尾緣彎折角對(duì)寬攻角范圍渦輪葉片氣動(dòng)性能影響的數(shù)值研究

方堪羨 ，李 維 ，張紹文 ，張村元

（1.中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲412002；2.中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉輪機(jī)械湖南省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖南株洲412002）

0 引言

高速直升機(jī)是未來直升機(jī)的重要發(fā)展方向，針對(duì)高速直升機(jī)高速飛行時(shí)需要降低旋翼轉(zhuǎn)速的工作特點(diǎn)，采用變轉(zhuǎn)速渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)是滿足高速直升機(jī)動(dòng)力需求的重要技術(shù)途徑之一。變轉(zhuǎn)速渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)可根據(jù)直升機(jī)飛行狀態(tài)的變化，在發(fā)動(dòng)機(jī)一定的功率范圍內(nèi)改變動(dòng)力渦輪輸出轉(zhuǎn)速?gòu)亩刂菩磙D(zhuǎn)速，提高直升機(jī)高速飛行時(shí)旋翼的氣動(dòng)效率。

對(duì)于變轉(zhuǎn)速動(dòng)力渦輪而言，采用固定幾何的寬攻角適應(yīng)性渦輪是最具有可行性的技術(shù)方向。寬攻角適應(yīng)性渦輪葉型在進(jìn)氣攻角變化較大的范圍內(nèi)工作性能良好，為設(shè)計(jì)氣動(dòng)損失小、低損失工作范圍寬的渦輪葉型，采用葉型參數(shù)化研究以得到寬攻角適應(yīng)性葉型[1-2]。從近年公開發(fā)表的文獻(xiàn)而言，國(guó)內(nèi)外對(duì)于寬攻角適應(yīng)性葉型研究還處于探索階段，而且對(duì)于寬攻角范圍內(nèi)葉型參數(shù)變化對(duì)氣動(dòng)性能影響的研究不多。Moustapha[3]提出前緣幾何參數(shù)、流道收斂性都會(huì)影響攻角損失。Mark Sucjezky等人[4]提出葉型前緣形狀和葉型最大厚度都會(huì)影響效率，在低轉(zhuǎn)速下，葉型前緣曲率光順后比未光順的效率更高。Joinini等人[5]針對(duì)葉片進(jìn)口構(gòu)造角在不同攻角下進(jìn)行了一系列試驗(yàn)，研究表明在正攻角下，損失對(duì)進(jìn)口構(gòu)造角增大而增大。馮子明等人[6]對(duì)正彎葉片仿真模型進(jìn)行了攻角變化對(duì)渦輪性能的影響研究，研究結(jié)果表明葉片的后加載特性具有很好的攻角適應(yīng)性，負(fù)攻角可提高渦輪葉片效率，而正攻角會(huì)降低效率。商宇[7]、陳浮等人[8]等人采用數(shù)值模擬方法與葉柵吹風(fēng)試驗(yàn)相結(jié)合的方法，研究了攻角變化對(duì)具有較大前緣和進(jìn)口楔角的渦輪葉柵的氣動(dòng)性能影響。試驗(yàn)結(jié)果表明，在寬攻角變化下，具有較大前緣和進(jìn)口楔角的葉型氣動(dòng)性能更佳。

葉型參數(shù)包括：前緣直徑、前緣曲率、幾何構(gòu)造角、尾緣彎折角等。本文擬研究葉型尾緣彎折角變化對(duì)寬攻角范圍內(nèi)渦輪氣動(dòng)性能參數(shù)的影響，通過模擬計(jì)算不同尾緣彎折角葉型在寬攻角范圍內(nèi)的變化，分析其內(nèi)部流場(chǎng)、出口氣流角、表面靜壓分布、損失系數(shù)等氣動(dòng)性能參數(shù)，得到關(guān)于葉型尾緣彎折角與渦輪平面葉柵氣動(dòng)性能影響的規(guī)律，為之后的攻角適應(yīng)性葉型設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。

1 研究對(duì)象

葉片造型采用11參數(shù)法見圖1所示，葉盆采用一段NURBS曲線控制，為了能嚴(yán)格控制葉片喉部寬度葉背采用兩段NURBS曲線，葉背喉部切線和尾緣切線的夾角為尾緣彎折角。以某動(dòng)力渦輪第一級(jí)動(dòng)葉中截面葉型為基準(zhǔn)，表1為基準(zhǔn)葉型主要幾何參數(shù)。

圖1 葉型尾緣彎折角示意圖

表1 基準(zhǔn)葉型幾何參數(shù)

圖2為不同尾緣彎折角葉型對(duì)比示意圖。表2為模擬計(jì)算給定的來流氣流角及攻角，模擬計(jì)算所選用的攻角范圍為-69.72°～ 16.68°.

圖2 不同尾緣彎折角葉型示意圖

表2 攻角范圍

2 數(shù)值方法

2.1 計(jì)算域、網(wǎng)格劃分和邊界條件

圖3為計(jì)算域模型示意圖，其中，Lx為葉柵軸向弦長(zhǎng)，進(jìn)口位置距離葉柵前緣1.5倍Lx，出口位置葉柵尾緣2.5倍Lx，展弦比Lx/h為4.

圖3 計(jì)算域模型示意圖

高質(zhì)量網(wǎng)格可幫助獲得高精度、可靠的模擬計(jì)算結(jié)果。采用商業(yè)Ansys-ICEM軟件對(duì)計(jì)算域模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，分別對(duì)葉柵前緣、尾緣和上下端壁進(jìn)行網(wǎng)格加密，控制葉柵壁面網(wǎng)格Y+均在2左右。圖4為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格示意圖。進(jìn)口邊界給定進(jìn)口總溫、總壓，來流氣流角；出口邊界給定出口靜壓，保證進(jìn)口Re數(shù)、出口Ma數(shù)恒定。

圖4 結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格示意圖

2.2 計(jì)算公式

葉柵靜壓損失系數(shù)ψ：

葉柵表面靜壓分布系數(shù)CPs：

總壓恢復(fù)系數(shù)σ：

式中Pt,1為進(jìn)口總壓，Pt,2為出口總壓，P2為出口靜壓，P為葉柵表面靜壓。

2.3 可靠性驗(yàn)證

CFX對(duì)于寬攻角范圍內(nèi)模擬計(jì)算準(zhǔn)確度較高[8]。采用ANSYS-ICEM劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，選擇SST湍流模型在CFX中進(jìn)行三維數(shù)值模擬計(jì)算。首先進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性研究，圖5為不同網(wǎng)格量下平面葉柵損失系數(shù)ψ和總壓恢復(fù)系數(shù)σ，由圖可知，當(dāng)網(wǎng)格量達(dá)到130萬時(shí)，模擬計(jì)算結(jié)果不再受網(wǎng)格量變化的影響。

圖5 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證所用的計(jì)算工具的準(zhǔn)確性及可靠性，首先對(duì)于一排渦輪平面葉柵[9]進(jìn)行計(jì)算，并與其攻角特性試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。采用計(jì)算域網(wǎng)格量為130萬，湍流模型為SST，對(duì)不同攻角下平面葉柵模擬計(jì)算。圖6為不同攻角下渦輪葉柵表面靜壓分布。可以看出，在大正/負(fù)攻角下，模擬計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)吻合度較好，CFX軟件可以定性模擬寬攻角范圍內(nèi)流動(dòng)。

圖6 不同攻角下葉柵表面靜壓分布

3 結(jié)果分析

3.1 葉片表面靜壓分布

圖7為不同攻角下尾緣彎折角變化時(shí)葉柵表面靜壓分布圖。如圖7所示，尾緣彎折角影響壓力面上最小靜壓點(diǎn)位置，增大尾緣彎折角會(huì)使葉片載荷后移，損失系數(shù)減小，減小尾緣彎折角會(huì)使葉片載荷前移。尾緣彎折角變化對(duì)吸力面上表面靜壓分布略有影響；對(duì)壓力面而言，葉柵表面靜壓系數(shù)從前緣點(diǎn)開始增加，直至達(dá)到最大峰值；接著靜壓系數(shù)開始減小，直至達(dá)到一最小值，之后至尾緣位置靜壓系數(shù)緩慢增大至尾緣。

圖7 不同攻角下葉柵表面靜壓分布

圖8為不同攻角下葉柵表面靜壓分布及極限流線圖。由圖可知，在負(fù)攻角下，壓力面內(nèi)凹處有一分離區(qū)，分離區(qū)內(nèi)表面極限流線中斷，在分離區(qū)之后靠近端壁上下各有一高壓區(qū)，隨著尾緣彎折角的增大，高壓區(qū)逐漸擴(kuò)展至中徑；葉片吸力面靠近前緣位置有一低速區(qū)，隨著彎折角增大低速區(qū)逐漸向尾緣逐漸移動(dòng)。

在正攻角下，吸力面上靠近端壁上下各有一低壓區(qū)，葉片低壓位置隨尾緣彎折角的增大逐漸向后移動(dòng)，且靜壓略有降低。

圖8 不同攻角下表面靜壓分布及極限流線（尾緣彎折角由左至右增大）

3.2 出口氣流角徑向分布

為了直觀地分析尾緣彎折角變化對(duì)寬攻角范圍內(nèi)渦輪葉柵出口流場(chǎng)的影響，給出渦輪葉柵出口氣流角徑向分布。

圖9為不同攻角下尾緣彎折角變化的葉柵出口位置截面出口流場(chǎng)。由圖可以看出，當(dāng)攻角一定時(shí)，出口氣流角隨尾緣彎折角增大而增大。

圖9 不同攻角下出口氣流角徑向分布

當(dāng)攻角為負(fù)攻角時(shí)，負(fù)攻角越小，渦輪葉片表面壓力面逆壓梯度越小，出口氣流角徑向分布越均勻；當(dāng)攻角為正攻角時(shí)，葉片上下端壁受二次流影響產(chǎn)生通道渦隨攻角增大而逐漸擴(kuò)大。

圖10為δ=16.8°為下不同攻角出口氣流角徑向分布。由圖可知，尾緣彎折角一定時(shí)，出口氣流角隨攻角的增大而減小。

圖10 下不同攻角出口氣流角徑向分布

3.3 葉柵損失系數(shù)

大幅度的攻角變化對(duì)渦輪葉柵內(nèi)部流場(chǎng)尤其是葉柵前緣葉片表面流動(dòng)影響顯著，攻角變化主要影響吸力面前緣的負(fù)荷分布及壓力面內(nèi)凹處分離區(qū)大小。

圖11為寬攻角范圍內(nèi)不同彎折角下的葉柵損失系數(shù)，由圖可以看出，三個(gè)不同尾緣彎折角葉型在攻角約為7°時(shí)，渦輪葉柵損失系數(shù)相等。當(dāng)彎折角不變時(shí)，損失系數(shù)先減小后增大，-23.89°攻角損失最小；當(dāng)攻角小于7°時(shí)，損失系數(shù)隨彎折角增大而減小；當(dāng)攻角大于7°時(shí)，損失系數(shù)隨彎折角增大而增加。渦輪葉柵在0°~-40°攻角下?lián)p失系數(shù)變化不大。

圖11 不同彎折角下葉型寬攻角特性

圖12 為不同攻角下葉柵中徑Ma及極限流線云圖，圖12a）、13b）中彎折角由左至右逐漸增大。在負(fù)攻角下，彎折角越大，葉片壓力面負(fù)荷越小，渦輪葉柵損失越小；在正攻角下，彎折角越大，吸力面上逆壓梯度越大，分離損失越大。

圖12 不同攻角下葉柵中徑Ma及極限流線云圖（彎折角由左至右增大）

4 結(jié)論

本文以某型動(dòng)力渦輪第一級(jí)動(dòng)葉中徑葉型為研究對(duì)象，采用數(shù)值模擬方法對(duì)比了在較大正攻角或較大負(fù)攻角下，尾緣彎折角變化對(duì)渦輪葉型面靜壓、出口氣流角和損失系數(shù)的影響，分析得到如下主要結(jié)論：

（1）尾緣彎折角變化影響渦輪葉柵表面靜壓系數(shù)分布，當(dāng)尾緣彎折角增大時(shí)，吸力面最低靜壓略有降低，載荷后移。

（2）在同一尾緣彎折角下，出口氣流角隨進(jìn)口攻角增大而增大；當(dāng)攻角一定時(shí)，出口氣流角隨尾緣彎折角增大而減小。

（3）當(dāng)彎折角不變時(shí)，攻損失系數(shù)先減小后增大；在較大負(fù)攻角（小于7°）下，損失系數(shù)隨尾緣彎折角增大而減小，在較大正攻角（大于7°）下，損失系數(shù)隨尾緣彎折角增大而增大。