某重型燃氣輪機壓氣機跨音級特性研究

張成義，馮永志，張宏濤，呂智強

(哈爾濱汽輪機廠有限責任公司，哈爾濱 150046)

隨著地面重型燃氣輪機技術的發展，跨音級壓氣機已開始應用，世界幾大主要燃氣輪機生產商在其F級機組中均開始使用跨音級壓氣機以提高壓氣機的壓比。例如GE公司的9FA燃氣輪機、SIMENS公司的V94.3燃氣輪機就有兩級跨音級，通過葉片優化設計，在不損失較大效率的基礎上大大增加了壓氣機的總壓比。目前，國內外已有很多研究人員通過實驗或數值計算的方法對跨音級壓氣機進行了研究，V.Gummer［1］等人使用全三維葉片設計方法進行高負荷跨音壓氣機的設計，有效地改進了葉片徑向負荷的分布;Stefan［2］等人采用實驗方法研究了某5級跨音壓氣機，并進行數值計算與實驗結果比對;張士杰［3］等人采用一種新的三維粘性流場計算方法對NASA37號低展弦比、跨音級軸流壓氣機進行了數值模擬;王同慶［4］等人使用PIV技術對NASA37號跨音級壓氣機轉子內的激波結構進行了實驗研究;任曉棟、楊其國、賈海軍［5-7］等人也通過數值計算方法對跨音級壓氣機內部流場特性進行了相關研究。

本文以某重型燃氣輪機壓氣機的跨音級為研究對象，其包含兩級跨音級，選取包括進口可轉導葉在內的前3級半為計算模型，計算其變轉速全工況特性，并研究其設計轉速下流場內部流動特性，選取近失速點、近設計點、近阻塞點對比不同工況下的流動狀況，分析激波和靜壓分布的變化情況，為壓氣機的設計和改進提供依據。

1 網格模型和數值方法

本文數值模擬所使用的程序為NUMECA公司開發的FINE/TURBO流場求解器。葉柵流道空間離散網格使用其前處理模塊IGG/AutoGrid生成，網格拓撲如圖1所示。網格拓撲為H-O-H結構化網格，對進出口段增加H型網格，網格數為790萬。控制靠近壁面的網格加密，壁面第一層網格滿足y+＜3，N-S方程求解器采用FINETM模塊，時間推進采用4階Runge-Kutta法迭代求解，湍流模型采用低雷諾數Spalart-Allmaras一方程模型，動靜葉片排交界面采用混合平面模型。

圖1 計算模型網格

2 計算結果

2.1 跨音級特性曲線

經過計算得到3.5級壓氣機在5個不同轉速下的性能曲線，包括流量-效率和流量-壓比曲線，如圖2所示。圖中的流量為相對流量為設計流量)，等熵效率、壓比分別為

觀察特性曲線，可以看到，在設計轉速下，壓氣機存在最高效率點，且壓氣機的喘振裕度較大，在非設計轉速下，壓氣機的喘振裕度較小。

2.2 內部流場分析

該重型燃氣輪機壓氣機有兩級跨音級，針對此兩級跨音級動葉進行內部流場的分析，即第01級和第02級。圖3所示為兩跨音級動葉在典型工況下的各個葉高截面的靜壓等值線分布，在5%葉高截面上沒有激波結構;在50%和95%葉高截面上存在激波，以95%葉高截面為例說明激波隨工況變化的發展過程。可以看出，在近失速點、近設計點、近阻塞點都有激波存在，激波帶來的強烈的熱傳導和較高的正應力，產生了很高的熵增，激波前后的熵增是激波前后靜壓升的來源。近失速點下激波強度最強，近設計點次之，近阻塞點最弱。當工況由近失速點向近阻塞點變化時，激波逐漸向下游移動，由脫體激波向貼體激波發展。

圖2 壓氣機的效率及壓比曲線

圖3 跨音級動葉各葉高截面靜壓等值線分布

2.3 氣動參數分析

圖4所示為兩跨音級動葉進口軸向速度沿葉展方向的分布。當運行工況由近失速點向近阻塞點變化時，兩跨音級動葉進口的軸向速度逐漸增大。由于上游為進口導葉，各工況下第01級動葉進口的軸向速度分布規律相同，附面層厚度基本相同，并未受工況變化影響;由于激波與附面層的相互影響，氣流經第01級跨音級后變化較大，影響了第02級動葉進口的速度分布情況，近設計點與近阻塞點速度變化規律相同，近失速點速度最小，且其端壁附面層厚度最大。

圖5所示為兩跨音級動葉中徑處型面靜壓系數的分布情況。橫坐標表示相對弦長，縱坐標CP表示靜壓系數。在三種工況下，激波前吸力面靜壓在近阻塞點最大，近設計點次之，近失速點最小，而激波后的靜壓變化情況則相反，可見，近失速點激波損失最大，近設計點與近阻塞點相差不大;近失速點時動葉前緣壓力面吸力面靜壓差比較大，葉片前緣負荷最高，當運行工況由近失速點向近阻塞點變化時，葉片負荷逐漸降低，且高負荷區由前緣向尾緣移動。

圖4 兩跨音級動葉進口軸向速度展向分布

圖5 兩跨音級動葉中徑處型面靜壓系數分布

3 結論

本文采用NUMECA計算軟件對某重型燃氣輪機壓氣機的跨音級進行了數值研究，得到了跨音級的全工況特性曲線，并分析了設計轉速下內部流場特性。

(1)本文所采用的數值計算方法能夠很好的計算出跨音級壓氣機在不同轉速下的性能曲線。

(2)研究了跨音級壓氣機在典型工況下的內部流場特性，在近失速點，動葉前緣上游存在脫體激波，激波強度最強;當工況向近阻塞點變化時，激波強度逐漸減弱，且激波位置逐漸向下游移動，由脫體激波向貼體激波發展。

(3)近失速點激波前后靜壓差最大，其激波損失最大，近設計點與近阻塞點相當;近失速點前緣壓力面吸力面靜壓差比較大，葉片負荷最高，近設計點次之，近阻塞點最小。

［1］V Gummer，U Wenger，H-P Kau.Using Sweep and Dihedral to Control Three-Dimensional Flow in Transonic Stators of Axial Compressor［A］.ASME paper-2000-GT-0491.

［2］Stefan L，Rainer S，Bertram S.Experimental and Numerical Investigation of the Flow in a 5-Stage Transonic Compressor Rig.In:Proceedings of ASME Turbo Expo 2001，2001-GT-0344.

［3］張士杰，袁新，葉大均.跨音速軸流壓氣機三維粘性流場全工況數值模擬［J］.工程熱物理學報，2003，24(1):43-45.

［4］王同慶，劉胤，吳懷宇.用PIV技術測量跨音壓氣機轉子內流的激波結構［J］.工程熱物理學報，2002，23(3):298-300.

［5］任曉棟，顧春偉.1.5級跨音速壓氣機內部流場數值分析［J］.工程熱物理學報，2009，30(9):1472-1474.

［6］楊其國，呂智強，胡平金，等.進口氣流角對某跨音級葉柵影響的數值分析［J］.汽輪機技術，2011，53(5):321-323.

［7］賈海軍，吳虎.跨聲速軸流壓氣機特性全三維黏性流動分析［J］.航空動力學報，2009，24(10):2327-2332.