軸流式渦輪機動葉片的葉頂間隙對其氣動性能影響

汪永陽，杜禮明，李 成，李文嬌

(大連交通大學 交通運輸工程學院，遼寧 大連 116028)*

0 引言

渦輪機械中，在葉輪動葉葉頂和壁端之間留有尺度很小的間隙以避免摩擦，該間隙過小，將可能導致葉輪葉片刮碰輪緣，嚴重時會引發葉輪葉片折斷等重大事故;該間隙過大，則會引起間隙流動損失過大，影響渦輪機級性能［1］.不僅如此，軸流渦輪機的壓力和溫度與葉頂間隙也有直接關系.因此，葉頂間隙尺寸的大小是關系到渦輪機性能的一個重要因素［2-4］.

Wiseman［5］指出，對于高壓渦輪的葉頂間隙而言，葉頂間隙的大小每增加0.254 mm，其燃油消耗率將近似增加1%，并且排氣溫度隨之增加10℃.美國的GE公司也對相關型號的發動機進行過研究和分析，指出渦輪葉片的葉頂間隙所引起的耗油率的損失約占總損失的67%［6］.20世紀70年代開始，美國宇航局研究中心等研究機構都先后在葉頂間隙控制的不同領域開展了大量試驗工作，所取得的成果已在多種發動機中得到應用.國內在此方面也取得了一些成果，如豈興明等［7］利用有限元分析軟件分析了某型高壓渦輪葉頂間隙在不同工況下隨時間的變化.漆文凱等［8］采用數值分析法分析了渦輪葉頂間隙的變化規律.

目前，國內外關于葉頂間隙影響壓氣機性能的研究較多，但對其影響渦輪機氣動性能的研究還較少.本文采用數值方法研究在渦輪機整級環境下葉輪葉頂間隙的大小對該渦輪機性能及其內部流動損失的影響，并分析產生影響的原因，藉此為高性能渦輪機的優化設計提供參考.

1 仿真模型與網格劃分

1.1 仿真模型

研究對象為某船用燃氣式軸流渦輪機.仿真模型包括燃氣進氣殼、噴嘴環、葉輪和葉輪罩，噴嘴環和葉輪的數目分別為24和45，其葉輪半徑為182.161 9 mm，噴嘴環葉片葉高為 42.35 mm.其中，葉輪頂端與輪緣之間存在一定間隙.本文主要就是研究這種間隙對渦輪參數性能的影響，研究中設置了三種葉頂間隙，分別是 0.5 mm，0.96mm 和1.44 mm.除葉頂間隙不同外，各模型中其他結構和邊界條件均相同，圖1為該軸流式渦輪的幾何模型.

圖1 軸流式渦輪機幾何模型

1.2 數值方法與網格劃分

采用NUMECA的FINE/Turbo求解定常三維RANS方程，選取理想氣體為流動介質，湍流模型選用Spalart-Allmaras一方程模型，離散格式采用二階Jameson中心格式，并采用四階時間推進方法結合當地時間步長和多重網格技術加快求解速度，轉靜子交界面采用域平均方法進行處理.

網格模型的建立采用結構化網格，首先在AUTOGRID5模塊中自動生成實體網格，然后在B2B網狀拓撲控制中調節網格點，以消除負網格和重疊性網格.網格拓撲結構為SKIN型，各排葉片壁面采用的是O型網格，其余的采用H型網格.最小正交角度大于5°，最大延展比小于10，網格最大網格長寬比滿足要求.

為防止氣流擾動，適當延長渦輪進出口長度.該軸流式渦輪機的進口邊界設置為進口速度方向、流量和總溫，由于大多數的渦輪機的出口直接與大氣相連，故出口的邊界設置為給定出口靜壓.輪盤、葉片表面等固體壁面為絕熱邊界條件，葉輪區域為周期性邊界條件.渦輪機在額定工況即轉速為25 956 r/min，質量流量為4.0 kg/s運行，渦輪入口溫度為935 K，入口端氣體壓力為276 552 Pa.

2 計算結果與分析

2.1 性能參數對比

表1為渦輪機在額定工況運行時三種葉頂間隙下級性能相關參數對比.由表可知，葉頂間隙對膨脹比的影響很小，而對渦輪機的效率影響不可忽略，間隙為0.96 mm的效率比間隙0.5 mm的稍高0.2%，比間隙1.44 mm 的高1.06%.為進一步分析不同間隙對渦輪機內部流場的影響，有必要通過對比葉頂間隙及整個級環境內部相關流場的溫度、壓力以及熵值分布和流體的速度分布情況.

表1 額定工況下渦輪性能對比

2.2 性能對比

圖2所示為不同葉頂間隙對渦輪內溫度的影響，由于對其他部位影響不明顯，故只放大圖中黑圈處，圖3～圖5中同此處理，不再贅述.高溫氣體流經噴嘴環到達葉輪葉頂間隙后，整個渦輪級環境的溫度有所下降，但高溫氣體流過間隙時，由于氣體與壁端之間摩擦加劇及氣流膨脹等因素的影響，間隙內局部溫度發生變化.葉頂間隙由0.5mm增至0.96 mm時，間隙內高溫區域有收窄趨勢，而當葉頂間隙由0.96 mm增至1.44 mm時，間隙內高溫區域明顯增寬.對于葉輪機械而言，相同入口條件下內部局部溫度過高將導致渦輪機的機械性能及使用壽命下降.

圖2 葉頂間隙對渦輪內溫度的影響

圖3為噴嘴環前緣局部壓力分布的對比.由于葉頂間隙不同，高溫氣體在從渦輪進口經過噴嘴環葉片流向葉輪，氣流最先流經噴嘴環前緣，持續的高溫氣流撞擊導致了噴嘴環前緣的壓力較大;葉頂間隙不同，流經此處時氣體的流速也不同，噴嘴環前緣的高壓力區域因此也有所不同.從該圖可知，當葉頂間隙由0.5 mm增大到0.96 mm時，噴嘴前緣的高壓力集中區消失，而當葉頂間隙由0.96 mm增大到1.44 mm時，局部高壓分布區又重新出現.表明，葉頂間隙過小和過大都會導致噴嘴環前緣高壓力區的產生，不利于渦輪機的安全運行.

圖3 噴嘴環前緣局部壓力分布對比

2.3 間隙對噴嘴環局部流場流動損失的影響

圖4為三種葉頂間隙下噴嘴后緣底部及噴嘴環吸力面的局部熵值分布.從圖中可知，0.5 mm間隙和0.96 mm間隙時，噴嘴環吸力面的高熵值區面積較小，表明燃氣能量損失較小;而氣流流經1.44 mm間隙時，噴嘴環吸力面局部高熵值區域面積明顯比0.5 mm和0.96 mm間隙大，表明此處氣流能量損失較大.可見，噴嘴環局部流場流動損失隨著葉頂間隙的增大而增大.

圖4 噴嘴環局部熵值對比

2.4 間隙處流場流動損失

圖5為不同葉頂間隙內熵值的分布情況.當葉頂間隙由0.5 mm增大到0.96 mm時，間隙內高熵值區域面積相差不大，但間隙為0.96 mm時次高熵值區明顯較寬;當葉頂間隙增至1.44 mm時，間隙內高熵值區域面積明顯增寬.由此可知，隨著葉頂間隙增大，間隙內高熵值區域逐漸變大，造成葉頂間隙內的流動損失增大.

圖5 間隙內熵值分布對比

由于葉頂間隙相對于葉高很小，故研究中選擇接近葉頂的98%葉高處的截面.結果表明，三種間隙下氣流在葉輪前緣及葉輪吸力面前端都出現了一定程度上的回流和漩渦流動，且當氣流離開葉輪時在葉輪后緣處出現較大的回流，由于高溫高壓的氣體具有粘性，使得氣流之間的相互作用加劇，導致氣流能量發生損失.

3 結論

采用數值方法研究了軸流式渦輪機在額定工況下葉頂間隙對渦輪機性能及其內部流動損失的影響，結果表明，表明葉頂間隙對渦輪機級性能的影響比較明顯，具體表現為:

(1)葉頂間隙的大小直接影響著噴嘴環前緣壓力的分布，過小和過大的葉頂間隙都會導致噴嘴環前緣高壓力區的產生，不利于渦輪機的安全運行;

(2)葉頂間隙對渦輪內的溫度分布影響較明顯，過小和過大的葉頂間隙都會導致渦輪內局部高溫度區的產生;

(3)隨著葉頂間隙的增大，噴嘴環后緣底部、噴嘴環吸力面局部及葉頂間隙內高熵區隨之增大，燃氣能量損失增大.

［1］梁開洪，張克危，許麗.軸流泵葉頂間隙流動的計算流體動力學分析［J］.華中科技大學學報:自然科學版，2004，32(9):36-38.

［2］王正明，賈希誠，王嘉煒.不同間隙條件下的葉頂區流動［J］.工程熱物理學報，2003，24(2):228-230.

［3］STEVEN R W，ROBORT A D.Redesign of a 12-stage axial-flow compressor using multistage CFD［D］.ASME paper，2001-GT-0351.

［4］MANSOUR M，HINGORANL S，DONG Y.A new multistage axial compressor designed with the APNASA multistage CFD code:Part1-application to a new compressor design［D］.ASME paper，2001-GT-0350.

［5］WISEMAN，M W，GUO T.An investigation of life extending control techniques for gas turbine engines［C］//Proceedings of the American Control Conference，Arlington，Virginia，2001.

［6］OLSSON W J，MARTIN R L.B747/JT9D flight loads and their effect on engine running clearances and performance deterioration［R］.Nacelle Aerodynamic and Inertial Loads(NAIL)/JT9D Jet Engine Diagnostics Programs，NASACR-165573，1982.

［7］豈興明，樸英，矯津毅.高壓渦輪葉頂間隙變化的數值分析［J］.吉林大學學報(工學版)，2009，39(1):33-37.

［8］漆文凱，陳偉.某型航空發動機高壓渦輪葉尖間隙數值分析［J］.南京航空航天大學學報，2003，35(1):63-67.