超高膨脹比渦輪氣動噪聲控制技術研究

趙辛午,黃洪雁

(哈爾濱工業大學 能源科學與工程學院，黑龍江 哈爾濱 150001)

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超高膨脹比渦輪氣動噪聲控制技術研究

趙辛午,黃洪雁

(哈爾濱工業大學 能源科學與工程學院，黑龍江 哈爾濱 150001)

針對超高膨脹比渦輪氣動噪聲控制問題，從超高膨脹比渦輪的流動特征入手，探討了噴嘴出口不均勻性和葉尖泄漏流動對渦輪氣動噪聲特性的影響，并有針對性地提出3種超高膨脹比渦輪氣動噪聲的控制方案：增加轉靜子之間軸向間距，噴管下俯、雙側修型、尾緣吹氣和葉尖間隙流動控制。綜合采用3種氣動噪聲控制方法對某單級超高膨脹比渦輪進行優化，結果表明本文提出的改進方法可在對渦輪氣動性能影響不大的情況下，顯著降低渦輪的氣動噪聲。

超高膨脹比渦輪；氣動噪聲；流動特征；葉形優化；數值模擬；激波控制

網絡出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/23.1390.u.20160624.1127.024.html

噪聲控制是發展魚雷隱身技術的關鍵，而渦輪氣動噪聲是魚雷熱動力裝置噪聲的主要來源之一。國外學者在渦輪噪聲產生機理和控制水平方面開展了一系列研究。20世紀60年代末，Royce-Rolls公司的Smith和Bushell注意到了渦輪噪聲問題的重要性，并給出了渦輪噪聲預測的經驗關聯公式[1]。Clemons等發展了噴氣發動機中渦輪單音噪聲的聲學控制-聲襯技術，通過實驗研究給出了不同消聲系統的聲阻抗和傳播損失[2]。近年來，國外學者針對渦輪噪聲產生機理開展深入研究。MTU的Broszat等[3]以1.5級低壓渦輪實驗件STTF為研究對象，得到了渦輪出口導葉(TEC)與末級轉子軸向間距、傾斜TEC等對干涉單音噪聲的影響。2012年Broszat等[4-5]又提出了基于Tyler&Sofrin規則的“Inverse Cut-off”設計，通過選擇更多數目的TEC，進場工況下不僅末級轉子/TEC干涉單音被截止，降低了兩種單音噪聲級。Traub等[6]基于氣動聲學一體化聲學需求，應用基于Lowson理論的半經驗方法和線化歐拉方程求解的CFD方法，改進了某六級低壓渦輪的末級渦輪轉靜葉片數與葉片間距，重新選擇了出口導向葉片的數目，使得渦輪級噪聲減小了5～7 dB。相比之下，國內針對渦輪噪聲開展的相關研究還比較少。

此外，國內外學者目前主要針對航空發動機常規渦輪的氣動噪聲開展研究[7-11]，對魚雷上采用超高膨脹比渦輪氣動噪聲的研究還未見于公開文獻。超高膨脹比渦輪具有結構簡單、體積小、單級焓降大的特點。渦輪一般采用沖擊式渦輪的形式，反力度很小，使噴嘴出口的馬赫數很高，流體在動葉和噴嘴之間形成復雜的波系[12-14]。這些結構和設計上的特點都會使超高膨脹比渦輪在氣動噪聲機理方面和表現特征與常規渦輪有所不同。

基于上述分析，目前國內外學者針對超高膨脹比渦輪氣動噪聲控制方法的研究還比較少。由于超高膨脹比渦輪內部復雜的流動特征，用于常規渦輪的氣動噪聲控制方法能否用于超高膨脹比渦輪有待進一步分析。本文以某單級超高膨脹比渦輪為研究對象，從流動特征的角度入手探討了超高膨脹比渦輪氣動噪聲的產生機理，并有針對性地提出幾種超高膨脹比渦輪氣動噪聲的控制改進措施，在此基礎上對原型渦輪進行改進。

1　超高膨脹比渦輪氣動噪聲產生機理分析

渦輪的氣動噪聲主要是由葉片通道內的非定常壓力脈動引起的。Goldstein[15]給出了考慮運動固體表面影響的氣動聲學基本方程——Ffowes Williams-Hawkings方程(1)，是研究葉輪機械內部噪聲的基礎。

(1)

式中：fi為固體邊界作用在流體上的力，r為聲源點到觀測點的距離，C為多普勒因子，ηi為轉動坐標系下聲源的坐標，W和b分別代表固體壁面的速度和加速度。

結合渦輪內部的流動特點分析式(1)右邊各項可知，渦輪的氣動噪聲主要包括進氣湍流、上游粘性尾跡與動葉的相互作用、非定常氣動力作用下動葉葉片的振動等。與常規渦輪相比，超高膨脹比渦輪的氣動噪聲問題更加復雜。首先，考慮到加工方便等因素，超高膨脹比渦輪通常采用鉆孔噴嘴代替渦輪導葉[16]。如圖1所示為某單級超高膨脹比渦輪鉆孔噴嘴出口形式和噴嘴出口下游10%軸向弦長處S3截面馬赫數分布云圖?？梢钥闯?，由于鉆孔噴嘴的出口截面為橢圓形，相鄰噴嘴與流道之間會形成三角形的非出氣區域，向下游發展形成低速區，使流向下游氣流具有較寬的尾跡，與常規渦輪相比加劇了出口截面氣流的不均勻性。噴嘴出口參數的不均勻性越強，則動葉內氣流參數的波動越大。這種不均勻的氣流與下游動葉相互作用，使下游葉片排噪聲很強。此外，由于超高膨脹比渦輪的特點，基于出功最大的考慮，渦輪通常采取小反力度設計，使得噴嘴出口馬赫數較高，流體在動葉和噴嘴之間形成復雜的波系，加劇了氣流對動葉的沖擊作用，由式(1)可知這種強烈的勢場作用會增加渦輪的單音氣動噪聲。

圖1　噴嘴出口的三角形非出氣區域Fig.1　The non-outlet triangle area of nozzle outlet

另一方面，由于超高膨脹比渦輪流量較小且噴嘴出口馬赫數較高，在整圈上布置鉆嘴會導致每個鉆嘴的流道尺寸太小，使渦輪效率大大降低。因此，超高膨脹比渦輪采用部分進氣式設計[17]，即只在周向上一部分區域內布置噴嘴(圖2)。轉子轉動過程中，動葉交替經過有噴嘴區和無噴嘴區，加劇了流動的周向不均勻性，增加了渦輪的氣動噪聲。

圖2　部分進氣式的超高膨脹比渦輪Fig.2　Partial admission of ultra-high expansion ratio turbine

此外，超高膨脹比渦輪反力度小，氣流在動葉通道內折轉角較大，且幾乎不膨脹，葉尖間隙泄漏流動比較明顯。噴嘴出口的高速氣流撞擊到動葉葉冠前部，在自身流動慣性的作用下進入葉頂間隙，當外端壁沒有安置氣封齒時，氣流跨過葉冠頂部各齒的過程中，速度降低幅度較小，到接觸外缸后壁面時，速度仍然較大，最后以一定的橫向沖擊方式進入動葉后部的流動空間，對動葉出口后主流區域內的流體形成明顯擾動，其下游區域也出現大尺度分離渦系，不穩定的分離流動結構內，氣動參數是波動的，容易形成噪聲向外輻射。

2　超高膨脹比渦輪氣動噪聲控制方案

氣動噪聲主要是指由于流體的脈動引起的輻射聲場，不是結構的振動產生的，而由第1節分析可知，氣動噪聲主要來源于流體內部由于流速不均勻或流體表面的壓力脈動。針對上述分析提出的幾種主要的氣動噪聲源，本文提出三種控制氣動噪聲的方法，包括：1)增加軸向間距：通過增加轉子與靜子之間的距離，噴嘴后面的流體由于進入動葉前，不均勻流層之間依靠流體自身特有的耗散作用進一步均化，以削弱周向不均勻性對動葉的沖擊作用；2)噴管下俯、雙側修型、尾緣吹氣(圖3)：采用雙側修型后，沿徑向噴管的尾跡變??；將噴管入口相對抬高，可將輪轂附近三角形低速、低壓區的流體團控制在靠近動葉下端部的區域，有利于改善動葉內部流動和降低動葉內的壓力波動；在輪轂附近的低速區域，采用引流吹氣的方法，提高低壓氣團流體的壓力。提高過膨脹區域內的壓力，減弱周向不均勻性，減弱尾跡寬度，提高輪轂附近三角形非出氣區域內的壓力；3)葉尖間隙流動控制：適當減小動葉葉尖間隙。

圖3　噴嘴修形方案Fig.3　Shape modification scheme of nozzle

為驗證本文提出的超高膨脹比渦輪氣動噪聲控制方案的可行性，本文采用上述方法對某單級超高膨脹比渦輪進行優化。具體如下：1)將轉靜之間軸向間距由原來的0.32倍動葉軸向弦長調整為0.8倍軸向弦長；2)噴嘴下俯2°、雙側修型、并在三角形非出氣區域布置吹氣孔(圖3)；3)將葉尖間隙由原來的9%動葉葉高調整為4.5%動葉葉高。

為驗證改進效果，在本文的研究中，首先使用CFX軟件進行整圈數值模擬計算流場，然后在聲學計算軟件LMS virtual lab中導入CFD結果，設置聲學網格和場點網格，預處理生成聲學網格包絡，將壓力脈動映射到聲學網格上，并進行傅里葉變換轉換到頻域內，采用直接邊界元法計算場點上的噪聲信息。根據流場的計算結果進一步計算聲場。

網格質量會對數值模擬計算結果形成一定的影響。因此，在本文針對原型和改進渦輪流場的數值模擬計算中，由于噴嘴的幾何結構比較復雜，故該部分結構采用非結構化網格；動葉通道采用結構化網格，以保證較好的壁面網格質量(圖4)。噴嘴部分的網格采用商用軟件ICEM生成，動葉通道部分的網格采用AUTOGRID V5生成。為保證數值模擬結果的可靠性，采用總網格數不同的幾套網格進行網格無關性驗證，最終選取的噴嘴和動葉通道的網格數列于表1。

圖4　噴嘴和動葉通道的網格Fig.4　Mesh of nozzle and rotor passage

表1　計算模型的網格數

表2為對某型超高膨脹比渦輪數值模擬的結果。采用CFX商用軟件對超音速渦輪進行定常全三維數值模擬計算，求解三維粘性的雷諾平均N-S方程。計算格式采用時間推進的有限體積法。為獲得較好的計算精度，空間項的離散采用二階迎風格式，時間項的離散使用二階后差歐拉格式?？紤]到渦輪通道內流動可能十分復雜，湍流模型選取能較好的預測逆壓力梯度和邊界層分離SST模型。由于渦輪采用局部進氣的設計方案，故數值模擬時渦輪轉靜交界面采用CFX提供的Frozen Rotor模式，該模式進行平均參數傳遞的同時，兼顧了流動的周向不均勻性。從表2結果可以看出，改進后渦輪的落壓比和絕熱效率略有下降，但下降程度不大，因此可認為采用本文的方法控制氣動噪聲對渦輪的氣動性能影響不大。

表2　數值模擬結果

圖5給出了原型渦輪噴嘴出口截面的靜壓分布(其中P/Ptin為當地靜壓除以噴嘴進口總壓)，由于渦輪級采用局部進氣式設計，氣流流經噴嘴，在噴嘴壁面，新生成的附面層發展并使壁面附面層增厚；采用鉆孔噴管后，相鄰的兩個噴嘴流道之間形成的尾跡區域比一般的葉柵流道要大的多；因此在尾緣處脫落形成以一定周期性出現的尾跡流動，隨尾跡一起運動的氣體，壓力、速度、溫度等參數與勢流區內的氣流不一致，旋轉的動葉按照一定的規律不斷的經過靜葉的尾跡區和勢流區，形成動葉流道內流動參數的周向波動。

圖6給出原型和改進渦輪50%葉高S1截面Ma數分布云圖?？梢钥闯?，原型渦輪動靜葉間隙較小，噴嘴出口馬赫數平均值相對較高，動葉入口形成明顯的斜激波分布，該激波對噴嘴斜切部分的流動形成一定的擾動作用。噴嘴出口燕尾波直接與動葉葉片發生強烈的作用，使得動葉受到極大的非定常力。而增大轉子與靜子的軸向間距之后，燕尾波與動葉進口弓形激波以及噴嘴尾跡相互作用，流體在進入動葉通道之前進一步摻混，降低了進入動葉通道氣流的周向不均勻性，減弱了動葉表面的非定常沖擊作用，有利于控制渦輪的氣動單音噪聲。

圖5　噴嘴出口截面的靜壓分布云圖Fig.5　Contour of static pressure of nozzle outlet

圖6　50%葉高S1截面Ma數分布云圖Fig.6　Contour of Mach number of 50% span

圖7給出了50%葉高S1截面動葉上游5%軸向弦長處的壓力分布，其中P/Ptin為當地靜壓除以噴嘴進口總壓?？梢钥闯?，由于改進方案進行了噴嘴出口雙側修型并增大了轉靜之間的軸向間隙，噴嘴出口的主流與尾跡氣流在進入動葉通道前充分摻混，降低了氣流的不均勻性，從而抑制渦輪的氣動噪聲。圖8給出了動葉葉尖間隙為4.5%和9%葉高的情況下，動葉通道子午流面的速度矢量圖。從圖中可以清晰地看到，減小間隙尺寸和在動葉葉尖間隙側進行適當修型處理，可削弱或消除由動葉葉尖間隙泄漏流帶來的大尺度分離渦系，控制了氣動噪聲。

圖7　動葉上游5%軸向弦長處的周向壓力分布(50%葉高S1截面)　　　　　　Fig.7　Circumferential pressure distribution of 5% axial chord upstream of rotor (50% span)

圖8　不同葉尖間隙條件下動葉通道子午流面流場Fig.8　Meridional flow under conditions of different tip clearance

圖9給出了原型和改進方案渦輪聲源聲壓云圖。兩種方案的觀測點都是噴管出口處的場點。考慮到氣動噪聲源于流場的非定常脈動，噴管尾跡與動葉相互作用是渦輪中的非定常脈動的主要成因之一，所以在比較兩種改進方案的時候首先考慮與噴嘴通過頻率相對應的噪聲。對比兩種方案，改進方案比原型渦輪噪聲降低3 dB以上。比較其他頻率成分的噪聲，改進方案對應于葉片組(由若干個噴嘴和對應的動葉組成)通過頻率基頻的噪聲，相對于原型減少值在3 dB以上，降噪效果非常明顯。

圖9　原型和改進方案渦輪聲源聲壓云圖Fig.9　Pressure contours of sound source of the original and optimized case

對比渦輪動葉下游出口處的所有觀測點的噪聲取平均值的結果，原型渦輪噪聲為161.9 dB，而采用本文的方法對葉形改進以后，渦輪動葉下游出口處觀測到的噪聲水平下降為148.6 dB。采用本文所提出的控制方法，在對渦輪效率影響不大的情況下，可使渦輪的氣動噪聲降低10 dB以上，從而驗證了本文提出的超高膨脹比渦輪氣動噪聲控制方法的可行性。

3　結論

本文基于超高膨脹比渦輪的流場特點，從流動特征的角度提出了三種適用于超高膨脹比渦輪的氣動噪聲控制方法，包括：增加轉靜之間軸向間距，噴管下俯、雙側修型、尾緣吹氣，以及葉尖間隙流動控制。利用上述氣動噪聲控制方案對某單級超高膨脹比渦輪進行改進，結果表明，采用本文提出的改進方法降噪效果明顯。

1)增加渦輪轉靜之間的軸向間隙，使得主流和尾跡區的氣流充分摻混，減弱轉靜之間的激波系強度，從而控制超高膨脹比渦輪的氣動噪聲。

2)對噴嘴出口段進行雙側修型，可以縮小因噴嘴出口非出氣區引起的寬尾跡，使轉靜之間區域的壓力分布趨于一致，抑制氣動噪聲。

3)控制葉尖間隙寬度，適當減小葉尖間隙，可以削弱由動葉葉尖間隙泄漏流帶來的大尺度分離渦系，控制了氣動噪聲。

在后續工作中將進一步探討3種噪聲控制方法單獨應用或兩兩組合情況下對超高膨脹比渦輪氣動噪聲的影響規律，及其與渦輪氣動參數的相互聯系，從而為考慮氣動噪聲控制的渦輪氣動設計提供參考依據。

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本文引用格式：

趙辛午,黃洪雁. 超高膨脹比渦輪氣動噪聲控制技術研究[J]. 哈爾濱工程大學學報, 2016, 37(8): 1076-1080, 1117.

ZHAO Xinwu，HUANG Hongyan. Research on aerodynamic noise control technology of an ultra-high expansion ratio turbine[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2016, 37(8): 1076-1080, 1117.

Research on aerodynamic noise control technology of an ultra-high expansion ratio turbine

ZHAO Xinwu，HUANG Hongyan

(School of Energy Science and Engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China)

To address the need for aerodynamic noise control of an ultra-high expansion ratio turbine, we discuss the effect of the non-uniform outflow of the nozzle and a tip leakage vortex on the aerodynamic noise characteristics of the turbine. We put forward three kinds of aerodynamic noise control methods, including adding an axial gap between the rotor and stator; nozzle-down, bilateral repair and trailing edge blowing, and tip-leakage flow control. We then optimized a one-stage ultra-high expansion ratio turbine with respect to the suggested aerodynamic noise control methods. The results show that the aerodynamic noise of the single-stage ultra-high expansion ratio turbine is significantly reduced after the proposed noise-control optimization, and this optimization has little impact on the turbine's aerodynamic performance.

ultra-high expansion ratio turbine; aerodynamic noise; flow characteristics; blade optimization; numerical simulation; shock wave control

2015-05-31.網絡出版日期：2016-06-24.

國家重點基礎研究發展計劃(613188020201).

趙辛午(1981-)，男，博士研究生；

黃洪雁(1968-)，男，教授，博士生導師.

黃洪雁，E-mail:huanghyhit@126.com.

10.11990/jheu.201505087

V231.3

A

1006-7043(2016)08-1076-06