變幾何渦輪葉柵葉端小翼的氣動性能

高杰， 鄭群， 劉鵬飛， 魏明

哈爾濱工程大學 動力與能源工程學院， 哈爾濱 150001

變幾何渦輪葉柵葉端小翼的氣動性能

高杰*， 鄭群， 劉鵬飛， 魏明

哈爾濱工程大學 動力與能源工程學院， 哈爾濱 150001

針對大子午擴張變幾何渦輪在可調靜葉轉動時旋轉軸端嚴重惡化端區流場的問題，提出在可調靜葉的機匣端部應用小翼結構的方法以克服這一問題并減少葉端間隙泄漏流動。應用數值方法和標準k-ω兩方程湍流模型，并結合低速風洞試驗，首先研究了可調靜葉柵小翼端部流場及損失分布，并考慮了可調靜葉轉動的影響，隨后給出了葉端凹槽狀小翼結構，并評估了其氣動性能以及對間隙變化的敏感性。研究結果表明：在可調靜葉柵中應用葉端小翼不但可以避免可調靜葉轉動時旋轉軸端惡化端區流場，還降低了葉端間隙泄漏驅動力，從而使得可調靜葉在所有轉角下都具有較好的端區流動性能，并且葉端小翼結合凹槽結構可以進一步減少間隙泄漏，總體上可調靜葉柵總壓損失系數降低了8.9%。

變幾何渦輪； 小翼； 凹槽； 氣動損失； 葉柵

變幾何渦輪技術可以有效控制渦輪流量變化，進而調節和優化燃氣輪機各部件之間的匹配關系，從而明顯提高整個燃氣輪機機組的加、減速特性和低工況性能[1]，因此開展變幾何渦輪技術方面的研究有著十分重要的實際意義和工程應用價值。

變幾何渦輪在航空、艦船、機車和坦克燃氣輪機上已得到廣泛應用，對于渦輪變幾何對其效率的影響亦有很多研究。Moffitt等[2]試驗研究了可調靜葉轉角對單級渦輪的影響。研究結果顯示，在不同的膨脹比下，不管是打開還是關閉可調靜葉，渦輪效率皆有明顯降低，可調靜葉打開時渦輪效率下降了1%，而可調靜葉關閉時卻下降了大概5%。

變幾何渦輪在許多應用場合下都是以多級形式存在，這增加了變幾何渦輪試驗的難度，并且成本也比較高。宋力強和王永泓[3]根據傳統的定幾何燃氣輪機損失模型，提出了在變幾何條件下，如何進行渦輪損失計算的思路，并給出了一套完整的計算變幾何渦輪損失的方法。Qiu等[4]提出了一種預測變幾何渦輪穩態特性的小偏差方法，預測結果表現出了與現有試驗數據[2]很好的一致性。

需要注意的是，應用變幾何渦輪，一定不能使得可能獲得的效益被變幾何時造成的渦輪效率下降所抵消。因此，除了要弄清楚渦輪變幾何對其性能的影響之外，還要充分了解影響這一效率的各種因素，以便能把由此引起的性能惡化降到最低程度。Razinsky和Kuziak[5]發現，渦輪變幾何后，必須在靜葉端部留有一定的間隙高度，以保證靜葉的自由轉動，這樣就會引起靜葉端部的附加損失，導致渦輪效率下降。

劉順隆和馮永明等[6-7]對某型船用燃氣輪機動力渦輪可調導葉級的流場結構以及大攻角流動特性進行分析，提出可調導葉宜采用較小轉折角的后部加載葉型，而可調導葉級動葉柵要采用較大負攻角的氣動設計原則。Yue等[8]數值研究了柱面端壁和球面端壁下的變幾何渦輪流場，結果顯示在可調靜葉端部，泄漏渦與通道渦之間存在相互干擾，帶來了附加的摻混損失，并且局部球面端壁的采用在結構上對端部間隙設計進行優化，從而提高了渦輪效率。陳升等[9]利用葉柵試驗和損失模型分析相結合的方法對變幾何平面葉柵出口流場進行了研究。馬超等[10]對某變幾何渦輪在不同導葉轉角工況下的流場進行了Particle Image Velocimetry (PIV)試驗研究，獲得了動葉葉柵流道及其下游區域詳細的流場及渦量場數據，并進行了對比分析。在此基礎上，也有研究人員致力于可調靜葉端區泄漏損失控制方法的研究，比如潘波等[11]在可調導葉上下端壁增加圓盤設計，這明顯減小了導葉端壁間隙對渦輪氣動性能的影響。

現代燃氣輪機氣動渦輪一般都是大子午擴張設計，對于這種類型渦輪進行變幾何設計時，一般需要在端部給定較大的間隙以保證可調靜葉在整個轉角范圍內都不被卡死，這必然會帶來較高的端區損失。為此，Gao等[12]提出臺階型球面端壁概念，并對某型大子午擴張船用動力渦輪進行變幾何設計。結果顯示，所設計的變幾何渦輪在設計點下達到了固定幾何渦輪的效率水平。盡管如此，由于對大子午擴張端壁進行了較大改動，最終效果如何還有待于試驗驗證。

國內外學者針對葉頂間隙泄漏流動已進行了廣泛的研究，并進一步提出了許多控制間隙泄漏損失的方法，包括凹槽葉頂[13-15]、葉頂小翼[16- 17]、葉頂噴氣[18-19]等。然而截至目前，有關變幾何渦輪可調靜葉端部間隙泄漏損失控制的研究還比較少，尤其是針對真實大子午擴張變幾何渦輪可調靜葉端區流動損失控制的研究還尚未見公開報道，而這也正是本文所要開展的工作。

1 問題的提出

圖1為某型燃氣輪機的大子午擴張變幾何動力渦輪，其調節系統具體參見文獻[20]。從圖1中可以看出，該變幾何渦輪的子午擴張角較大，尤其是在靜葉機匣部分。

圖2給出了-6° 和8° 轉角下可調靜葉片端部位置的情況，可以明顯看出，當可調靜葉關閉(-6°)時，在靜葉片吸力側頂部前側，旋轉軸端凸出于機匣，而在頂部后側，旋轉軸端則有所凹陷；而在靜葉片壓力側頂部的大部分區域，旋轉軸端則幾乎陷入機匣內側，形成較大的凹陷(圖中未給出)，不管是凸起或者凹陷皆對端區流動產生干擾，并且隨著旋轉角度的增加而更加明顯，從而惡化端區流動。同樣地，當可調靜葉打開(8°)時，則在可調靜葉片壓力側頂部形成凸起，而在吸力側頂部形成凹陷，同樣對端區流動產生了明顯干擾。

圖1 大子午擴張變幾何渦輪示意圖 Fig.1 Schematic of a high-endwall angle variable-geometry turbine

圖2 -6° 和8° 轉角下靜葉片端部位置示意圖Fig.2 Schematic of vane-end position at turning angles of -6° and 8°

基于以上分析可以看出，對于大子午擴張變幾何渦輪，不管可調靜葉是打開還是關閉，旋轉軸端皆對端區流動產生了明顯干擾，帶來較強的二次流動。并且，對于大子午擴張變幾何渦輪，一般需要在可調靜葉片端部給定較大的間隙，而這必然帶來較強的泄漏流動，從而使得端區流動變得尤為復雜。

2 可調靜葉模型及葉端小翼結構

針對大子午擴張變幾何渦輪在可調靜葉轉動時旋轉軸端嚴重惡化端區流場的問題，本文提出在可調靜葉的機匣端部應用小翼結構，使得旋轉軸端成為流道的一個組成部分，從而克服這一結構性問題，并尋求減少葉端間隙泄漏流動。為此，針對某低速試驗用可調平面葉柵展開數值與試驗驗證研究。

初步設計的葉端帶有小翼結構的可調靜葉柵如圖3(b)所示，圖3(a)為原型可調靜葉柵，以用于對比研究。如圖3所示，葉端小翼寬度沿頂部葉型為等厚度分布，為了確保頂面可以完全包含旋轉軸端，初步給定其寬度為5 mm。另外，以45° 方向將小翼與靜葉片進行倒圓角連接。可以看出，擴展出的小翼結構參數相對于葉柵節距而言是一個較小的值，并不影響實際安裝。

需要說明的是，本文針對可調平面葉柵的小翼結構并不是最佳的結果，只是對上述新想法進行驗證。大子午擴張變幾何渦輪葉端小翼結構的具體形式一方面應避免旋轉軸轉動帶來的干擾端區流動的問題，另一方面應以對調節干擾較小為基本前提。

圖3 研究的可調靜葉片端部結構示意圖 Fig.3 Schematic of investigated variable vane-end geometries

3 試驗裝置與測量方法

變幾何渦輪葉柵低速風洞試驗在哈爾濱工程大學低速平面葉柵風洞上進行，如圖4所示。來流由一臺額定功率為560 kW電機帶動的軸流風機提供，其中電機與壓氣機的變速比為1∶24。風洞試驗段出口尺寸為90 mm×240 mm。試驗葉柵由5片葉片(僅一端帶有間隙和旋轉軸，葉高為90 mm)組成，其中旋轉軸位于葉片50%軸向弦長位置，其直徑為19 mm。柵前總壓、總溫分別由柵前總壓探針和熱電偶測得。葉柵出口截面氣動參數測量采用五孔探針及非對向測量法，出口截面位于葉片尾緣下游40%軸向弦長位置。試驗中還對型面靜壓分布、機匣端壁靜壓分布進行了測量。表1給出了可調試驗葉柵的幾何和氣動參數。對于本文試驗風洞測量系統，五孔探針測量總壓的不確定度小于1%，熱電偶測量總溫的不確定度為0.5 ℃，氣流角誤差為1°。

圖4 風洞及測量平面位置示意圖 Fig.4 Schematic of wind tunnel and position of measurement planes

表1可調靜葉柵幾何參數及邊界條件

Table1Geometricalparametersandboundaryconditionsofvariablevanecascades

ParameterValueSpan?chordratio1．23Pitch?chordratio0．82Tipgap1．1%，2．2%Inletflowangle/(°)90Vaneturningangle/(°)-6，0，6ExitMachnumber0．31，0．28，0．24

4 數值計算方法

4.1 計算模型

可調靜葉計算模型采用ANSYS CFX 11.0商用軟件求解定常可壓縮雷諾平均Navier-Stokes方程組，借助有限體積法離散控制方程以及標準k-ω兩方程湍流模型封閉方程組。離散格式為二階迎風格式，總體計算精度為二階。

本文可調靜葉計算域與試驗平面葉柵保持一致，即可調葉柵僅上端帶有間隙和旋轉軸，其下端面為對稱邊界。

可調靜葉計算域如圖5所示?？烧{靜葉計算網格由NUMECA軟件包的Autogrid5與IGG模塊生成。為了考慮葉端部分間隙的影響，首先采用蝶形網格拓撲結構生成完全間隙的網格，然后沿流向切割網格，并根據部分間隙的結構形式調整優化其余間隙網格。為改善網格質量，葉片表面采用O型網格，進出口及主流區采用H型網格。沿間隙高度方向上布置33個網格節點。旋轉軸與主流區等網格不匹配區域采用交界面連接來傳遞數據。壁面第一層網格的平均y+值小于1，最大值為3左右。經網格敏感性驗證確定本文針對原型可調靜葉與葉端帶有小翼的可調靜葉的網格數分別為109萬與124萬。

另外，計算域進出口邊界條件均在絕對坐標系下給定：進口給定總溫、總壓和進氣角(軸向進氣)，出口給定背壓，固壁給定絕熱無滑移邊界條件。由于未進行試驗湍流強度測定，進口湍流強度暫定為5%。本文計算工質為定比熱理想空氣。

圖5 三維計算網格Fig.5 Three-dimensional computational grids

4.2 數值與試驗結果對比

為驗證數值計算方法的可靠性，首先對原型可調靜葉進行數值計算，并與試驗結果進行比較。不同轉角下試驗葉柵中間葉高壓力系數Cp分布的數值(CFD)與試驗(Test)結果對比如圖6所示，圖中z/ca代表相對軸向弦長，從圖中可以看出，在所有轉角下，數值預測結果皆與試驗值比較吻合。

此外，與來流攻角對葉片負荷影響不同的是，可調靜葉轉動不僅改變了葉片負荷分布，還改變了其大小。在0° 轉角下，可調靜葉最低壓力點在軸向弦長70%位置左右，其屬于“后部加載”葉型。隨著可調靜葉關閉，葉片負荷增加，并且最大負荷位置移向葉片尾緣，葉片負荷的后加載程度加深。此時，旋轉軸對間隙泄漏的阻塞效果減弱。整體上，由于葉片負荷增加以及負荷后移等原因，葉端間隙泄漏會有明顯增加。而隨著可調靜葉打開，葉片負荷有明顯減小，并趨于“均勻加載”，而這則會減少葉端間隙泄漏流動及泄漏損失。

圖6 不同轉角下葉片中間葉高壓力系數分布Fig.6 Midspan pressure coefficient distributions along the vane surface at different turning angles

5 數值計算結果和分析

為方便研究，首先給出總壓損失系數Cpt的定義為

(1)

式中：p1t、p2t分別為葉柵進、出口總壓；p2為葉柵出口靜壓。需注意的是，本文數值計算是在真實的動力渦輪出口馬赫數工況下開展的，其中設計點馬赫數為0.44。

5.1 可調靜葉小翼端部流場及損失分布

圖7 葉端流線及機匣壓力系數分布Fig.7 Streamlines patterns over the vane-end overlay with casing pressure coefficient distributions

可調靜葉的端部結構形式使得端部存在部分間隙以及由此引起的間隙泄漏流動。圖7給出了0° 轉角下葉端帶有小翼的可調靜葉及原型靜葉的端部流線及機匣壓力系數分布。旋轉軸的存在減小了周向泄漏面積，從而對間隙泄漏起到一定的阻塞作用。另外，旋轉軸將間隙泄漏流動分為2股：旋轉軸前側的間隙泄漏流動較弱，這主要是由于較小的橫向壓力梯度所致；而在旋轉軸后側，由于橫向壓力梯度較大，使得間隙泄漏流動比較強。由此可以看出，旋轉軸后側是葉端間隙泄漏的主要區域。

從圖7葉端流線及靜壓分布上也可以看出，沿流線方向，在旋轉軸后側存在一個低速回流區?？紤]到旋轉軸附近的流線方向與主要泄漏流動方向呈斜交狀，由此可以推測出，旋轉軸繞流效應與間隙泄漏流動之間存在比較明顯的干擾。隨后，泄漏流流出葉端間隙，間隙泄漏渦核形成，而旋轉軸前側的泄漏流則圍繞著泄漏渦核形成泄漏渦。

通過比較圖7(a)與圖7(b)可以看出，葉端帶有小翼使得旋轉軸后側的低壓區域向尾緣移動；并且，葉端帶有小翼也使得低壓區域變大，不過，間隙壓力側靜壓值有所減小，而吸力側壓力值則有明顯增加，整體上葉端橫向壓力梯度得到降低，這可以從圖8葉端小翼對近端部負荷分布的影響中得到證實。

從圖8中也可以看出，旋轉軸繞流效應對近端部的負荷分布形式產生了明顯影響。尤其是在近間隙吸力側，在旋轉軸前側附近，由于氣流繞流旋轉軸的影響，近端部壓力急劇降低；在繞流旋轉軸的過程中，近端部壓力也有小幅波動；在旋轉軸后側，由于低速回流區的存在又使得近端部壓力突然降低。

圖8 葉端小翼對近端部負荷分布的影響 Fig.8 Effect of vane-end winglet on vane loading distribution near the vane-end

葉端帶有小翼則使得近葉端間隙壓力側和吸力側的靜壓變化比較平滑，明顯減小了旋轉軸繞流效應的影響，并且近葉端負荷也有明顯減小，這在一定程度上減小了間隙泄漏驅動力以及間隙泄漏流動。

以上分析也可以從2種葉端結構的70%軸向弦長位置截面馬赫數對比分布中得到證實，如圖9所示，其中右側為吸力側。由于葉端小翼結構明顯減少了近葉端負荷，間隙內的泄漏射流速度也隨之降低，并且間隙吸力側泄漏渦所在的低速區范圍也有明顯減小。

圖9 70%軸向弦長位置截面馬赫數分布Fig.9 Mach number distributions on the cut plane at 70% axial chord

從圖10可調靜葉柵內熵增輪廓圖中可以明顯看到，在第4個截面也即旋轉軸前側之前區域，間隙泄漏引起的損失區范圍及峰值并無明顯變化，而在此之后，間隙泄漏損失有明顯降低，尤其是在最后2個截面區域。

圖10 可調靜葉柵內熵增輪廓圖 Fig.10 Entropy-increase contours in a variable vane cascade

5.2 可調靜葉轉動的影響

可調靜葉轉動改變了靜葉喉部面積，這不僅改變了葉片負荷分布及其大小，還對葉柵通道損失以及與下游葉片列之間的匹配產生了重要影響。圖11給出了不同轉角下可調靜葉柵總壓損失系數對比。可調靜葉關閉明顯增加了通道損失，而可調靜葉打開卻減少了通道損失。此外，葉端帶有小翼使得在所有轉角下靜葉通道損失都有明顯降低。

圖11 不同轉角下可調靜葉總壓損失系數對比Fig.11 Comparison of variable vane total pressure loss coefficients at different turning angles

圖12給出了2種葉端結構在不同轉角下的節距平均出氣角α沿相對葉高x/h的分布。正如前人研究結果所指出的那樣，可調靜葉關閉減小了出氣角，而可調靜葉打開則增加了出氣角，這滿足了變幾何渦輪調節工況的需求。從圖12中還可以看出，在所有轉角下，葉端帶有小翼皆明顯降低了靜葉端部的氣流欠偏轉程度，尤其是在-6° 轉角下降低效果更為明顯。

圖12 不同轉角下節距平均出氣角沿葉高分布 Fig.12 Spanwise pitch-averaged outlet flow angle distributions at different turning angles

5.3 葉端凹槽狀小翼結構及其性能

正如上文所述，可調靜葉旋轉軸后側間隙是葉端間隙泄漏的主要區域。并且對于艦船燃機來說，其在壽命期90%以上的時間都處于部分負荷工況下運行，這意味著可調靜葉將長期處于關小或者關閉狀態下運行，而這也進一步使得旋轉軸后側間隙成為主要的間隙泄漏區域。為了進一步減小可調靜葉端部間隙泄漏流動，本文嘗試在葉端小翼基礎上設置凹槽結構，以在減小間隙泄漏驅動力的基礎上進一步增加泄漏流動阻力，從而明顯減小間隙泄漏損失。

初步設計的可調靜葉葉端凹槽狀小翼結構如圖13所示。在可調靜葉旋轉軸前后側分別設置凹槽結構，其中凹槽肩壁寬度、深度分別為1.4 mm 和1.8 mm。

圖14給出了不同葉端結構下節距平均總壓損失系數沿葉高分布，其中葉端間隙為1 mm。正如所假設那樣，葉端凹槽狀小翼結構在小翼結構基礎上進一步減小了間隙泄漏損失。

圖15給出了可調靜葉在不同葉端結構下的總壓損失系數隨間隙τ的變化曲線。從圖中可以看出，在葉端間隙分別為1 mm和2 mm下，葉端小翼結構和凹槽狀小翼結構皆減少了可調靜葉出口總壓損失系數，凹槽狀小翼結構下的損失更小，可調靜葉總壓損失系數最大降低了8.9%。不過，2種結構在不同間隙下對通道損失的控制效果卻是不一樣的。從圖15中可以看出，葉端小翼結構增加了可調靜葉性能對間隙變化的敏感性，而葉端小翼結合凹槽結構以后，則降低了對間隙變化的敏感性，并且使得可調靜葉性能對間隙變化的敏感性與原型相當。

圖13 可調靜葉端部凹槽狀小翼結構Fig.13 Variable vane-end cavity-winglet structure

圖14 不同葉端結構下節距平均總壓損失系數沿葉高分布Fig.14 Spanwise pitch-averaged total pressure loss coefficient distributions for different vane-end structures

圖15 不同葉端結構總壓損失系數隨間隙變化曲線Fig.15 Change curves of total pressure loss coefficient with clearance for different vane-end structures

6 結 論

1) 在可調靜葉柵中應用葉端小翼不但避免了可調靜葉轉動時旋轉軸端惡化端區流場的問題，還降低了葉端間隙泄漏流動的驅動力，從而使得可調靜葉在所有轉角下都具有較好的端區流動性能。

2) 葉端小翼結合凹槽結構可以進一步減少可調靜葉端部間隙泄漏流動，可調靜葉總壓損失系數最大可降低8.9%。

3) 雖然葉端小翼結構增加了可調靜葉性能對間隙變化的敏感性，但結合凹槽結構以后，其敏感性與原型相當，從而使得葉端凹槽狀小翼結構適用于大子午擴張變幾何渦輪。

本文研究工作可為針對真實大子午擴張變幾何渦輪可調靜葉的頂部結構設計提供參考，以期改善真實大子午擴張變幾何渦輪可調靜葉的變工況性能。

[1] KARSTENSEN K W, WIGGINS J O. A variable-geometry power turbine for marine gas turbines[J]. Journal of Turbomachinery, 1990, 112(2): 165-174.

[2] MOFFITT T P, WHITNEY W J, SCHUM H J. Performance of a single-stage turbine as affected by variable stator area： AIAA-1969-0525[R]. Reston: AIAA, 1969.

[3] 宋力強, 王永泓. 變幾何燃氣渦輪損失模型的分析[J]. 燃氣輪機技術, 2004, 17(2): 35-40.

SONG L Q, WANG Y H. Analysis on the loss model of variable geometry turbines[J]. Gas Turbine Technology, 2004, 17(2): 35-40 (in Chinese).

[4] QIU C, SONG H F, WANG Y H, et al. Performance estimation of variable geometry turbines[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part A: Journal of Power and Energy, 2009, 223(4): 441-449.

[5] RAZINSKY E H, KUZIAK W R. Aerothermodynamic performance of a variable nozzle power turbine stage for an automotive gas turbine[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 1977, 99(4): 587-592.

[6] 劉順隆, 馮永明, 劉敏, 等. 船用燃氣輪機動力渦輪可調導葉級的流場結構[J]. 熱能動力工程, 2005, 20(2): 120-124.

LIU S L, FENG Y M, LIU M, et al. The flow field structure of the power-turbine variable-area nozzle stage of a marine gas turbine[J]. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power, 2005, 20(2): 120-124 (in Chinese).

[7] 馮永明, 劉順隆, 劉敏, 等. 船用燃氣輪機變幾何動力渦輪大攻角流動特性的三維數值模擬[J]. 熱能動力工程, 2005, 20(5): 459-463.

FENG Y M, LIU S L, LIU M, et al. Three-dimensional numerical simulation of the flow characteristics at a large incidence of the variable-geometry power turbine of a marine gas turbine[J]. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power, 2005, 20(5): 459-463 (in Chinese).

[8] YUE G Q, YIN S Q, ZHENG Q. Numerical simulation of flow fields of variable geometry turbine with spherical endwalls or nonuniform clearance: GT2009-59737[R]. New York: ASME, 2009.

[9] 陳升, 邱超, 宋華芬. 渦輪平面葉柵變幾何試驗研究[J]. 熱能動力工程, 2011, 26(1): 7-12.

CHEN S, QIU C, SONG H F. Variable geometry experimental study of a turbine plane cascade[J]. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power, 2011, 26(1): 7-12 (in Chinese).

[10] 馬超, 臧述升, 黃名海. 變幾何渦輪動葉柵流場的PIV實驗研究[J]. 動力工程學報, 2014, 34(6): 458-462.

MA C, ZANG S S, HUANG M H. PIV flow field measurement for rotor blade cascade of a variable geometry turbine[J]. Journal of Chinese Society of Power Engineering, 2014, 34(6): 458-462 (in Chinese).

[11] 潘波, 陶海亮, 趙洪雷, 等. 可調導葉端壁間隙泄漏損失控制方法研究[J]. 工程熱物理學報, 2013, 34(4): 618-623.

PAN B, TAO H L, ZHAO H L, et al. Investigation on the control strategy of variable guide vane endwall gap leakage loss[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2013, 34(4): 618-623 (in Chinese).

[12] GAO J, ZHENG Q, YUE G Q, et al. Variable geometry design of a high endwall angle power turbine for marine gas turbines: GT2015-43173[R]. New York: ASME, 2015.

[13] MISCHO B, BURDET A, ABHARI, et al. Influence of stator-rotor interaction on the aerothermal performance of recess blade tips: GT2008-50496[R]. New York: ASME, 2008.

[14] EL-GHANDOUR M, MORI K, NAKAMURA Y. Desensitization of tip clearance effects in axial flow turbines[J]. Journal of Fluid Science and Technology, 2010, 5(2): 317-330.

[15] 高杰, 鄭群. 葉頂凹槽形態對動葉氣動性能的影響[J]. 航空學報, 2013, 34(2): 218-226.

GAO J, ZHENG Q. Effect of squealer tip geometry on rotor blade aerodynamic performance[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(2): 218-226 (in Chinese).

[16] COULL J D, ATKINS N R, HODSON H P. Winglets for improved aerothermal performance of high pressure turbines[J]. Journal of Turbomachinery, 2014, 136(9): 091007-1-091007-11.

[17] LEE S W, KIM S U, KIM K H. Aerodynamic performance of winglets covering the tip gap inlet in a turbine cascade[J]. International Journal of Heat and Fluid Flow, 2012, 34: 36-46.

[18] GAO J, ZHENG Q, ZHANG Z Y, et al. Aero-thermal performance improvements of unshrouded turbines through management of tip leakage and injection flows[J]. Energy, 2014, 69: 648-660.

[19] NIU M S, ZANG S S. Experimental and numerical investigations of tip injection on tip clearance flow in an axial turbine cascade[J]. Experimental Thermal and Fluid Science, 2011, 35(6): 1214-1222.

[20] 劉宇, 閆錦生, 衛嘉, 等. 燃氣輪機動力渦輪可轉導葉系統： ZL202348444U[P]. 2012-07-25.

LIU Y, YAN J S, WEI J, et al. Variable-geometry vane system for gas turbine power turbines: China: ZL202348444U[P]. 2012-07-25 (in Chinese).

Aerodynamicperformanceofavariablegeometryturbinecascadeusingavane-endwinglet

GAOJie*,ZHENGQun,LIUPengfei,WEIMing

CollegeofPowerandEnergyEngineering,HarbinEngineeringUniversity,Harbin150001,China

Inahighendwall-anglevariable-geometryturbine,therotatingshaftendcanleadtoaseriousdeteriorationofendwallflowfieldswhenthevariablevanerotates.Awingletisproposedtobeappliedtothevariablevanecasing-endtoovercomethisproblemandthenreducethevane-endleakageflow.Combinedwiththelow-speedwindtunneltest,numericalinvestigationisperformedbysolvingReynolds-averagedNavier-Stokesequationsinconjunctionwithastandardk-ωtwo-equationturbulencemodel.Theendwallflowfieldsandlossdistributionofthevariablevanewithwingletsareanalyzed.Theeffectsofvaneturningarediscussed.Thevane-endcavity-wingletstructureisthenproposed,andtheaerodynamicperformanceanditssensitivitytovane-endclearanceheightareevaluated.Theresultsshowthatthevariablevanewithwingletscannotonlyavoidthedeteriorationofendwallflowfieldscausedbyvaneturning,butalsoreducethevane-endclearanceleakagedrivingforce,thusleadingtoimprovedendwallflowperformanceofvariablevanesatallturningangles.Besides,thevariablevanewithcavity-wingletscanfurtherreducetheleakageflow,andthetotalpressurelosscoefficientisreducedoverallby8.9%ascomparedtothebaseline.

variablegeometryturbine;winglettip;cavitytip;aerodynamicloss;cascade

2015-12-17；Revised2016-04-20；Accepted2016-04-29；Publishedonline2016-05-051543

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160505.1543.006.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51406039)；NaturalScienceFoundationofHeilongjiangProvinceofChina(QC2016059)

2015-12-17；退修日期2016-04-20；錄用日期2016-04-29； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-05-051543

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160505.1543.006.html

國家自然科學基金(51406039)；黑龍江省自然科學基金(QC2016059)

*

.Tel.：0451-82518116E-mailgaojie_d@hrbeu.edu.cn

高杰， 鄭群, 劉鵬飛, 等． 變幾何渦輪葉柵葉端小翼的氣動性能． 航空學報,2016,37(12):3615-3624.GAOJ,ZHENGQ,LIUPF,etal.Aerodynamicperformanceofavariablegeometryturbinecascadeusingavane-endwinglet.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3615-3624.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0139

V231.3

A

1000-6893(2016)12-3615-10

高杰男， 博士， 副教授， 碩士生導師。主要研究方向： 葉輪機械氣動熱力學。Tel.: 0451-82518116E-mail: gaojie_d@hrbeu.edu.cn

*Correspondingauthor.Tel.：0451-82518116E-mailgaojie_d@hrbeu.edu.cn