幾何結構對葉片供氣通道氣體流動和壓力損失影響的數值研究

蘇云亮，朱曉華，婁德倉

幾何結構對葉片供氣通道氣體流動和壓力損失影響的數值研究

蘇云亮，朱曉華，婁德倉

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

采用數值方法對某發動機預旋系統展開三維模擬，研究了葉片供氣通道轉角處不同幾何結構對供氣通道氣體流動和壓力損失的影響。結果表明：預旋系統腔內葉片供氣通道轉角處結構對壓力損失的影響非常大。其中轉角處結構為倒圓時壓力損失最小，倒角時壓力損失次之，直角時壓力損失最大。可見改善供氣通道結構可增大有效流通面積，使氣流更容易流過葉片供氣通道。

航空發動機；渦輪；葉片供氣通道；壓力損失；流量系數；數值模擬；預旋降溫

1 引言

預旋降溫是一種非常重要的冷卻技術。由預旋噴嘴噴射出的冷卻空氣，形成了較大的周向分量，有效降低了相對于葉片的氣流溫度，經葉片冷卻通道徑直進入轉子葉片，起到提高冷卻效果的作用。

國外在該領域進行了大量研究。Meierhofer等[1]研究了預旋渦輪盤腔，包括預旋孔高度、預旋孔截面積和數目、預旋孔出口間距等因素的影響，并通過試驗手段證實了使用預旋系統可有效降低相對總溫。El-Oun等[2]通過理論和試驗的方法研究了直接式預旋系統，發現相對總溫受旋轉比的影響較大。Popp等[3]使用CFD軟件數值模擬帶蓋板預旋系統并與實驗數據進行對比，研究了預旋孔與接收孔面積比、腔體寬度、接收孔長度和直徑比等幾何參數對預旋系統溫降的影響，發現接收孔與預旋孔面積比是影響預旋系統溫降最重要的幾何參數。

國內也開展了預旋系統方面的研究，包括理論分析、試驗測量和數值模擬。馮青等[4]對預旋系統進行了理論研究；白洛林等[5]通過試驗和數值模擬，研究了帶有微型渦輪的旋轉盤腔內部的流動和換熱；朱曉華等[6]對帶蓋板預旋系統進行數值模擬，研究了不同氣動參數對系統溫降和壓力損失的影響。

工程應用中，預旋系統盤腔內的流動非常復雜，壓力損失計算的準確性非常重要。若計算值偏大，會造成不必要的冷氣消耗；而計算值偏小，則進入葉片腔內的氣流壓力減小，會導致葉片前緣得不到氣膜冷卻氣流保護而遭受主流高溫燃氣的侵蝕，進而被燒蝕、損傷。

從國內外研究情況看，影響預旋系統的幾何參數主要是：接收孔與預旋孔面積比、腔體寬度、預旋孔徑向位置、預旋孔和接收孔數目、接收孔長徑比等。與其它論文幾何模型經過簡化相比，本文使用的幾何模型未經簡化處理，為某型發動機真實結構。下面主要通過改變葉片供氣通道幾何結構，來研究其對供氣通道內氣體流動和壓力損失特性的影響。

2 計算模型與計算方法

2.1計算模型

本文研究的預旋進氣系統選取自一型發動機，為了數值模擬預旋系統的準確性，幾何結構未作簡化，如圖1所示。計算域包括進氣腔、預旋孔、旋轉腔和出口(葉片供氣進口)，在旋轉腔中還有上下兩個篦齒封嚴。根據盤腔流動的周期性，取渦輪盤腔1/59建立三維模型，計算流體域包括靜止域和旋轉域。整個計算域網格采用六面體劃分，網格數約為420萬，網格劃分如圖2所示。

2.2計算方法

采用商業軟件Fluent進行數值模擬。方程離散采用二階迎風格式，速度與壓力耦合采用COUPLE算法，考慮空氣的可壓縮性和物性隨溫度的變化。湍流模型選取SSTk-ω模型，近壁面采用標準壁面函數。

2.3邊界條件

計算過程采用的邊界條件為：進、出口分別給定壓力進出口條件，上、下篦齒封嚴為流量出口條件，流量由一維空氣系統計算給定，靜子壁面為無滑移壁面和絕熱條件，轉子壁面和轉動域采用相對靜止參考系。周期面給定周期邊界條件。

3 計算結果及分析

3.1預旋系統內基本流動特征

圖1 旋轉盤腔模型Fig.1 The model of pre-swirl rotor-stator cavity

圖2 預旋系統計算模型網格劃分Fig.2 The computational grids of the pre-swirl system

圖3 預旋盤腔中的靜壓云圖Fig.3 Static pressure contours in the pre-swirl rotor-stator cavity

圖3 為轉角處結構是直角的預旋系統靜壓分布圖。由圖中可看出，預旋系統盤腔的壓降除了主要發生在預旋孔和上下封嚴篦齒內以外，葉片供氣通道的壓降也較明顯。圖4為預旋系統內基本流場結構圖。由圖中可看出，預旋孔噴射的氣流，部分撞擊渦輪盤后進入葉片供氣通道，部分直接從蓋板下端進入葉片供氣通道；其它兩股氣流一部分從盤腔上封嚴篦齒流入主流通道對燃氣進行封嚴，一部分從下封嚴篦齒流出。氣流流經葉片供氣通道時發生分離，轉角處附近產生一低壓區，氣流在此形成旋渦，造成壓力損失。

圖4 預旋盤腔中的速度矢量圖Fig.4 Velocity vector contours in the pre-swirl rotor-stator cavity

3.2葉片供氣通道

本文研究了三種不同幾何結構的預旋系統葉片供氣通道，其結構簡圖如圖5所示。

圖5 不同結構葉片供氣通道Fig.5 Structures of three kinds of the blade air supply passage

下面通過改變進出口壓比Pin/Pout，比較葉片供氣通道不同幾何結構對應的系統流量系數Cd大小，來研究壓比、通道幾何結構對系統壓降和阻力特性的影響。Cd的定義為[7]：

式中：mid為理想流量，A為孔面積，P為孔出口靜壓，P*、T*分別為孔進口總壓和總溫，R、k分別為氣體常數和絕熱指數。

圖6給出了不同幾何結構葉片流量系數隨進出口壓比(Pin/Pout)的變化曲線。可見，Cd隨著壓比的增大而減小，不同幾何結構的Cd的變化趨勢基本相同，轉角為直角結構的Cd由0.703減小到0.631；轉角為倒角結構的Cd由0.710減小到0.641。轉角為倒圓結構的Cd由0.715減小到0.647。這是因為隨著進出口壓比的增大，氣動損失占主導作用，導致Cd隨進出口壓比的增大而降低。當保持Pin/Pout相同時，轉角為倒圓時的Cd最大，轉角是倒角的次之，轉角為直角時的最小。原因為葉片供氣通道轉角從直角改為倒圓，通道有效流通面積增大，氣流馬赫數增大，可壓縮性增強，氣流更容易流過葉片供氣通道，使得Cd增大。

圖6流量系數隨進出口壓比的變化Fig.6 Changes ofCdwithPin/Poutfor different geometric structures

圖7 為三種不同結構的預旋系統葉片通道截面去掉周向速度后的速度矢量圖。從圖中可看出，由于轉角為直角結構的葉片通道截面面積最小，氣流互相擠壓，導致氣流速度增大，在流過轉角處形成較大的旋渦；而轉角處是倒角結構的葉片通道截面面積稍大，氣流流過轉角處形成的旋渦變小；當轉角處改為倒圓結構時，氣流流過轉角處形成的旋渦最小。

圖8為三種不同結構的預旋系統葉片通道靜壓分布云圖。從圖中可看出，氣流在進入葉片通道時會形成一個低壓區，通道轉角處結構不同時，低壓區的面積大小也在發生改變。從圖中還可以看出，轉角處為倒圓的葉片通道的低壓區最小，轉角處為直角的葉片通道的低壓區最大。這說明葉片通道采用不同的幾何結構對預旋系統壓損的影響較大，其中轉角改為倒圓可減小壓力損失。

4 結論

(1)預旋系統腔內葉片供氣通道結構對壓力損失的影響非常大。通道轉角處為倒圓結構時壓力損失最小，倒角結構時壓力損失次之，直角結構時壓力損失最大。

圖7 不同結構葉片供氣通道的速度矢量圖Fig.7 Velocity vector contours of the blade air supply passage with different structures

圖8 不同結構葉片供氣通道的靜壓云圖Fig.8 Static pressure contours of the blade air supply passage with different structures

(2)相比通道轉角為倒圓、倒角結構，直角結構會造成流阻增大，但為保證進入葉片流量，需提高接受孔前壓力，從而導致預旋系統進出口壓比減小，預旋降溫效果變差。所以通過優化通道轉角結構可以起到提高降溫效果的作用。

[1]Meierhofer B，Franklin C J.An Investigation of a Pre?swirled Cooling Airflow to a Turbine Disc by Measuring the Air Temperature in the Rotating Channels[R].ASME 1981-GT-132，1981.

[2]El-Oun Z B，Owen J M.Pre-swirl Blade-Cooling Effec? tiveness in an Adiabatic Rotor-Stator System[J].Journal of Turbomachinery，1989，111：522—529.

[3]Popp O，Zimmermann H，Kutz J.CFD Analysis of Cov?er-Plate Receiver Flow[J].Journal of Turbomachinery，1998，120：43—49.

[4]馮青，周彬，劉松齡.轉-靜盤腔內層流流動的相似分析及其N-S方程數值解[J].航空動力學報，1994，9 (4)：366—370.

[5]白洛林，鄭光華，馮青，等.帶有微型渦輪的旋轉盤腔局部換熱特性[J].推進技術，2005，26(3)：223—228.

[6]朱曉華，劉高文，劉松齡，等.帶蓋板的預旋系統溫降和壓力損失數值研究[J].航空動力學報，2010，25(11)：2498—2506.

[7]Jarzombek K，Dohmen H J，Benra F K，et al.Flow Analy?sis in Gas Turbine Pre-Swirl Cooling Air Systems-Varia?tion of Geometric Parameters[R].ASME GT2006-90445，2006.

Numerical Investigation of Effect of Various Geometric Parameters of the Blade Air Supply Passage on the Flow and Pressure Loss

SU Yun-liang，ZHU Xiao-hua，LOU De-cang
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

In order to study the effects of various geometric parameters of the air supply passage on the flow and pressure loss in the passage,three-dimensional numerical simulations were carried out by varying geo?metric parameters on corners of the air supply passage to investigate the pre-swirl system of an engine.Re?sults show that geometric parameters of the blade air supply passage significantly affect pressure loss within the cavity.By increasing effective flow area of the air supply passage,air flows more easily through the pas?sage.Among three kinds of structures of air supply passage corners,round corner has least effect on pres?sure loss,square corner has greatest effect on pressure loss,and the effect of chamfer corner lies between them.

aero-engine；turbine；blade air supply passage；pressure loss；discharge coefficient；numerical simulation；pre-swirled cooling

V231.3

A

1672-2620(2013)02-0050-04

2012-05-22；

2013-01-30

蘇云亮(1974-)，男，遼寧朝陽人，高級工程師，碩士，主要從事航空發動機高溫部件傳熱與冷卻技術研究。