帶導流片的徑向預旋系統流動結構數值研究

張建超，王鎖芳

(南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016)

帶導流片的徑向預旋系統流動結構數值研究

張建超，王鎖芳

(南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016)

為探索提高預旋溫降的途徑，在光滑共轉腔徑向預旋結構的基礎上，設計了一種共轉腔內帶導流片的徑向預旋結構。對這2種模型開展數值模擬，得到預旋系統內部流場。通過研究得到以下結論:在徑向預旋結構中設置導流片可以提高預旋溫降，對提高發動機性能有重要意義;導流片的結構尺寸對溫降有較大影響;導流片模型和光滑共轉腔模型流場的主要區別在共轉腔內，對導流片上游的影響范圍有限;導流片將流經導流片間的流體整流到旋流比接近1，其間周向相對速度較小;哥氏力對導流片間的流動結構有重要影響。

徑向預旋;導流片;流場;航空發動機

現代航空發動機渦輪轉子葉片的冷卻空氣通常采用預旋結構進行供氣。冷氣引自壓氣機，通過空氣系統通道引到預旋噴嘴。預旋噴嘴是一組葉柵或斜孔，其出口的方向與下游渦輪盤的旋轉方向一致，在預旋噴嘴內氣流經過膨脹加速靜溫降低，同時相對渦輪盤的相對速度也降低，降低了熱端部件感受到的相對總溫，即對冷氣產生“冷卻”，從而提高對熱端部件的冷卻效果。

預旋噴嘴出口氣流除具有很大的周向分速度外，還具有相對較大的軸向或徑向分速度，據此將預旋系統分為軸向預旋系統和徑向預旋系統。目前研究人員主要針對軸向預旋系統開展工作。Geis、Dittmann等［1－3］研究了直導式預旋系統的溫降特性。Chew等［4］研究了預旋系統的綜合性能。Karabay等［5］針對蓋板式預旋系統進行了理論分析，通過數值模擬和實驗研究獲得了相對準確的理論計算式。Lewis等［6－7］分析了直導式預旋系統流動與換熱的機理，并就預旋噴嘴徑向位置變化對預旋系統性能的影響進行了數值計算。Ciampoli等［8］對直導式預旋系統進行了非穩態數值模擬。國內的王鎖芳等［9］針對直導式預旋盤腔研究了預旋進氣徑向位置、盤間距等幾何因素對換熱的影響，并開展了對預旋降溫和流阻規律方面的研究。何振威［10］、朱曉華［11］等研究了簡化蓋板式預旋系統的溫降和流阻特性。Leland［12］提出一種有別于傳統軸向預旋系統的徑向預旋結構，采用徑向向低半徑位置吹氣的方法進行預旋，通過導流盤將氣流引入渦輪動葉根部，但沒有說明其特性。

本文簡化了航空發動機的徑向預旋結構，對帶光滑共轉腔的徑向預旋系統(以下簡稱光滑共轉腔模型)進行了數值方法驗證，并設計了一種共轉腔內帶導流片的改進徑向預旋結構(導流片模型)。通過數值計算獲得2種模型的內部流場，對比分析導流片模型改善預旋性能的機制。

1 計算模型與數值方法

1.1 計算模型

本文研究的徑向預旋系統如圖1所示。

圖1 光滑共轉腔模型和導流片模型

圖1(a)為徑向預旋系統結構示意圖，上游引自壓氣機的冷氣在預旋噴嘴內膨脹加速后進入預旋腔，供氣導流盤上開接收孔，安裝在旋轉盤軸上與旋轉盤軸一起旋轉，氣流穿過接收孔進入導流流道，最終從冷氣出口進入渦輪葉片。圖1(b)為本文數值模擬與模型試驗采用的簡化模型。預旋系統的幾何參數如圖所示，預旋系統的內外半徑分別為a=40 mm，b=80 mm，預旋進口位置安裝有24個預旋噴嘴，徑向位置Rp=rp/b=0.675，預旋角θ=20°;預旋腔寬度L'/b=0.175。進氣導流盤安裝在旋轉部件上，與軸和旋轉盤之間構成共轉同心軸和共轉盤腔，在預旋噴嘴正對的位置有24個接收孔，其進口徑向位置Rb=rb/b=0. 575;同心軸段長L/b=0. 5;冷氣出口徑向位置Ro= ro/b=0.937 5;共轉同心軸和共轉盤腔的間距均為G=srr/b=0.062 5;預旋噴嘴、接收孔及冷卻出口的面積比為Ap∶Ab∶Ao=1∶28.4∶7.1。圖1(c)為導流片模型示意圖，導流片是徑向直導流片，在軸向上充滿共轉腔，導流片厚度固定，數目N=48，由徑向安裝位置rdf和長度ldf約束結構。

1.2 數值方法

本文研究的模型結構具有軸對稱性，為減小計算量選取模型1/24的流體域作為計算域，建立三維計算模型。采用四面體網格進行網格劃分，壁面和進出口位置用三棱柱網格進行局部加密(如圖2)。經過網格獨立性試驗，選定22萬左右的網格進行計算。采用Fluent軟件對研究對象進行穩態模擬，選用Renormalization Group k－ε (RNG k－ε)雙方程湍流模型加標準壁面函數，壁面y+在40～70之間;密度、動量、湍動能、湍動能耗散率以及能量的離散格式均為一階迎風;壓力－速度耦合采用Semi－Implicit Method for Pressure Linked Equations(SIMPLE)算法;解收斂的標準是連續性方程殘差精度小于10－4，能量方程殘差精度小于10－6，其他各方程殘差均小于10－3，重要物理量的殘差變化趨于平直。

圖2 網格示意圖

1.3 邊界條件

預旋進口為壓力進口邊界，給定總壓，在柱坐標系里給定氣流方向的徑向和切向分量，使氣流沿預旋噴嘴進入轉靜腔，冷氣出口為壓力出口邊界。

在相同邊界條件下對2種模型分別進行計算。

1.4 數值方法的驗證

定義無量綱溫降、無量綱壓降分別為

式中:cp為空氣的定壓比熱;為預旋孔進口處空氣的總溫;T*out，r為出流孔進口處空氣的相對總溫; rb為接收孔徑向位置;ω為轉盤旋轉角速度。

圖3為徑向預旋系統結構的無量綱溫降隨旋轉雷諾數變化的計算值與相同尺寸的模型在相同工況下試驗值的對比，結果表明二者的變化趨勢一致且數值上最大相對誤差不超過20%，因此計算方法可行，本文的數值模擬均采用上述計算方法。

圖3 徑向預旋結構溫降計算值與試驗值的對比

2 計算結果分析

2.1 計算結果與流場分析

圖4是預旋溫降隨導流片尺寸的變化曲線，圖中粗實線是光滑共轉腔模型在相同條件下的溫降。可以看出:對大多數導流片尺寸而言，導流片模型的溫降要高于光滑共轉腔模型。對于處于不同徑向安裝位置Rdf=rdf/b的導流片模型，預旋溫降均隨著導流片長度的增加而增大。

以下對導流片數目N=48，導流片徑向安裝位置Rdf=rdf/b=0.625，長度Ldf=ldf/b=0.25的導流片模型(導流片正對出流孔)在給定條件下通過計算得到的內部流場，結合光滑共轉腔模型的流場進行對比分析。

圖4 預旋溫降隨導流片尺寸的變化曲線

圖5是導流片模型和光滑共轉腔模型的流線圖。從圖5可以看出:導流片模型和光滑共轉腔模型的流動在進入共轉結構的徑流段前區別不大，主要區別在共轉腔內;進入光滑共轉腔時流體的周向速度大于旋轉系，逐漸減小到和共轉系相同，而后絕對速度低于共轉系，即相對共轉系反向旋轉;在導流片模型里，流體的周向相對速度沒有清晰的轉折點，而是通過導流片和壁面構成的通道沿徑向向高半徑的出流孔輸送，周向流動僅限于導流片間的局域，流出導流片后的流動與光滑共轉腔相同。

圖5 流線圖(4個周期)

以下對2種模型的共轉腔中截面上的物理場進行分析。

2種模型截面上的靜溫與靜壓分布類似，如圖6所示，均呈分層分布，由低半徑向高半徑逐漸增大。導流片模型的共轉腔和半徑進口處均低于光滑共轉腔，導流片通道出口的靜溫和靜壓均高于光滑共轉腔模型，這種變化是因為旋轉腔表面對流過的流體做功，提高了溫度和壓力。導流片模型中出流孔附近的溫度和壓力比光滑共轉腔模型均勻。導流片通道兩側的壓力略有不同，上游一側的壓力略高于同半徑處的另一側。

圖6 靜溫和靜壓云圖

光滑共轉腔內從進口到出流孔的范圍內，隨著半徑增加，旋流比逐漸減小。在導流片模型中，流體的旋流比隨著半徑的增加逐漸減小，進入導流片通道后流體和壁面進行功交換，使二者幾乎同步旋轉，整個導流片區域里旋流比均在1附近，而后又隨半徑的增加而減小。導流片出口附近的流動與光滑共轉腔模型相比不太均勻，在周向上存在上下游的差別，如圖7所示。

圖7 旋流比分布

流體在旋轉系里的相對運動誘發了哥氏力，如圖8所示。由周向相對運動產生徑向哥氏力，低半徑處旋流比大于1，周向相對速度與旋轉系轉向一致，根據右手定則可知徑向哥氏力沿徑向的反方向，隨著周向相對速度的降低徑向哥氏力逐漸減小;旋流比小于1后，周向相對速度與旋轉方向相反并逐漸增加，徑向哥氏力也反向并逐漸增大。在導流片模型中，由于導流片通道內流體的周向運動被抑制，相對速度較小，使徑向哥氏力也維持在較低的水平上。與光滑共轉腔相比，導流片模型中高半徑處流體受到的徑向哥氏力遠低于光滑共轉腔，有利于減小供氣壓力損失。

圖8 中截面上的哥氏力分布

流體的徑向相對運動誘發了周向哥氏力。光滑共轉腔里流體的徑向相對速度始終指向高半徑，周向哥氏力與旋轉方向一致，能提高周向速度。在導流片模型中，徑向運動先誘發周向哥氏力將流體推向上游的導流片，受到導流片阻礙后向高半徑方向流動，從而影響通道內的速度分布，如圖9(a)所示。從圖9(b)也可以看出:速度型的峰值在離開壁面一小段距離處，相同半徑處速度的分布并不均勻，同一模型里的相同周期內的2個導流片通道內的速度分布也不相同，同時沿軸向和周向均有較大變化，軸向上的速度極值在旋轉盤表面，周向上的極值在右側導流片通道的上游表面附近。

圖9 導流片模型的共轉腔內哥氏力對流動的影響

2.2 導流片模型提高預旋溫降的原理

預旋系統出流孔處的相對總溫可以表示為

可見Sr越接近1，流體在出流孔的相對總溫越低，降溫效果越好。對現代航空發動機而言，大多數工況下Sr均小于1。在徑向預旋系統的共轉腔內加裝徑向導流片后，導流片將穿過導流片間的流體加速到與共轉盤腔接近同步，使其間的流體Sr趨近于1。此時，導流片出口半徑以上流體的Sr雖然隨半徑的增加而降低，但與光滑共轉腔模型相比仍有較大提高，從而降低了由周向相對速度產生的動溫部分，提高了溫降。

3 結論

本文用數值方法獲得了共轉腔帶導流片的徑向預旋系統的流場，并與光滑共轉腔模型的流場進行對比分析。通過本文的研究，得到以下結論:

1)在徑向預旋結構中設置導流片可以提高預旋溫降，對提高發動機性能有重要意義。

2)導流片的結構尺寸對流場影響較大。

3)導流片模型和光滑共轉腔模型流場的主要區別在共轉腔，對上游的影響有限;導流片將流經導流片間的流體整流到旋流比接近1，其間周向相對速度較小。

4)哥氏力對導流片間的流動有重要影響。導流片抑制了周向相對速度，從而降低了徑向哥氏力，有利于將流體沿徑向輸送到高半徑處;周向哥氏力將流體推向導流片表面，進而在導流片間形成二次流。

［1］Geis T，Dittmann M，Dullenkopf K.Cooling air temperature reduction in a direct transfer preswirl system［J］. Transactions of the ASME.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2004，126(4):809－815.

［2］Dittmann M，Geis T，Schramm V，et al.Discharge coefficients of a pre－swirl system in secondary air systems［J］. ASME J.Turbomach，2002，124:119－124.

［3］Dittmann M，Dullenkopf K，Wittig S.Direct－transfer preswirl system:A one－dimensional modular characterization of the flow［J］.ASME J.Engineering for Gas Turbines and Power，2005，127:383－388.

［4］Chew JW，Hills N J，Ciampoli F，et al.Pre－swirled cooling air delivery system performance［C］//Proceedings of ASME Turbo Expo 2008:Power for Land，Sea and Air. Reno－Tahoe，NV，United states:American Society of Mechanical Engineers，2005:1129－1137.

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［7］Lewis P，Wilson M，Lock GD，et al.Effectof radial location of nozzles on performance of preswirl systems:a computational and theoretical study［J］.Journal of Power and Energy，2009，223(A2):179－190.

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［9］王鎖芳，朱強華，張羽，等.預旋進氣位置對轉靜盤腔換熱影響的數值研究［J］.航空動力學報，2007，22 (8):1227－1232.

［10］何振威，馮青，劉松齡，等.帶蓋板預旋進氣系統的溫降實驗誤差分析［J］.科學技術與工程.2010，10(26): 6439－6444.

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［12］Leland J.Radtke.Radial inflow blade cooling system: US，3990812［P］.1976－09－11.

(責任編輯 劉舸)

Numerical Investigation on Flow Structure of Radial Pre-sw irl System w ith Deflector Vanes

ZHANG Jian－chao，WANG Suo－fang
(College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

To improve temperature reduction through pre－swirl system，a radial pre－swirl system with deflector vanes in co－rotating cavity was designed based on typical radial pre－swirl system.Numerical simulation was carried out on both models，and flow field was obtained.Conclusions have been summarized as follows:installation of deflector vanes in co－rotating cavity does improve temperature reduction，which is significant for aero－engine’s improvement.There is important influence on temperature reduction for the structure of deflector vanes.Differences between twomodels show that there is little effect on flow field in upper stream，swirl ratio of the fluid flow across these vanes is adjusted approach 1，while the relative tangential velocity is small in the co－rotating cavity，and Coriolis forces affect flow structure among the vanes significantly.

radial pre－swirl;deflector vanes;flow structure;aero－engine

V231.1

A

1674－8425(2014)01－0043－06

10.3969/j.issn.1674－8425(z).2014.01.009

2013－06－12

張建超(1984—)，男，河南漯河人，博士研究生，主要從事發動機內部流動與冷卻方向的研究。

張建超，王鎖芳.帶導流片的徑向預旋系統流動結構數值研究［J］.重慶理工大學學報:自然科學版，2014 (1):43－48.

format:ZHANG Jian－chao，WANG Suo－fang.Numerical Investigation on Flow Structure of Radial Pre－swirl System with Deflector Vanes［J］.Journal of Chongqing University of Technology:Natural Science，2014(1):43－48.