.1 Injection pipe(single cascade)

2.2 計算域和網格

以某在研通用渦輪為研究對象，CFD計算采用NUMECA商用軟件。計算中求解三維定常粘性的雷諾平均N-S方程，數值方法采用時間追趕的有限體積法，空間離散采用中心差分，時間離散應用四階龍格-庫塔法，并采用多重網格技術加速收斂。湍流模型選取Spalart-Allmaras模型。計算網格如圖2所示，網格劃分采用結構化網格。靜子葉型環繞葉片采用O型網格，進口段增加一個H型網格與之相連。對葉片表面網格進行加密，以更好地分辨近壁面的邊界層流動。葉片前緣及尾緣也作了一定的加密處理。轉子葉型環繞葉片同樣采用O型網格，出口段增加一個H型網格與之相連。給定葉尖間隙0.3 mm，間隙處給定17個網格節點，在端壁和葉尖部分適當加密，并對轉子前緣和尾緣的控制點進行適當調整。射流噴管區域內兩端采用邊界層加密方式，原流場周圍的網格也作了適當加密。沿葉高方向網格節點數選為57個。生成的三維網格中靜子網格節點數約為60萬，轉子網格節點數約為54萬。流場壁面y+＜2，符合所用Spalart-Allmaras湍流模型的要求。計算中，葉片表面設為絕熱無滑移壁面，輪轂與機匣給定絕熱壁面，主流通道側壁按周期性邊界條件處理。主流通道進口給定來流總壓、總溫和氣流角，出口按徑向平衡方程給定靜壓。由于渦輪進出口溫度差異較大，計算中根據油氣比計算變比熱來模擬真實燃氣的特性。射流管路入口給定流量和靜溫，氣流速度方向定為與噴管入口垂直。

圖2 三維計算域網格圖Fig.2 Three-dimensional computational mesh

2.3 算例選取

為研究各噴氣參數對渦輪流量的影響規律，選取不同條件下的19個算例進行計算。首先，為探討噴氣位置的影響，選取了導葉前16.9%弦長、導葉中距前緣20.4%弦長、導葉中部距前緣約48.7%弦長以及導葉距前緣89.7%弦長4個不同的噴氣位置，并進行了優化；為研究噴氣角的影響，選取了與主流分別成45°、90°和135°3個不同的噴氣角，并進行了進一步的探討；射流流量分別選取了主流流量的1%～5%共5種不同流量；在亞聲速范圍內計算了5個不同噴氣馬赫數的算例，也對總溫總壓變化情況進行了討論。

3 計算結果與分析

圖3給出了噴氣相對流量為5%、噴氣角為90°時，沿流向不同位置在機匣部位噴氣的主流通道側壁馬赫數云圖，圖中突起處為射流噴管位置。由圖中可見，在導葉前、導葉前緣附近以及尾緣附近噴氣時，整個流場的流線分布均勻，僅管路附近的流線略受影響，故可認為在這三個位置噴氣基本沒有影響到整個流場的流動；而在導葉中部噴氣時，在管路后方造成了一處明顯的低速區，進而使流道的環面積減小，使得管路后部機匣附近的流線明顯靠向輪轂，渦輪導葉入口流量也隨之減小6.15%。圖4(a)、圖4(b)分別給出了原始渦輪和中部噴氣后95%葉高截面導葉通道的馬赫數云圖。從圖中可見，噴氣后在導葉通道內形成的低速區堵塞了流道面積，說明渦輪流量減小的結論可信。為進一步明確噴氣位置的影響，將噴氣管路沿流向后移6.25 mm至較精確的氣動喉道處，并與中部噴氣對比。從圖4(b)、圖4(c)及其局部放大圖圖5可以看出，噴氣管路后移，形成的低速區更靠近氣動喉道，更直接地減小了渦輪的喉道面積。計算結果表明，喉道噴氣使渦輪導葉入口流量減小7.92%。這意味著渦輪流量對噴氣位置的變化非常敏感，其形成的低速區越靠近氣動喉道，對流量的調節效果越明顯。可見，對渦輪喉部位置的精確定位將對流量調節效果起到明顯的改善作用。

圖6給出了噴氣相對流量為5%時不同噴氣角度下的馬赫數云圖。從圖中可見，噴氣后管路附近均出現了部分低速區，而135°噴氣所形成的低速區范圍明顯大于另兩個噴氣角的情況，其流線的偏轉也更為明顯，在結果上表現為喉道面積和渦輪流量都減小得更多。由于喉道處氣體更快膨脹加速，還造成流場內最大馬赫數變大，這意味著逆主流噴氣對渦輪流量的調節效果更好。另外，45°和90°噴氣后的流場內均出現了尺度明顯的分離，這可能對渦輪氣動性能有著更為不利的影響。為進一步探討噴氣角度對流量調節的影響，另選取120°和150°噴氣角作對比。從表1中可以看出，噴氣角為非鈍角時，流量減小量相近；噴氣角增大為鈍角后，流量進一步減小。但在120°～150°范圍內，噴氣角度的變化對流量調節效果的影響已經不大，并未出現一個最佳角度。

圖3 不同噴氣位置下導葉主流通道側壁的馬赫數云圖Fig.3 Mach number distribution of main flow path sidewall of stator at different injection positions

圖4 95%葉高截面葉柵通道馬赫數云圖Fig.4 Mach number distribution of 95%span in cascade path

圖5 導葉中部及喉部噴氣導葉尾緣馬赫數云圖(局部放大)Fig.5 Mach number distribution near stator trailing edge(local zoom-in)

圖7給出了在喉部與主流成135°角噴氣且噴氣相對流量分別為1%～5%時，流量調節能力隨噴氣相對流量的變化。由圖中可知，渦輪流量變化與噴氣流量變化呈線性關系。從導葉入口流量變化來看，當噴氣相對流量為1%時，導葉入口流量減小量為6.21%；當噴氣相對流量為5%時，導葉入口流量減小量可達8.77%。

圖8給出了不同噴氣馬赫數下渦輪流量的變化情況。從圖中看，噴氣馬赫數從0.30逐步上升到0.95的過程中，流量變化基本保持恒定，可見噴氣馬赫數在亞聲速范圍內的變動基本不影響渦輪流量(本文未對超聲速范圍內的變動進行討論)。

表2和表3分別給出了不同噴氣總溫及總壓對渦輪流量的影響。需指出的是，本文出于探討規律的目的，因此并未考慮真實的引氣氣源。由表2可知，提高噴氣總溫對于提高渦輪流量的調節能力有利，且噴氣總溫的提高意味著引入的射流與主流的能量接近，對于減小渦輪的摻混損失也有好處。但渦輪本身已屬高溫部件，因而噴氣總溫不能過高，需在渦輪承受范圍內尋求平衡。表3表明，二次流總壓的增大對流量調節的效果并不明顯，而且渦輪膨脹比的增大還可能帶來更大的效率損失，這對于渦輪氣動性能而言將是得不償失。損失的具體量級則有待進一步的研究。

圖8 不同噴氣馬赫數下的渦輪流量變化Fig.8 Variation of turbine flow capacity at different injection Mach numbers

表2 不同噴氣總溫下渦輪參數變化Table 2 Variation of turbine parameters at different injection total temperatures

4 結論

(1)渦輪流量對噴氣位置非常敏感，渦輪喉部位置為噴氣最佳位置，對渦輪喉部位置精確定位將對流量調節效果起到非常明顯的改善作用。

(2)與主流成鈍角噴氣對渦輪流量的調節能力強于成銳角和直角的情況，但在鈍角范圍內噴氣角度變化對流量的影響已經不大，并未出現一個最佳角度。

(3)噴氣相對流量不大于5%的條件下，噴氣相對流量與渦輪流量變化呈線性關系；渦輪導葉入口流量最多可減小約9%。

(4)噴氣馬赫數在亞聲速范圍內的變化對渦輪流量基本無影響。

(5)增大噴氣總溫有利于渦輪流量的調節，但增大噴氣總壓的效果并不明顯，且增大的渦輪膨脹比可能造成更大的效率損失。

[1]方昌德.變循環發動機[J].燃氣渦輪試驗與研究，2004，17(3)：1—5.

[2]胡松巖.變幾何渦輪及其設計特點[J].航空發動機，1996，3(24)：30—36.

[3]李 峰.變幾何渦輪在戰斗機發動機上的應用[J].國外航空，1978，(8)：13—20.

[4]Potential Improvements in Engine Performance Using a Variable Geometry Turbine[R].USA：American Air Force lab，1976.

[5]Latimer R J.Variable Flow Turbines[R].AGARD CP-205，1977.

[6]Stanley M N，John F K.Two-dimensional Cascade Test of a Jet-flap Turbine Rotor Blade[R].NASA TM-X-2183，1971.

[7]方昌德.流動控制技術在航空渦輪推進系統上的應用[J].燃氣渦輪試驗與研究，2003，16(2)：1—5.

[8]楊 旸.氣動方式調節渦輪流量[D].北京：北京航空航天大學，2009.

[9]付 超.先進渦輪氣動設計技術若干問題研究[D].北京：北京航空航天大學，2010.