低壓渦輪導向葉片平面葉柵試驗及數值模擬

劉建明，王東，馬永峰

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

低壓渦輪導向葉片平面葉柵試驗及數值模擬

劉建明，王東，馬永峰

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

劉建明(1984)，男，工程師，主要從事平面葉柵、扇形葉柵、渦輪級性能試驗及數值模擬研究工作。

基于低壓渦輪導向葉片平面葉柵設計性能的研究，進行了平面葉柵試驗，并采用商用CFD軟件NUMECA建立了平面葉柵3維計算模型，得到了各性能參數隨出口等熵馬赫數的變化曲線、葉片表面等熵馬赫數分布曲線、以及S1流面等熵馬赫數分布。計算與試驗結果表明：數值模擬結果與試驗結果吻合較好；本葉柵具有后加載特性，亞聲速段的損失較?。辉谠O計工況時流動狀態較好，流道中沒有出現超聲速區和激波現象。

平面葉柵；渦輪；導向葉片；試驗；數值模擬

0 引言

平面葉柵吹風試驗是獲得葉柵速度及攻角特性的常規試驗手段。通過試驗可以方便、經濟、快速，并詳盡地研究平面葉柵中的基本流動現象，如葉片表面馬赫數分布，激波的強度、形狀、位置，激波與附面層的相互作用等[1]。隨著計算機技術和數值模擬技術的發展，數值模擬越來越多地應用于葉片機內流場研究。試驗和數值模擬相輔相成，試驗研究可以對數值分析程序尚不能準確處理的問題提供詳實的原始數據積累[2]，而數值模擬則可以得到試驗過程中很難捕捉的試驗現象，并指導試驗。試驗和數值模擬技術相結合廣泛地應用于葉柵研究[3-8]。葉柵數值模擬常用的軟件有NUMECA、FLUENT、CFX和MISES[9]等。

本文為驗證本葉柵的設計性能，并為進行大子午擴張角導向葉片的設計積累設計經驗，進行平面葉柵試驗分析和研究。

1 試驗設備及試驗件

試驗在近聲速平面葉柵風洞試驗器上進行。壓縮空氣通過進氣閥流經進氣段、擴散段、穩流段、收斂段，最后進入試驗段。

試驗件葉柵及葉型參數見表1。

表1 葉柵及葉型參數

表中：t為柵距；b為弦長；β1k為進口構造角；β2k為出口構造角；i為設計攻角。

出口等熵馬赫數Ma2ad設計值為0.676。在攻角范圍內(-30°～＋10°，間隔為5°，包括設計攻角)進行該平面葉柵變Ma2ad(其范圍為0.4～1.1)的試驗。

2 計算建模

采用NUMECA軟件進行建模計算，選用Spalart-Allmaras一方程湍流模型求解雷諾平均N-S方程的雷諾應力。計算邊界條件包括進口邊界、出口邊界、周期性邊界和固壁邊界。進口邊界給定總壓、總溫、湍流黏性和氣流方向，出口給定平均壁面靜壓，壁面條件為無滑移和絕熱。計算模型如圖1所示。

圖1 計算模型

3 結果及分析

3.1 總壓恢復系數

圖2 σ-Ma2ad曲線

3.2 能量損失系數

渦輪平面葉柵的能量損失系數ζ為

式中：p2為平面葉柵出口壁面靜壓；k=1.4。

ζ隨Ma2ad變化曲線如圖3所示。由圖可見，隨著Ma2ad的增加，ζ的變化趨勢為先減小后增大。在Ma2ad＜0.8范圍內，隨著馬赫數的增加，葉片表面附面層逐漸變薄導致附面層所帶來的能量損失越來越??；當0.8＜Ma2ad時，葉片尾緣附近有激波生成，使得能量損失增加。

圖3 ζ-Ma2ad曲線

3.3 負荷系數

渦輪導向葉片的負荷系數反映氣流膨脹、轉折能力的大小。在平面葉柵試驗中，此參數表示變工況時葉柵負荷變化的特性。負荷系數Cu表示為

式中：λ1、λ2分別為進、出口速度系數；β1、β2分別為進、出口氣流角。

通過Cu－Ma2ad曲線可以看出，計算值與試驗值比較接近，如圖4所示，Cu隨Ma2ad的增大而增大。隨著Ma2ad的增大，氣流在斜切口膨脹，當相鄰葉片尾緣發出的最后1道膨脹波打到尾緣時，其反壓再降低也不能改變葉片上的壓力，因而葉片壓力不再增加，此時就達到了極限負荷。從圖4中可見，在試驗范圍內（Ma2ad≤1.1），不能得到極限負荷。

圖4 Cu-Ma2ad曲線

3.4 阻塞馬赫數

當葉柵流道進入阻塞狀態后，其柵前來流進口馬赫數Ma1也不再增加，并達到最大值，此時Ma1稱為柵前阻塞馬赫數。在設計攻角下，Ma1隨Ma2ad的變化曲線如圖5所示。通過曲線外插值得到設計攻角下阻塞馬赫數試驗值為0.3406，計算值為0.3124，2者比較接近。

3.5 臨界馬赫數

圖5 Ma2ad曲線

臨界馬赫數Macr是指葉片葉背表面氣流等熵速度達到聲速時所對應的出口等熵馬赫數。在所試攻角下，根據試驗測量得到各個出口等熵馬赫數下葉背表面等熵馬赫數分布，找出最大的馬赫數，從而得到最大馬赫數（Mamax）隨出口等熵馬赫數的變化曲線，再通過插值得到當Mamax=1.0時的Ma2ad值。Mamax隨Ma2ad變化曲線如圖6所示。由圖可見，葉柵在設計攻角時，Macr的試驗值為0.805，計算值為0.775。在設計攻角時，Macr與設計等熵馬赫數之間存在較大裕度。

圖6 Mamax-Ma2ad曲線

3.6 出口氣流角

出口氣流角β2對渦輪速度三角形、攻角設計、流量確定具有重要意義。β2隨Ma2ad的變化趨勢如圖7所示，由圖可見，β2先隨Ma2ad的增大而減小，且趨勢較緩；當Ma2ad達到一定值時，隨Ma2ad的增大而增大，且趨勢較快，原因是超臨界以后，葉柵流道內有激波產生，氣流穿過激波發生了轉折，氣流角出現較明顯的變化。

圖7 β2-Ma2ad曲線

3.7 葉片表面等熵馬赫數

在設計攻角下，Ma2ad=0.676、Ma2ad=0.8、Ma2ad=0.9、Ma2ad=1.0時葉片表面等熵馬赫數Mas分布曲線（p表示葉盆，b表示葉背），分別如圖8～11所示，由圖可見，隨著馬赫數的增大，速度峰值位置向后移動，但變化不大。葉背速度峰值位置靠近尾緣，大約在0.8～0.9倍軸向長度的位置，表明為后加載。由于葉片吸力面后段采用了較大的曲率，即較大的尾緣彎折角δ（可達15～30°），使得峰值馬赫數隨Ma2ad的增加而增加，而其峰值位置靠后，且變化不大，從而保證了亞聲速段有較低的損失[10]。尾緣彎折角如圖12所示，其定義為喉寬葉背端點(切點)處的切線和尾緣小圓與葉背曲線的切點處的切線間夾角，本葉柵的尾緣彎折角δ=20°。

圖8 Ma2ad=0.676時Mas分布曲線

圖10 Ma2ad=0.9時Mas分布曲線

圖11 Ma2ad=1.0時Mas分布曲線

3.8 S1流面等熵馬赫數

在Ma2ad=0.676、Ma2ad=0.9、Ma2ad=1.0時，S1流面等熵馬赫數分布如圖13～15所示，左圖為試驗值，右圖為計算值。試驗結果用流道端壁等熵馬赫數近似代替，計算結果為葉高50%處的流道值）。從圖中可見，計算結果與試驗結果的一致性較好。從圖13中可知，在設計工況下，流道處于亞臨界流動狀態，動狀態較好，沒有出現超聲速區和激波現象。從圖14、15中可見，當Ma2ad=0.9時，葉背表面存在超聲速區；當Ma2ad=1.0時，超聲速鼓包較大，說明生成的激波較強，激波與附面層干擾作用的損失明顯增加。從圖13～15中還可見，柵前氣流進口速度較低，流道內葉背的大部分區域是降壓增速運動，沿葉背速度變化相對平穩。

圖12 尾緣彎折角

圖13 Ma2ad=0.676時S1流面等熵馬赫數

圖14 Ma2ad=0.9時S1流面等熵馬赫數

圖15 Ma2ad=1.0時S1流面等熵馬赫數

4 結論

（1）設計性能表明，總壓恢復系數、能量損失系數、負荷系數、阻塞馬赫數、臨界馬赫數、出口氣流角隨Ma2ad變化趨勢的計算與試驗結果吻合較好。

（2）葉柵為亞聲速后加載葉柵，吸力面后段采用了較大的尾緣彎折角，使得峰值馬赫數隨Ma2ad的增加而增加，而峰值位置靠后且位置變化不大，從而保證葉柵亞聲速段有較低的損失。

（3）葉柵在設計工況下整個流道處于亞臨界流動狀態，且沒有出現超聲速區和激波現象。

（4）計算結果與試驗結果比較吻合，表明數值模擬在預測和驗證葉柵的性能以及指導試驗和節省試驗經費等方面具有重要作用。

[1]姜正禮,凌代軍,王暉.高壓渦輪導向器扇形葉柵試驗研究[J].燃氣渦輪試驗與研究,2006,19（1）：17-20,53.

[2]龔建波,俞鑌,朱俊強，等.超音速渦輪葉柵氣動性能實驗及分析[J].工程熱物理學報,2006,27（增刊1）：125-128.

[3]曾軍,卿雄杰.渦輪葉柵流動和傳熱耦合計算[J].航空動力學報,2009,24（6）：1204-1210.

[4]向宏輝,任銘林,馬宏偉，等.葉型探針對壓氣機葉柵氣動性能影響的試驗與數值研究[J].燃氣渦輪試驗與研究, 2010,23（4）：10-16.

[5]喬渭陽,王占學,伊進寶.低雷諾數渦輪葉柵損失的實驗與數值模擬[J].推進技術,2004,25（5）：426-429.

[6]伊進寶,喬渭陽.低雷諾數下渦輪葉柵流動分離實驗與數值模擬[J].推進技術,2008,29（2）：208-213.

[7]趙長宇.先進壓氣機葉柵流場實驗與計算分析[D].沈陽：沈陽航空航天大學,2010.

[8]曾軍,喬渭陽,孫大偉，等.帶尾緣劈縫冷氣噴射的渦輪葉柵性能實驗及計算[J].推進技術,2008,29（6）：710-715.

[9]葛正威,葛治美,朱俊強，等.吸附式跨聲速壓氣機葉柵流場數值模擬[J].航空動力學報,2007,22（8）：1365-1370.

[10]《航空發動機設計手冊》總編委會.航空發動機設計手冊：第10冊：渦輪[M].北京：航空工業出版社,2001：65-75.

Experimentand Numerical Simulation of Low Pressure Turbine Guide Vane Planar Cascade

LIU Jian-m ing,W ANG Dong,MA Yong-feng
（AVICShenyangEngineDesignandResearch Institute,Shenyang110015,China）

The planar cascade experiment was executed based on the design performance investigation of low pressure turbine guide vane planar cascade.The threedimensional calcultationmodel of the planar cascadewas builtby the commercial CFD software NUMECA.The variational curves of each performance parameterwith the outlet isentropic Mach number,the isentropic Mach number distribution curves of the vane surface and the distribution nephograms of the isentropic Mach number of S1 flow surface were obtained.The calcultation and experiment results show that the simulation results accord wellwith the experimental results.The cascade has the aft-loaded characteristic.The loss in the subsonic section is low.The flow state iswell,and no supersonic section and shock wave exist in the flow channelunder design condition.

planar cascade;turbine;guide vane;experiment;numerical simulation

2012-09-21