高性能低壓渦輪設計與試驗

衛剛，王永明，王松濤，王仲奇，張保文

高性能低壓渦輪設計與試驗

衛剛1，2，王永明3，王松濤2，王仲奇2，張保文1

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.哈爾濱工業大學，黑龍江哈爾濱150001；3.貴州航空發動機研究所，貴州平壩561102)

以某渦扇發動機為平臺，采用正交葉片設計和全三維設計等技術全新設計的低壓渦輪，負荷水平較原型提高10%，且設計過程中強調在整機環境中驗證低壓渦輪的匹配性能。試驗結果表明，新設計的低壓渦輪滿足設計要求，在渦輪負荷水平大幅提高的情況下效率提高0.5%；在發動機整機試驗中與其它部件具有良好的匹配工作性能，順利完成了該整機平臺的地面試車，發動機不加力最大狀態推力增加464 daN，超過原計劃增加200 daN的指標。

渦扇發動機；高性能低壓渦輪；正交葉片設計；全三維設計；試驗

1 引言

相對于高壓渦輪，低壓渦輪通流較高，輪轂比較低，具有典型的三維流動和特殊的結構設計要求。國內外研究者對此在設計方法和關鍵技術上開展了廣泛而深入的研究，但大多數研究關注于高負荷葉柵性能、雷諾數對低壓葉片性能的影響、氣流分離控制等。胡松巖于2007年對大涵道比渦扇發動機多級低壓渦輪的工作狀態、設計特點和關鍵技術進行了分析[1]；Cherry、González等分別對E3低壓渦輪和Trent 900低壓渦輪的設計特點進行了總結[2，3]；唐洪飛等深入研究了彎葉片在大子午擴張低壓渦輪中的應用[4]；Praisner等建立了一套低壓渦輪葉片設計空間，比較了前后加載的影響，并采用非軸對稱端壁方法減少高負荷葉柵端壁損失[5]；Singh等采用計算的方法研究了低雷諾數下低壓渦輪內部三維流動分離情況[6]；Hollon等利用低壓渦輪葉片流場測量結果，主要研究了雷諾數對葉片表面分離泡的影響，特別是圍繞分離區域的流動情況[7]；Xie等采用大渦模擬的方法分析了兩種低壓渦輪葉柵的分離和轉捩[8]；張學鋒等采用試驗方法研究了上游尾跡掃掠對低壓渦輪葉柵的非定常效果，并研究了兩種類型的主動分離控制器——葉面痕跡和氣體噴射，控制分離[9，10]；Bons等在早些時候也研究了類似的主動分離控制器，被其稱為漩渦生成器，來控制分離[11]；Huang等則研究了采用等離子體來控制分離的方法[12]；Mat?sunuma研究了低雷諾數下不帶冠軸流渦輪動葉葉尖間隙對氣動性能的影響[13]。

本文針對低壓渦輪的設計特點，系統開展了低壓渦輪的設計和試驗研究，目的是在渦輪部件和整機兩個層次驗證低壓渦輪的設計技術，同時要求新設計的低壓渦輪可替換某渦扇發動機原有的低壓渦輪，且能與新設計的風扇部件匹配，形成一個新的發動機整機平臺。

為保證換裝低壓渦輪的互換性，實現在發動機整機平臺的驗證目標，氣動設計中，著重考慮與風扇的匹配，高低壓渦輪聯合設計，及優化高低壓渦輪氣動流場的匹配；結構設計中，考慮接口尺寸，保證盤軸接口不導致核心機結構發生變化；傳熱/空氣系統設計中，考慮葉片的冷卻和空氣系統流路的正常工作；強度設計中，要求新設計的葉片強度、振動水平不低于原型指標；同時確保加工葉片質量滿足整機試驗的需要。

2 低壓渦輪改進設計原則及驗證思路

低壓渦輪的設計受風扇功率、高壓渦輪流場和幾何、加力出口流場等多方面約束，同時還要綜合考慮空氣系統、強度、材料、加工工藝等的限制，這大大增加了低壓渦輪部件的設計難度。另外，由于無原型低壓渦輪的設計參數，這就給低壓渦輪的改進設計帶來了較大困難。

為此，結合課題的研究目的和技術難點，制定了低壓渦輪的改進設計技術原則和研究方案：①針對低壓渦輪的特點采用先進的設計技術。②充分吸收原型渦輪的設計特點，掌握其技術狀態。詳細了解發動機整機平臺高、低壓渦輪的技術狀態，成為新低壓渦輪部件設計的首要突破點。③強調低壓渦輪與在發動機整機平臺上的匹配優化。

基于上述考慮，形成的驗證方案(圖1)為：

(1)詳細、系統地開展發動機整機技術摸底，重點完成設計軟件校核。詳細開展發動機整機平臺摸底與驗算，了解高低壓部件間的流動匹配、各級葉片的冷卻空氣流量、原型葉片的設計，并對葉片設計軟件、準三維、全三維流場分析等程序進行校核。

圖1 低壓渦輪改進設計原則及驗證思路Fig.1 The scheme of design technique and test investigation of LPT

(2)完成新低壓渦輪設計。在上述工作的基礎上，對低壓渦輪進行設計，氣動設計以滿足整機匹配要求為目標，利用已驗證的葉片設計軟件、準三維和全三維等分析程序，對該低壓渦輪部件進行設計。

(3)開展系統的試驗研究，驗證低壓渦輪設計技術和設計軟件。通過典型截面葉柵的平面吹風試驗，驗證低壓渦輪葉柵的設計，同時利用獲得的試驗數據校核并完善S1流面計算軟件；通過扇形葉柵試驗，分析低壓渦輪導向器流場結構特征，校核完善自行開發的全三維設計軟件；利用渦輪葉片流量試驗，驗證渦輪葉片冷氣分配規律和設計特點；通過渦輪級性能試驗研究，掌握低壓渦輪的性能特性參數，校核驗證S2流面分析軟件和全三維流場分析軟件；通過變冷氣流量、變冷氣溫度對渦輪氣動性能影響的試驗研究，為帶冷氣摻混的二維/三維設計軟件的校核提供試驗數據支持。

3 原型低壓渦輪試驗分析

利用原型發動機的渦輪部件，新設計了轉接段、測試段，組裝成低壓渦輪試驗件，試驗件如圖2所示。在中國燃氣渦輪研究院的渦輪綜合試驗器[14]上，完成了折合轉速0.70～1.05、膨脹比1.5～2.2的穩態點渦輪性能試驗，驗證了該低壓渦輪性能，為低壓渦輪設計軟件校核提供了完整的試驗數據。圖3示出了進口流量試驗結果和計算結果的比較，可見，在設計點附近，計算結果與試驗結果誤差較小，最大值不超過2.0%，計算結果與試驗結果吻合很好。

通過對原型低壓渦輪的驗算和試驗研究，基本掌握了其設計參數和設計特點。

圖2 原型低壓渦輪試驗件導向器和轉子組件模型Fig.2 The nozzle and rotor models of the original LPT

圖3 S2流面計算結果與試驗結果對比Fig.3 The comparison between the test results and the S2 calculation

4 改型低壓渦輪設計及分析

4.1設計參數

根據發動機設計指標要求以及與風扇的協調結果，低壓渦輪的主要設計指標為：進口流量、總溫與原型相同，功率較原型提高10%，效率不低于原型。

4.2氣動設計

4.2.1 S2流面設計

設計中，強調低壓渦輪的匹配優化設計技術，在空氣系統、結構尺寸、強度水平等諸多設計約束條件下，新設計低壓渦輪的流量、效率和功率等性能指標滿足總體要求。圖4給出了高、低壓渦輪S2流面計算網格及馬赫數分布。

圖4 高、低壓渦輪分析計算網格和子午面馬赫數等值線圖Fig.4 The calculation models and the meridian Mach number contours of HPT and LPT

4.2.2葉片設計

低壓渦輪導向葉片頂部采用正交設計，使葉片頂部橫向壓力梯度得到顯著降低，并有效減少頂部攻角，改善了頂部二次流動，減少了二次流動損失。同時，導向葉片幾何轉折角增加，葉片從根到尖的尾緣位置基本保持在同一積疊線，這些技術措施減小了靜葉出口絕對總壓在頂部的損失。因此，正交設計是減少大子午擴張流道頂部損失的有效手段。

低壓渦輪工作葉片設計過程中，強調與導向葉片的匹配優化設計，使得存在于前緣附近的激波得以消失，有效減少了葉型與激波損失。同時，由于橫向壓力梯度的削弱，使得端壁的二次流損失也減小。使低壓渦輪動葉的進口幾何角沿葉高均勻減小，根部幾何轉折減小，而頂部最大厚度點之后幾何轉折增加，改善了低壓渦輪反力度沿葉高的分布。保證了在提高低壓渦輪功率的同時渦輪效率不變。圖5為低壓渦輪導葉、動葉設計示意圖。

4.2.3冷氣噴射

為實現在某渦扇發動機整機平臺的串裝，在低壓渦輪葉片設計中采用了與原型一致的冷氣噴射技術，但對葉片內部冷卻結構重新進行了優化設計。前后緣冷氣噴射角度垂直于壁面，上下端壁為開縫式冷卻。噴氣方式如圖6所示。

圖5 低壓渦輪導葉、動葉模型Fig.5 The models of the vane and blade of the LPT

圖6 渦輪冷氣噴射方案Fig.6 The cooling air injection scheme of HPT and LPT

4.2.4三維分析

低壓渦輪部件內部流場結構復雜，流動的三維特征突出，全三維流場分析作用愈顯重要。通過全三維流場計算分析，可判定渦輪流動、葉片設計的好壞并決定采取的修改措施。目前，所用的渦輪全三維分析軟件均為帶粘性的、考慮冷氣摻混的多級渦輪分析軟件。對于低壓渦輪全三維分析，主要完成對葉片流道附面層流動情況分析，掌握流動的分離狀況；完成對葉片尾緣流動分析，了解尾跡損失和尾緣激波的強弱；完成對葉柵損失的分析，得到各計算站的總損失及總損失沿流向的變化；分析局部流場結構帶來的損失增加。

設計中采用的全三維計算軟件為TASCflow、Fluent等大型商業軟件，分析使用的網格見圖7。

在低壓導葉設計中，有效減少子午擴張所帶來的上端區損失是首要解決的問題。從極限流線可看出，在子午擴張與徑向流動作用下，上端區二次流影響范圍幾乎達到30%葉高范圍。葉柵設計中加大了上端區附近的葉片弦長，使得截距與弦長比值達到了較為合理的范圍；此外上端區弦長的增加，也使得葉片在上端區呈現出正交設計的特點。上述設計有效削弱了前緣附近因子午擴張帶來的分離(圖8)，明顯減少了上端區的二次流動損失。

低壓動葉消除了前緣激波及由激波造成的壓力場增加，因此根部前緣分離得到了抑制，由此所帶來的二次流動損失增加也得到了控制。此外，由激波所造成的前緣橫向壓力梯度也得到了顯著降低，這對抑制后邊二次流動的發展極其有益，二次流損失將下降(圖9)。

圖7 低壓渦輪全三維計算網格圖及流跡顯示Fig.7 The 3D calculation grids and the streamlines of the LPT

圖8 低壓導葉極限流線示意圖Fig.8 The hub/suction surface(a)and shroud(b)terminal streamlines of the LPT vane

圖9 低壓動葉極限流線示意圖Fig.9 The terminal streamlines of the LPT blade

通過多個全三維分析軟件多角度對比，利用全三維軟件提供的多種模型，采用不同的計算網格，對該低壓渦輪部件設計結果進行驗算分析。從總體性能指標上看，新設計的低壓渦輪導葉和動葉在氣動性能上匹配合理，低壓渦輪級的效率水平、功率滿足總體要求。

4.3葉片熱分析

采用熱分析軟件對低壓渦輪葉片、盤、榫頭、葉冠、伸根進行了溫度場分析。結果表明，新低壓渦輪動葉、導葉各截面的平均溫度均低于材料許用溫度，滿足要求。圖10給出了低壓渦輪導葉、動葉中截面的溫度云圖。

4.4葉片強度、振動分析

根據氣動、熱分析的驗算結果，利用強度軟件，在不同約束方案下，分別計算了各轉速下的葉片振動頻率和強度水平。結果表明：低壓渦輪轉子的低循環疲勞壽命滿足TAC循環指標，渦輪盤輻板屈服轉速儲備系數及轉子周向破裂轉速儲備均滿足設計要求，葉片的振動和強度滿足工程要求。圖11為低壓渦輪動葉振動計算結果示意圖。

5 改型低壓渦輪的試驗驗證

5.1低壓渦輪部件試驗

圖10 低壓渦輪導葉、動葉中截面溫度云圖Fig.10 The mean section temperature contours of the vane and blade of the LPT

圖11 低壓渦輪動葉振動計算結果示意圖Fig.11 Blade vibration calculation result of the LPT

圖12 試驗件示意圖Fig.12 Test specimen

新設計低壓渦輪級性能試驗件(圖12)由測試段、靜子組件、轉子組件和排氣段組成。試驗件在渦輪進口總溫=600 K、進口總壓=0.13 MPa、冷氣流量比KW=4.5%(冷氣壓力≈0.15 MPa)條件下，完成了渦輪總壓膨脹比=1.5～2.2、渦輪折合轉速nˉ=0.7～1.05時的渦輪總性能試驗。圖13為試驗結果的特性曲線。試驗結果表明，該低壓渦輪性能全面達到設計指標，滿足發動機總體的設計要求。

圖13 渦輪主氣效率變化曲線(=f(nˉ,))Fig.13 Efficiency characteristic of the LPT(=f(nˉ,))

5.2低壓渦輪串裝試驗

在完成低壓渦輪部件試驗驗證后，成功完成了低壓渦輪在渦扇發動機整機平臺的串裝試驗，低壓渦輪在發動機中匹配良好，發動機整機工作正常，在發動機整機平臺實現了驗證低壓渦輪設計技術的目標。試驗還表明，串裝低壓渦輪部件的發動機的中間狀態推力增加464 daN，耗油率略有下降。

6 結論

(1)在部件和整機平臺上分別驗證了低壓渦輪設計技術。在部件層次驗證了突破的關鍵技術，在整機平臺驗證了部件的匹配、協調性，表明新設計的低壓渦輪從部件到整機均滿足設計要求。

(2)針對低壓渦輪的特點，系統、完整地使用全三維軟件探索低壓渦輪設計技術，發展了低壓渦輪空間三維葉片造型技術，將正交葉片設計特點引入低壓渦輪設計體系，使得截距與弦長的比值達到了較為合理的范圍，在上端區呈現出正交設計的特點，明顯減少了低壓導葉上端區的二次流動損失。從葉柵槽道的流動情況和試驗結果看，該技術在低壓渦輪設計中的應用取得了成功。

(3)新低壓渦輪部件和整機串裝試驗的成功，體現了低壓渦輪設計技術特別是工程化設計方面的技術進步，表明經過驗證的渦輪設計體系能夠滿足現代渦輪部件設計的需要。

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Design and Experiment of a High Performance Low-Pressure Turbine

WEI Gang1，2，WANG Yong-ming3，WANG Song-tao2，WANG Zhong-qi2，ZHANG Bao-wen1
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China；3.Guizhou Aero-Engine Institute，Pingba 561102，China)

The design and experiment of a low-pressure turbine(LPT)is presented,which used orthogonal blade design and 3D design technique etc.Its loading level is 10 percent higher than the original LPT.The matching performance of the new LPT should be validated in the engine environment which was emphasized in the design process.The test results show that the design is successful and the efficiency of the newly de?signed LPT is 0.5 percent higher than the original one though its loading level is much higher.In the engine test the newly designed LPT well matched the other components of the engine and the ground test was ac?complished successfully.The data show that the maximum dry engine thrust increases 464 daN,exceeds the expected goal by 200 daN.

turbofan engine；high performance low-pressure turbine；orthogonal blade design；3D design；experiment

V235.13

A

1672-2620(2013)02-0006-06

2012-08-07；

2013-03-31

衛剛(1970-)，男，四川三臺人，研究員，博士研究生，主要從事渦輪氣動設計和試驗研究。