葉片制造偏差對葉柵氣動性能的影響研究

王士驥

（中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海201108）

葉片制造偏差對葉柵氣動性能的影響研究

王士驥

（中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海201108）

無論是對航空發動機還是燃氣輪機而言，渦輪的性能對于整個發動機的性能都是至關重要的。然而實際葉片加工過程中必然會存在一定的制造偏差，這種偏差對于發動機的性能以及葉片的壽命的影響都是不可忽略的。從實際需求出發，分析了葉片表面損失機理與損失分布的差異，并利用數值仿真的方法分析了不同區域的制造偏差對通流能力和流動損失的影響。

葉柵；制造偏差；氣動性能

無論是對航空發動機還是燃氣輪機而言，渦輪的性能對于整個發動機的性能都是至關重要的，研究分析表明渦輪效率每提升1%，整機耗油率約下降0.9%[1]。隨著對葉柵損失機理及渦系結構認知的不斷深入，科學研究與工程設計人員從氣動性能從控制流動損失的角度做了大量卓有成效的工作，這其中就包括了葉片的復合彎掠設計、動靜干涉[2]、時序效應[3]、葉尖泄漏[4]等。然而實際葉片加工過程中必然會存在一定的制造偏差，尤其是對于采用單晶材料的高壓渦輪葉片，由于其工藝難度高、結構復雜，且葉形表面通常為無余量精鑄，因此葉形表面的偏差有時甚至會達到0.1 mm的量級。而高壓渦輪葉片通常尺寸較小，這種偏差通常會給流動的損失帶來顯著的影響。李宇[5]等曾研究了渦輪葉片安裝角偏差對通道內熱斑遷移的影響，其結果表明葉片的加工、安裝偏差直接導致了熱斑遷移規律的變化，顯著地改變了葉片表面溫度分布，進而影響渦輪葉片的壽命和可靠性。而張偉昊[6]等則針對某整機環境中的渦輪部件，采用數值模擬與試驗相結合的方法研究了渦輪葉型偏差對其氣動性能的影響。結果表明：在整機環境中葉型偏差首先導致渦輪部件氣動性能的微小變化，使得整臺發動機的工作點隨之改變，渦輪部件的來流條件、各級渦輪的轉速和速度三角形以及其內部的流動細節均會發生變化，最終導致其影響被顯著放大。

然而上述研究或是采用前、尾緣直徑、安裝角、最大厚度等葉形參數來模擬葉形制造偏差，或者直接采用實際加工得到的葉片型面進而分析葉形整體差異帶來的損失差異。由于葉片表面的制造公差與這些葉形參數并沒有直接的關聯關系，而且對小量樣本的分析結果也無法很好地推廣應用到大規模生產過程之中，因此本文從實際需求出發，分析了葉片表面損失機理與損失分布的差異，將葉片截面型線吸力面和壓力面分為不同區域，分別對各個區域進行參數化處理并在原有葉型上增加一個控制點以模擬該區域的葉型制造偏差情況。利用數值仿真的方法分析了不同區域葉形超差對壓力損失和渦輪流量的影響，為后續更好地開展葉片表面制造公差分析打下了基礎。

1 研究對象與分析方法

1.1 研究對象

Denton的研究結果表明[7]，渦輪的葉型損失主要取決于附面層的發展。葉型壓力面的流動損失占葉型總損失的10%左右，而吸力面的流動損失在整個葉型損失中占據著主導地位。

因此本文以某型航空發動機渦輪葉片為例，取50%葉高截面葉型并拉伸成為平面葉柵。分別將葉片的吸力面分為9個區域，分別按照1～9編號；壓力面分為6個區域，分別按照A～F進行編號。對各個區域進行參數化處理并在原有葉型上增加一個控制點以模擬該區域的葉型制造偏差情況，如圖1所示，用以研究不同位置的制造偏差對渦輪葉柵通流能力和葉型損失的影響。

圖1 葉型表面研究區域劃分

1.2 研究方法

隨著近年來計算機發展水平的不斷提升，計算流體力學（Computational Fluid Dynamics）做為一種低成本、高精度的檢驗手段，被廣泛應用于葉輪機械的研制過程之中。隨著對包括湍流模型、附面層特性研究的不斷深入，計算流體力學在葉輪機械仿真方面已被廣泛采用[8]，在不考慮非定常效應的單列葉柵數值仿真過程中，通過選取合適的網格拓撲、湍流模型、邊界條件以及工質物性可以實現相當高的精度。

本文的數值模擬采用CFX軟件完成，通過求解三位定常粘性雷諾平均N-S方程，并選用兩方程SST湍流模型，在葉身近壁區使用優化的壁面函數，空間離散采用二階迎風格式。給定有限高度的平面葉柵幾何，并將上下端壁設置為自由滑移邊界以消除端區二次流動的影響。網格拓撲方面，采用H-O-H型網格，并在葉身壁面附近進行加密。網格無關性分析結果如表1所示。本分析過程所采用的單排葉柵網格數約為40萬，以消除網格數對計算結果的影響。

表1 網格無關性分析結果

2 計算結果分析

2.1 制造偏差對流量的影響

圖2為葉型表面不同軸向位置的制造偏差對渦輪葉柵通流能力的影響曲線，縱坐標為流量因子，定義為葉型超差100 μm時流量變化的百分比。

圖2 不同位置制造偏差對流量影響曲線

從圖2中可以看出，出現制造偏差的位置越靠近葉柵幾何喉部（吸力面喉部與壓力面尾緣），對葉柵通流能力影響越顯著。而葉柵前緣附近的制造超差對流量幾乎沒有影響。值得注意的是，吸力面靠近尾緣附近的超差，雖然處于喉部以后，但對葉柵的通流能力仍存在著一定的影響。

2.2 制造偏差對葉柵損失的影響

圖3和圖4分別為葉型壓力面、吸力面不同軸向位置的制造偏差對葉柵總壓損失的影響的區間圖，葉柵總壓損失的定義如公式（1）所示：

其中，Pt，in為葉柵進口總壓；Pt，out為葉柵出口總壓。對于壓力面來講，葉型中段的制造偏差對于流動損失的影響相對較弱，隨著偏差位置向前緣或者尾緣的方向移動，葉型損失開始增加，且尾緣附近單位幅值的制造偏差帶來的總壓損失是前緣附近的2.7倍。

圖3 偏差導致的壓力面損失變化幅值

圖4 偏差導致的吸力面損失變化幅值

對于吸力面來講，前緣附近的制造偏差對于性能的影響最小，隨著偏差位置向尾緣移動，葉型損失的變化幅值顯著增加，到了喉部附近100 μm的正向制造偏差約可導致1%的總壓損失變化，而100 μm的負向制造偏差約可導致0.6%左右的總壓損失變化。值得注意的是，基于當前葉型，在制造偏差的位置從吸力面前緣向尾緣移動的過程中會存在一個區域，在該區域里無論是正向偏差還是負向偏差都會導致葉型損失增加。這也說明當前葉型設計在該區域內存在一個最優值。

與此同時，從圖3和圖4中還可以分析發現，當制造偏差出現在高馬赫數區域時，其對損失影響的程度也對應增強。當前葉型表面馬赫數分布如圖5所示，壓力面的馬赫數在從前緣駐點開始向壓力面移動的過程中受到前緣附近葉型曲率的影響先膨脹加速，馬赫數顯著升高，而在沿葉型壓力面流動的過程中在通道收斂度的作用下呈現出先降后升的趨勢；吸力面的馬赫數從前緣駐點開始直至吸力面喉部的位置，其馬赫數一直是逐漸增加的，直至葉型喉部附近馬赫數達到峰值，此后馬赫數逐漸降低，并流經吸力面喉部后的區域進入主流通道，但在吸力面整個擴散段區域內的馬赫數水平仍顯著高于壓力面靠近尾緣的位置，這也從一定程度上解釋了吸力面靠近尾緣附近制造偏差對總損失的影響要顯著大于壓力面相應位置。

圖5 渦輪葉柵Ma數分布

從另一方面來看，在整個吸力面區域內的正向制造偏差導致的損失幅值通常都大于負向偏差，這一現象在靠近葉型喉部和尾緣附近愈加明顯。這主要是由于在整個吸力面葉型曲率半徑均為正，流體流動受到慣性力、流向壓力梯度和剪切應力的綜合影響存在“脫離”壁面的趨勢，此時正向的制造偏差等同于增加了局部的葉型曲率半徑，使得流體在該處產生加速，增加了流動損失。而當出現負向制造公差時，雖然在該區域的中心位置葉型曲率半徑有所減小，但是在區域兩端與相鄰區域銜接過渡的位置葉型曲率仍會出現增加，這種曲率變化的非光順性同樣導致了葉型損失的增加。

3 結論

（1）葉片表面制造偏差對葉柵的通流能力存在顯著影響，出現制造偏差的位置越靠近葉柵幾何喉部對葉柵通流能力影響越顯著。

（2）不同位置的單位尺度葉片表面制造偏差對葉型損失的影響可達1.1%左右，當偏差出現在吸力面時，其影響程度要顯著高于偏差出現在壓力面的情況。

（3）制造偏差對于葉型損失的影響與馬赫數存在相關性，高馬赫數區域的葉型偏差帶來的葉型損失要顯著高于低馬赫數區域。

[1]黃家驊，馮國泰，牛軍，等.渦輪效率改變對發動機加速特性的影響[J].推進技術，2003，24（4）：368-372.

[2]楊彤，馮國泰.動靜干涉下渦輪葉柵內部渦系結構分析[J].汽輪機技術，2013，55（5）：321-325.

[3]李紅麗，喬渭陽.靜葉時序對高壓渦輪性能影響的數值研究[J].科學技術與工程，2012，12（17）：4221-4225.

[4]牛茂升，臧述升，黃名海.間隙高度對渦輪葉頂間隙流動的影響[J].工程熱物理學報，2008，29（6）：935-939.

[5]李宇，鄒正平，劉火星，等.葉片安裝角偏差對渦輪通道內熱斑遷移的影響[R].中國工程熱物理學會熱機氣動熱力學與流體機械學術會議，2008.

[6]張偉昊，鄒正平，劉火星，等.葉型偏差對整機環境中渦輪性能的影響[R].中國工程熱物理學會熱機氣動熱力學學術會議，2009：1830-1834.

[7]Denton J.D.，Loss Mechanisms in Turbomachines[J].ASME. Journal of Turbomachinery，1993，115（4）：621-656.

[8]周燕佩，徐力平.計算流體動力學在航空葉輪機械中的應用[R].中國航空學會21世紀航空動力發展研討會，2000.

Influence of Blade Manufacturing Deviation on Aerodynamic Performance of Cascades

WANG Shi-ji
（Chinese Hangfa Commercial Aircraft Engine Co.，Ltd.，Shanghai 201108，China）

Aerodynamic performance of turbine is critical to the performance of the whole engine，either for aircraft or power plant.However，deviations in the process of blade manufacturing are not negligible on aspect of aeroperformance and life of the blade.In this paper，the differences between the surface loss mechanism and the loss distribution on different areas are analyzed，the influence of the manufacturing deviation in different regions on the flow capacity and pressure loss are also analyzed using CFD method.

cascade；manufacture tolerance；aerodynamic performance

V231.3

A < class="emphasis_bold">文章編號：1

1672-545X（2017）05-0097-03

2017-02-22

王士驥（1984－），男，內蒙古赤峰人，碩士，設計師，工程師研究方向：航空發動機氣動力學。