大涵道比發動機多級低壓渦輪氣動設計

陳 云，王 雷，王 剛

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

大涵道比發動機多級低壓渦輪氣動設計

陳 云，王 雷，王 剛

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

基于大涵道比航空發動機多級低壓渦輪設計研究，分析了大涵道比發動機多級低壓渦輪氣動設計特點和主要設計參數的設計選取原則以及發展趨勢，研究了過渡流道設計參數的選取標準、過渡流道優化設計方法以及對多級低壓渦輪子午流道設計與功率分配方法，綜合分析了多級低壓渦輪功率分配需要考慮的各項因素，并探討了高升力渦輪葉型設計方法。研究表明：過渡流道方案設計可以采用長高比及當量擴張角作為初步選取標準；多級低壓渦輪功率分配要綜合考慮不同工況性能及氣動設計參數；完成設計的大轉折角后加載葉型能夠有效地控制渦輪葉柵內的流動損失。

大涵道比；低壓渦輪；氣動設計；高負荷；過渡流道；航空發動機

0 引言

隨著發動機涵道比的提高，作為關鍵部件的多級低壓渦輪對整機性能指標的影響愈加明顯。國外研究表明，在11 km高空巡航時，低壓渦輪部件效率增加1%可導致耗油率下降0.9%[1]。同時，發動機受風扇結構強度及噪聲水平限制，低壓渦輪轉速相對較低（不包括采用齒輪驅動風扇結構形式），為了提供足夠的功率需要采用級數較多（4～7級）、外徑較大（≥500 mm）的低壓渦輪，這將導致低壓渦輪質量增加，通常大涵道比發動機低壓渦輪占整個發動機質量的20%及以上[1]。在其設計中，應用3維定常及非定常精細數值模擬技術，使低壓渦輪效率達到了較高的水平（0.91以上）。當前，國外在進行關鍵技術的研究中，除了將高效率作為低壓渦輪的設計目標外，還兼顧低成本、輕質量設計，在氣動設計中，通過采取有效的設計方法，減少渦輪級數與葉片數，降低渦輪的加工和維護成本，以提高發動機的市場競爭力[1]。

本文以大涵道比發動機多級低壓渦輪為研究對象，對高效過渡流道設計、高負荷渦輪功率分配、高升力渦輪葉型設計等關鍵技術進行研究，分析了大涵道比發動機多級低壓渦輪的設計特點及主要設計參數的選取原則，為大涵道比發動機多級低壓渦輪方案設計提供參考。

1 低壓渦輪設計特點

目前，國外低壓渦輪技術主要圍繞高負荷渦輪設計、高升力葉型設計以及非定常設計在控制渦輪損失中的應用等中進行。大涵道比發動機多級低壓渦輪負荷發展趨勢如圖1所示，高升力渦輪葉型的設計特點如圖2所示[2]。

圖2 高升力葉型表面速度分布特點

在發動機設計中，受風扇強度與降噪設計的限制，發動機低壓軸轉速較低，低壓渦輪為滿足功率及效率要求，采用抬高流道的形式提高切線速度來達到設計要求，所以在高、低壓渦輪之間高效過渡流道的設計也是1項關鍵技術。

2 多級低壓渦輪設計

2.1 設計原則

大涵道比發動機多級低壓渦輪主要設計原則有以下幾點：

（1）大涵道比發動機工作在亞聲速狀態，采用較低的噴流速度有利于提高發動機的推進效率，所以，在低壓渦輪出口面積選擇上要考慮飛機工作狀態及發動機末級低壓渦輪強度限制，在滿足總體對低壓渦輪最大外徑限制及保證低壓渦輪末級工作葉片強度指標的前提下，盡量選取較大的環形面積。通常，在初始方案設計中將末級動葉徑高比（中截面直徑/葉高）作為強度限制條件之一，在大涵道比發動機多級低壓渦輪中該值一般不小于5[4]。

（2）渦輪輪轂比的大小對渦輪葉片工作過程中的二次流強度及葉片伸長量變化有一定影響，為了減小二次流損失的影響，需保證渦輪葉片輪轂比小于0.5，但是考慮到輪轂比較大使葉片間隙損失增加，所以要求輪轂比小于0.85[4]。

（3）大涵道比發動機多級低壓渦輪為了降低軸向長度，通常采用大展弦比葉片設計，但是太大的展弦比勢必會影響渦輪葉片強度，在方案中，低壓渦輪展弦比選取在6以內[4]。

（4）在進行渦輪設計時，需要對各級低壓渦輪的載荷系數（ΔH/u2）進行優化選取，保證渦輪具有較高效率，常規低壓渦輪級載荷系數保持在2.0左右，對于較高負荷的渦輪盡量保證級載荷系數小于3.0。另外，渦輪載荷系數的選取要綜合考慮與流量系數(Va/u)之間的關系，保證低壓渦輪落在高效率區。

2.2 過渡流道設計

高低壓渦輪過渡流道的選取決定著發動機的軸向尺寸及過渡流道內的流動損失，最終影響到整個渦輪的效率水平。在過渡流道設計中，以過渡流道長高比（X/Y）及過渡流道當量擴張角（θ）作為初步選取標準。其中過渡流道當量擴張角定義為：將過渡流道環形通道的進、出口面積分別等效成圓臺的2個圓面積，圓臺的軸線長度與過渡流道的軸向長度保持一致，這時圓臺腰線與軸線形成的夾角即為過渡流道當量擴張角，如圖3所示。

在進行過渡流道選取前，對國外大涵道比發動機設計方案進行研究，估算了GP7200和GE90等2個發動機過渡流道幾何參數，其長高比分別為1.628和1.419，當量擴張角分別為11°和9.5°，過渡流道如圖4所示。

與GP7200發動機相比，GE90發動機的過渡流道斜率大，氣流轉折角大，設計風險高，在方案設計中初步按照GP7200發動機的設計方案進行參數選取。在過渡流道的設計中，當量擴張角是1個關鍵的幾何參數，太大的當量擴張角不利于高效過渡流道的設計，通常在設計中，當量擴張角在9°左右。在進行當量擴張角選取時，還要考慮低壓渦輪進口（既過渡流道出口）Ma的大小。

圖3 過渡流道選取標準

圖4 GP7200發動機與GE90發動機過渡流道

由于過渡流道尺寸長、整流支板數少、氣流轉折角大，氣流在過渡流道內的流態完全由上下端壁型線控制，所以上下端壁型線的設計是過渡流道設計的關鍵。在過渡流道的設計中,將過渡流道用中弧線加厚度分布的數學模型進行表示。利用Matlab遺傳算法庫結合3維數值計算軟件進行帶整流支板的過渡流道優化設計。通過優化設計獲得了總壓損失最小的過渡流道內外端壁型線。過渡流道優化記錄及設計結果如圖5所示。

2.3 子午流道設計

圖5 過渡流道優化記錄及設計結果

在低壓渦輪子午流道的設計中，還需要根據具體方案設計對子午流道擴張角及轉靜子軸向距離進行選取。為了降低葉柵通道內二次流動損失，子午流道擴張角選取不大于25°（GE/E3低壓渦輪設計經驗）[3]；根據結構設計要求，通常轉靜子軸向距離不小于靜子葉片軸向弦長的25%。

在滿足以上條件下，進行子午流道的設計，盡量縮短低壓渦輪軸向尺寸。在初步確定低壓渦輪子午流道的基礎上，進行S2流面迭代計算，通過調節各排葉片出口氣流角及子午流道型線，調整低壓渦輪流量及各級功率分配，經過多輪迭代，最終獲得滿足設計要求的子午流道方案。

2.4 功率分配

在低壓渦輪設計中，要根據渦輪各級做功特點進行功率分配，綜合考慮損失水平、載荷系數、流量系數、膨脹比、葉柵出口Ma、氣流轉折角等因素。

由于大涵道比發動機多級低壓渦輪具有級數多、效率高、負荷大的特點，隨著低壓渦輪負荷水平的提高，渦輪載荷系數逐步提高，在此情況下，合理分配各級渦輪負荷水平對提高渦輪設計效率非常關鍵。

在多級低壓渦輪設計中，第1級低壓渦輪葉片短，端壁擴張角大，切線速度較小，所以第1級低壓渦輪內的流動損失較大，在功率分配時要適當降低第1級低壓渦輪的功率比例。低壓渦輪末級由于要保證低壓渦輪出口氣流軸向，同時，低壓渦輪末級功率受發動機工作狀態的影響大，在高空飛行時低雷諾數效應引起的損失也相對較大，所以，末級低壓渦輪分配的功率也不宜過高。

以5級低壓渦輪設計為例，中間3級低壓渦輪功率所占的比重較大。在對該3級低壓渦輪進行功率分配時，要考慮渦輪導動葉出口Ma、氣流轉折角以及對“再生熱”的利用等各種因素。第2級低壓渦輪進口總溫高，提高該級渦輪的負荷，能適當降低后2級渦輪的膨脹比，有利于葉型設計，同時可以有效利用“再生熱”，利于提高效率。第3、4級低壓渦輪設計比較相似，都屬于高膨脹比、低通流、大轉折角葉型設計，在功率分配上要考慮葉柵出口Ma水平及葉柵內氣流轉折角的大小，在設計中，如果葉柵出口氣流Ma水平太高（超過0.75），或者氣流轉折角太大，甚至超過了120°，此時就需要重新調整各級渦輪功率分配。

通過多輪迭代選定的低壓渦輪各級負荷分布如圖6所示。從圖中可見，第2～4級低壓渦輪都選擇在最佳工作線附近，充分發揮了渦輪潛力，獲得了最佳的負荷與效率的平衡，總體看，5級低壓渦輪功率分配合理。

圖6 低壓渦輪級參數及負荷分配

2.5 葉型設計

通過提高單個渦輪葉片負荷水平以減少葉片數的方法，減輕渦輪質量，降低制造成本。在渦輪葉型設計中，通常采用升力系數（Zweifel數）表征低壓渦輪葉片的設計負荷水平；在常規的多級低壓渦輪設計中，為了減少葉柵內流動損失，渦輪葉型的升力系數小于0.9。

在大涵道比發動機多級低壓渦輪設計中，將升力系數超過1的渦輪葉型定義為高升力渦輪葉型，典型的代表有T104、T106葉型及PAK-B葉型，其升力系數為1.04～1.08。

多級低壓渦輪葉型升力系數的選取還必須考慮各級渦輪的工作特點。由于第1級低壓渦輪導葉進口流場不均勻，同時端壁擴張角相對較大，存在較強的二次流動，為了控制葉柵內的流動損失，葉型的升力系數不宜選取太高；在末級低壓渦輪動葉設計中,為了保證低壓渦輪出口軸向排氣，葉片轉折角相對較小，采用損失相對較小的后加載葉型設計比較困難，同時葉型設計還要考慮葉尖截面的葉柵稠度，保證能夠進行葉冠的結構設計，所以葉型的升力系數不宜選取太高。其他各排葉片在葉型設計中可以適當提高葉型的升力系數。

采用高升力渦輪葉型設計必須具備降低由于葉片數減少渦輪葉型負荷提高而導致的流動損失增加的有效手段。通過大量的設計實踐證明，采用大轉折角后加載的葉型設計方法能夠有效地控制葉柵內的流動損失。在葉型設計中保證葉型喉道前葉背流動逐步加速，盡量避免葉背氣流二次加減速導致流動損失增加；葉盆型線設計保證葉盆內保持較低的流速，增加葉型盆背的壓差提高葉片扭矩，并不出現分離流動。通過設計獲得的典型高負荷大轉折角低壓渦輪導、動葉的葉型積疊如圖7所示。

3維計算獲得的低壓渦輪導、動葉50%葉高截面處的載荷分布如圖8所示，從圖中可見，采用大轉折角后加載葉型設計的高升力渦輪葉型葉背流動加速均勻，葉盆處壓力在較長的區域內保持不變，葉型載荷分布飽滿，是典型的高升力渦輪葉型設計。

圖7 低壓渦輪葉型積疊

圖8 低壓渦輪葉片中徑處載荷分布

3 結論

（1）提高負荷水平是多級低壓渦輪氣動設計發展的趨勢。

（2）低壓渦輪氣動設計參數的選取要綜合考慮性能、結構、強度等各方面的要求。

（3）過渡流道長高比及當量擴張角可以作為過渡流道初步設計選取的標準。

（4）多級低壓渦輪功率分配要綜合考慮損失水平、載荷系數、流量系數、膨脹比、葉柵出口Ma、氣流轉折角等各項參數。

（5）采用大轉折角后加載的設計方法能夠有效地控制渦輪葉柵內的流動損失。

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Aerodynamic Design of Multistage Low Pressure Turbine for High Bypass Ratio Aeroengine

CHEN Yun,WANG Lei,WANG Gang
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

The aerodynamic design charactersitics,design selection criterion of main parameters and development trends of the high bypass ratio aeroengine multistage Low Pressure Turbine (LPT)were analyzed based on the investigation of the high bypass ratio aeroengine multistage LPT.The selection criterion and optimization design method of inter turbine duct design parameter,the meridional channel design and power distribution methods of LPT were investigated.The power distribution of each stage were analyzed comprehensively and the design methods of high lift turbine airfoil were dicussed.The result shows that the inter turbine duct design can use aspect ratio and equivalent expansion angle as a preliminary selection criteria.The different condition performance and aerodynamic design parameters are considered for the multistage turbine power distribution.The design of large turning angle loaded turbine airfoil can effectively control the flow loss in turbine cascade.

high bypass ratio;LPT;aerodynamic design;high load;inter-turbine duct;aeroengine

陳云（1982），男，碩士，工程師，主要從事葉輪機械氣動設計工作。

2012-07-11