湯 旭,李國杰
(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所,沈陽110015)
沖擊距離對渦輪外環(huán)表面溫度影響的初步研究
湯 旭,李國杰
(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所,沈陽110015)
為分析渦輪外環(huán)具體結構對溫度的影響,在確定的流動與邊界條件下,以某型發(fā)動機高壓渦輪外環(huán)為研究對象并進行一定簡化,應用3維數值模擬手段計算和分析了不同沖擊距離對外環(huán)溫度最大值及分布的影響,在綜合考慮外環(huán)溫度水平和分布均勻程度的約束下給出了沖擊距離的最優(yōu)值為沖擊孔距離的6.5倍。具有較為實用的工程指導意義。
高壓渦輪機匣;熱負荷;渦輪外環(huán);沖擊冷卻距離;數值模擬
渦輪性能損失的1/3是由葉尖間隙的泄漏引起的[1];葉尖間隙與葉片高度之比每增加1%,渦輪效率降低約1.5%,耗油率增加約3%[2]。高壓渦輪機匣的熱變形是影響葉尖間隙的主要因素[3]。因此研究高壓渦輪機匣的熱變形特征對于保持發(fā)動機的性能、提高可靠性和經濟性具有重要的實際意義。國內眾多科研院所和高校對高壓渦輪機匣熱變形的理論計算、分析和試驗驗證做了大量研究[4-15],取得了豐碩成果;但國內的理論計算和分析也有基于高壓渦輪機匣結構特點分析的關鍵結構要素的提取和解析偏弱,與具體結構或工程實際需要的結合性不強等諸多不足。
本文基于具體工程需要、以某型發(fā)動機高壓渦輪外環(huán)為研究對象,借助3維數值模擬方法計算和分析了穩(wěn)態(tài)條件下不同沖擊冷卻距離對外環(huán)溫度的影響,確定了沖擊冷卻距離的最優(yōu)值。這一工作可以為高壓渦輪機匣的結構設計提供基礎性的參考和指導。
渦輪外環(huán)是高壓渦輪的重要結構件,在工作中承受著主通道高溫燃氣的熱沖擊。選用耐溫性能更好的材料是渦輪外環(huán)主要的結構特征之一。本文以IC9為渦輪外環(huán)的結構選材,在一定的結構和流動條件下,計算和分析渦輪外環(huán)的溫度及其分布。
IC9為Ni3Al基金屬間化合物高溫合金,其使用溫度為1570 K、密度為7940 kg/m3,在高溫下的持久強度均優(yōu)于常用的鎳基、鈷基和鐵基高溫合金的。
本文研究對象的結構和邊界條件如圖1所示。來自燃燒室的冷卻氣(二股氣流)進入集氣腔后經過孔板上的冷卻孔形成沖擊冷卻結構來冷卻渦輪外環(huán),并通過外環(huán)上的冷卻孔匯入主通道。
流體域的網格數目約為9.7×105;固體域的網格數目約為2.1×105。經多次試算:這樣的網格規(guī)模與硬件能力、網格的劃分方法以及計算精度等是比較適應的;
采用3維數值模擬方法計算,具體設置如下:
(1)計算程序:CFX v12.1;
(2)流體模型:理想氣體模型;
(3)湍流模型:K-Epsilon;
(4)流體域計算模型:總能模型;
(5)固體域計算模型:熱能模型;
(6)收斂判定標準:質量與速度分量、熱傳導及湍流與耗散殘差小于10-4。
分別計算和分析 L=7.75d、6.92d、6.08d、5.25d、4.42d和3.58d時渦輪外環(huán)表面S的溫度等參數的分布情況。為確保計算收斂和結果準確,對L不同值時的計算過程進行了監(jiān)測。質量與速度分量及取值點總溫、總壓的收斂監(jiān)測分別如圖2、3所示。
不同沖擊距離下表面S的溫度分布如圖4所示。
隨著沖擊冷卻距離L減小,渦輪外環(huán)表面S的最高溫度降低,這是因為距離越小氣流沖擊冷卻效果越明顯,氣流沖擊可以有效降低渦輪外環(huán)最高溫度:L最大時,S面的最高溫度為1468 K,距離IC9的安全使用溫度1570 K尚有102 K的裕度,即結構選材在使用溫度上是安全的。
為得到并比較不同沖擊距離下渦輪外環(huán)壁面S處的溫度分布,在周向選取5個截面即L、LM、M、RM和R截面;在每個截面與環(huán)面S交線上以3 mm為步長(總長24:X=-15~9)各選取9個點、讀取共45個點的溫度值。這45個點的徑向高度比原結構尺寸約小0.02~0.05 mm、以保證所取點完全位于固體域內。點的選取如圖5、6所示。
計算前文選取的各測點溫度、壓力,并將壁面溫度和總壓等繪制成曲線,如圖7所示。
從圖7中可見:
(1)紅色的Tmax是不同沖擊距離L下渦輪外環(huán)外環(huán)面S的最高溫度變化曲線;粉色的Tmin是最低溫度變化曲線;藍色的Tave是平均溫度變化曲線。由這3條的變化趨勢可知:壁面S的溫度隨沖擊距離的縮短而降低;
(2)Tmax、Tmin、Tave 3 條曲線的變化率(dT/dL)的規(guī)律大致相同;L=6.92d是變化率由大變小的臨界點 時,dT/dL較大,即S的壁面溫度對L的變化較為敏感;反之,當L<6.92d時,表面S的溫度對L的變化不敏感。這是因為當距離足夠短時氣流能夠起到明顯的沖擊冷卻作用,在流量不變的前提下,進一步縮短距離不會明顯改變沖擊效果,這也說明單純地縮短沖擊距離以期降低表面S的壁面溫度是受限的;其次,結構設計時應將L值置于小于6.92d的不敏感區(qū)域內;
(3)深綠色曲線D(T)是不同沖擊距離下S面溫度分布的標準差,即2(/45-1)]1/2。L減小時,D(T)增大,即S的溫度分布更為離散;且當6.92d>L> 6.08d時,D(T)的變化最為平緩,說明此時的溫度分布相對均勻。對標準差的分析有助于確定沖擊距離L的取值范圍;
(4)高綠色虛線ΔT根據“Tmax-Tmin+1200 K”繪制。ΔT的線狀說明S的壁溫差及近S處的靜壓(p=ρRT)隨L的變化不顯著。如果外環(huán)的變形大小取決于其溫度水平、應力取決于溫差,那么在現有的結構和流動條件下外環(huán)的應力與L無關;
可以將溫度、溫度的均勻程度和總壓的變化分為劇變區(qū)、平緩區(qū)和過渡區(qū),據此可以初步確定沖擊距離L的設計值。如圖8所示。
根據平均溫度、平均總壓和溫度的離散程度在不同L值下的變化趨勢結合加工工藝:在現有的結構和流動條件下,L的取值為6.50d較為合適,最大不大于6.92d,最小不小于5.74d,設計公差宜取下差。
本文利用3維數值模擬計算和分析了在穩(wěn)態(tài)流動條件和不同沖擊冷卻距離下渦輪外環(huán)表面的溫度分布特征,基于計算和分析結果給出了溫度分布優(yōu)劣的判定依據和沖擊冷卻距離的趨優(yōu)值,對于工程設計具有一定的指導意義。同時,基于流-固耦的計算域創(chuàng)建、不同湍流模型對計算結果趨向性影響和計算結果的分析手段等方面還需要做更多、更細致的工作。
[1]Boletis E,Sieverding C H.The development of axial turbine leakage loss for two profiled tip geometry using linear cascade data[J].Journal of Turbomachinery,1992,114:198-203.
[2]黃春峰,侯敏杰,石小江.航空發(fā)動機葉尖間隙測量技術研究[J].國際航空,2009(9):77-79.HUANG Chunfeng,HOU Minjie.Measurement of blade tip clearance in aeroengine[J].International Aviation,2009(9):77-79.(in Chinese)
[3]賀爾銘,宋力濤.EGT影響因素分析及措施[J].航空工程與維修,1999(6):20-21.HE Erming,SONG Litao.Analysis of EGT and measure to increase the EGT margin[J].Aviation Engineerging&Mainienance,1999(6):20-21.(in Chinese)
[4]Ameri A,Steinthorsson E,David L R.Effects of tip clearance and casing recess on heat transfer and stage efficiency in axial turbines[R].NASA-CR-1998-208514.
[5]Ebert E,Reile E.Bridging the gap between structural and thermal analysis in aircraft engine design[R].AIAA-2000-4780.
[6]Hendricks R C,Tam L T,Muszynska A.Turbomachine sealing and secondary flows part 2-Review of rotordynamics issues in inherently unsteady flow systems with small clearances[R].NASA-TM-2004-211991.
[7]葛紹巖,劉登流,徐靖中,等.氣膜冷卻[M].北京:科學出版社,1985:313-355.GE Shaoyan,LIU Dengliu,XU Jingzhong,et al.Gas film cooling[M].Beijing:Science Press,1985:313-355.(in Chinese)
[8]程榮輝,古遠興,黃紅超,等.民用航空發(fā)動機核心機技術發(fā)展研究[J].燃氣渦輪試驗與研究,2007,20(1):1-7.CHENG Ronghui,GU Yuanxing,HUANG Hongchao,et al.Investigation on the technical development of civil core engine[J].Gas Turbine Experiment and Research,2007,20(1):1-7.(in Chinese)
[9]陳光.航空發(fā)動機結構設計分析[M].北京:北京航空航天大學出版社,2006:349-393.CHEN Guang.Aeroengine structural design analysis[M].Beijing:Beihang University Press,2006:349-393.(in Chinese)
[10]顧偉,喬劍,陳瀟,等.民用航空渦扇發(fā)動機渦輪葉尖間隙控制技術綜述[J].燃氣輪機技術,2013,26(1):1-4.GU Wei,QIAO Jian,CHEN Xiao,et al.A review of turbine clearance control system for civil turbofan engine[J].Gas Turbine Technology,2013,26(1):1-4.(in Chinese)
[11]楊國才,袁耀邦.EF2000戰(zhàn)斗機的動力裝置-EJ200[J].國際航空,1997(5).54-55.YANG Guocai,YUAN Yaobang.EF2000 Fighter’s powerplant—EJ200[J].International Aviation,1997(5):54-55.(in Chinese)
[12]曉逸.EJ200 發(fā)動機及其發(fā)展[J].國際航空,1994(3):49-51.XIAO Yi.EJ200 Engine and its development[J].International Aviation,1994(3):49-51.(in Chinese)
[13]楊國才,伍玥,范怡.AL-31F發(fā)動機的改進新動態(tài)[J].燃氣渦輪試驗與研究,2004,17(2):59-62.YANG Guocai,WU Yue,FAN Yi.New improvement of AL-31F aeroengine[J].Gas Turbine Experiment and Research,2004,17(2):59-62.(in Chinese)
[14]梁炳南.燃氣輪機機匣建模及模態(tài)分析[D].大連:大連海事大學,2009.LIANG Bingnan.Modeling and modal analysis of gas turbine casing[D].Dalian:Dalian Maritime University,2009.(in Chinese)
[15]郭曉杰.航空發(fā)動機空氣系統(tǒng)與熱分析耦合方法研究[D].上海:上海交通大學,2014.GUO Xiaojie.Coupling computational approach of secondary air system and heat transfer in aeroengine[D].Shanghai:Shanghai Jiao Tong University,2014.(in Chinese)
Research on Influence of Impingement Distance on Turbine Shrouds Surface Temperature
TANG Xu,LI Guo-jie
(AECC Shenyang Engine Research Institute,Shenyang 110015,China)
In order to analyze the influence of shrouds structure on temperature,a HPT shrouds was taken as the research object and simplified under certain flow and boundary conditions.This paper used 3D numerical simulation method to calculate and analyze the influence of impingement distance on shrouds surface maximum temperature and temperature distribution in the steady state,and recommended the optimized impingement distance as 6.5 times as the aperture by considering the temperature level and distribution of the shrouds.These works could direct and benefit the HPT casing design and improvement.
HPT casing;thermal load;turbine shrouds;impingement distance;numerical simulation
V231.1
A
10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.002
2017-01-23 基金項目:航空動力基礎研究項目資助
湯旭(1988),男,碩士,工程師,從事渦輪結構設計工作;E-mail:tangxu881013@126.com。
湯旭,李國杰.沖擊距離對渦輪外環(huán)表面溫度影響的初步研究[J].航空發(fā)動機,2017,43(4):7-10.TANGXu,LI Guojie Research on influence ofimpingement distance on turbine shrouds surface temperature[J].Aeroengine,2017,43(4):7-10.
(編輯:李華文)