高負荷跨聲速渦輪葉型設計方法研究

陳 云，王 雷，馬廣健

(中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015)

1 引言

高壓渦輪性能直接決定著航空發動機的推力、耗油率以及工作可靠性。隨著發動機總增壓比的逐步增大，對高壓渦輪功率水平的要求也不斷提高。為實現更高的功率輸出，提高渦輪膨脹比成為最有效的一種手段。

提高渦輪膨脹比最突出的問題是，渦輪葉柵內馬赫數提高，跨聲速流動導致的激波損失增加，使得渦輪效率明顯下降[1]。對此，國外開展了相關研究。如Sieverding等對跨聲速渦輪葉柵內復雜流動進行分析，建立了超聲速渦輪葉柵尾緣波系結構及激波與吸力面邊界層相互作用的理論模型[2]。VKI實驗室對出口馬赫數約1.0的跨聲速高壓渦輪導向葉片葉型設計進行了研究，通過優化設計技術對葉背型線進行優化，降低了葉柵內的激波損失，但其研究的高壓渦輪葉柵出口馬赫數水平相對較低，葉柵內激波強度較弱[3]。美國UEET計劃中針對提高單級跨聲速高壓渦輪功率及效率開展了研究，提出在TECH56單級高壓跨聲速渦輪基礎上提高33%的負荷水平，實現單級膨脹比5.5的高壓渦輪設計目標[4]。在跨聲速渦輪設計方面，國外公開發表的研究報告相對較少，且只給出了一些大致研究方案介紹，并無具體設計方法說明。

筆者通過對國外高壓渦輪先進設計技術[5-18]的追蹤和研究發現，要突破高負荷跨聲速高壓渦輪氣動設計難題，需要在渦輪負荷匹配、高負荷跨聲速渦輪葉型設計、精細流動損失控制等方面開展深入研究。為此，本文重點針對高負荷跨聲速渦輪葉型設計開展了研究，提出一種全新的跨聲速渦輪葉型設計技術。通過合理控制跨聲速渦輪葉型葉背曲率，在馬赫數較低的區域采用大曲率設計，使亞聲速氣流快速膨脹加速，增加渦輪葉型氣動負荷。在靠進喉部區域，通過控制葉型曲率，構造一組壓縮波降低內尾波前馬赫數(預壓縮設計方法)，從而降低跨聲速渦輪內尾波及其反射波的強度，實現了多跨聲速渦輪葉柵內流動的合流組織。

2 設計方法研究

跨聲速渦輪葉柵內的激波損失是高壓渦輪的一個主要損失，降低該損失是葉型設計中需重點研究的內容。式(1)和式(2)分別給出了激波損失系數及激波前后壓力變化關系。

式中：T為溫度，Δs為熵增，Δh為焓降，R為氣體常數，p為激波前靜壓，Δp為激波靜壓升，γ為比熱比，Ma1為來流馬赫數，β為氣流來流方向與激波的夾角，δ為氣流經過激波后的轉折角。由公式可知，激波壓縮過程的損失系數與來流馬赫數的4次方成正比。所以對于高負荷跨聲速渦輪葉型設計，降低激波損失的關鍵是降低激波前馬赫數。根據這一原則，再結合對不同高壓渦輪的詳細計算分析和對國外文獻的研究及大量的摸索設計，提出了高負荷跨聲速高壓渦輪葉型設計控制激波損失的方法。

對于高壓渦輪導葉，其葉柵喉部前的葉型通過增加葉背前部曲率，使亞聲速氣體在較短距離內加速到超聲速。這種設計有利于縮短葉片軸向寬度或減少葉片數，同時增加喉部后擴散段相對長度。在喉部處通過控制葉背曲率，適當減弱喉部區域超聲速氣體的加速，以降低葉柵內尾波前馬赫數，減弱激波強度。葉柵喉部后擴散段，通過優化葉型安裝角、出口構造角及尾緣彎折角，控制擴散段葉柵槽道面積比，實現超聲速氣體均勻加速。圖1給出了全新構建的跨聲速高壓渦輪導葉與常規導葉葉柵通道內流動組織結構的對比。

圖1 導葉葉柵通道內的流動組織Fig.1 Flow structure in the nozzle cascade passage

高壓渦輪動葉葉型設計的關鍵是提高葉盆葉背壓差，壓差越大葉型的負荷越高。對于跨聲速高壓渦輪，氣體進入葉柵后在葉背處快速加速降低葉背壓力，有利于提高葉型負荷水平，所以同樣可采用增加葉型葉背前部曲率的設計方法。在葉柵前部快速加速后的氣體馬赫數較高，為避免由此產生較大的激波損失，必須采取有效措施對其控制。研究國外文獻發現，在葉柵設計中通過控制葉柵喉部處葉背型線曲率，使葉柵通道內的氣體在內尾波前形成一組壓縮波，與葉柵尾緣處的膨脹波相互作用，可減弱氣體通過尾緣膨脹波加速，并降低內尾波前馬赫數，進而減弱內尾波及其反射波的強度。這種預壓縮設計思想不僅可提高葉柵負荷水平，還可降低激波強度。圖2給出了按上述思路全新構建的跨聲速動葉與常規動葉葉柵通道內流動組織結構的對比。

圖2 動葉葉柵通道內流動組織Fig.2 Flow structure design in the blade cascade passage

綜上所述，高負荷跨聲速渦輪葉型設計方法可歸納為：①增加葉型葉背前部曲率，縮短軸向寬度，提高葉型負荷；②減弱導葉喉部處氣體加速，控制氣體在擴散段內均勻膨脹；③動葉喉部處采用預壓縮設計，減弱內尾波及外尾波強度。

3 設計方法應用研究及對比分析

利用上述設計方法對某跨聲速高壓渦輪氣動設計進行了改進。改進設計保持原高壓渦輪子午流道及轉子葉片數不變，重新設計葉型，其中導、動葉軸向間距保持不變。數值計算采用Numeca軟件進行，轉、靜子交界采用無反射的混合面模型。圖3～圖5分別為改進前后葉中截面葉型示意圖、馬赫數云圖及葉型表面等熵馬赫數分布對比圖。

圖3 高壓渦輪葉中截面葉型示意圖Fig.3 Profile contrast of high pressure turbine mid-span airfoil

圖4 高壓渦輪葉中截面馬赫數云圖Fig.4 Mach number contours of high pressure turbine mid-span airfoil

改進后高壓渦輪導葉采用大圓頭設計，增大葉型葉背喉部前的曲率；葉柵采用收斂葉柵槽道設計，喉部位置更加靠前，增加喉部后擴散段的長度；擴散段內，葉背采用接近直線的小曲率型線設計。與原方案相比，改進后導葉軸向寬度縮短18%，葉片數減少17%。同時，喉部后擴散段優化設計后使得葉柵內流動更加均勻，葉柵外尾波強度也得到降低。

動葉葉型通過增大葉型葉背喉部前的曲率，使得氣體進入葉柵后快速膨脹；葉柵采用收擴槽道設計，在喉部處通過葉型幾何參數及型線曲率控制，構造出一組壓縮波，實現對超聲速氣體的預壓縮。從圖6給出的高壓渦輪動葉葉柵內波系結構對比可看出：原方案葉柵通道內靠近葉背的超聲速氣體經尾緣膨脹波及反射膨脹波兩組波加速，之后經過內尾波減速，斜激波后氣體經過反射膨脹波繼續加速，經過反射斜激波減速。由于氣體馬赫速較高，使得葉柵出口形成一道強度較強的外尾波，并與反射激波及反射膨脹波相交，在葉柵出口形成一道正激波貫穿通道。改進方案采用預壓縮設計后，在葉型喉部處構造出的一組壓縮波與尾緣膨脹波相互作用，減弱了膨脹波強度，使得反射膨脹波強度減弱，并降低了內尾波前馬赫數，導致內尾波強度減弱。最終使得反射膨脹波及反射激波的強度都大幅降低，同時外尾波也明顯減弱。圖7、圖8給出了改進方案和原方案導葉、動葉葉中截面熵分布云圖。對比可知，改進方案葉柵內因激波導致的熵增幅度降低。

圖5 葉型表面等熵馬赫數分布Fig.5 Isentropic Mach number distribution of blade surface

圖6 動葉葉柵內波系結構Fig.6 Wave system in the blade cascade

圖7 導葉熵云圖Fig.7 Nozzle entropy contours

圖8 動葉熵云圖Fig.8 Blade entropy contours

圖9 高壓渦輪總壓恢復系數對比區間Fig.9 Total pressure recovery coefficient contrast range of high pressure turbine

表1 高壓渦輪總壓恢復系數對比Table 1 Total pressure recovery coefficient contrast of high pressure turbine

表2 高壓渦輪葉柵內馬赫數對比Table 2 Mach number contrast of high pressure turbine cascade

為進一步分析高壓渦輪導葉、動葉葉柵內損失，將葉柵通道內的總壓損失分為葉柵進口到尾緣及尾緣到出口兩部分(圖9)，分別對葉柵內部及葉柵出口的損失進行評估。表1、表2分別給出了改進前后4個區間的總壓恢復系數和葉柵內馬赫數對比。由表可知，因改進方案保持子午流道不變，所以導葉、動葉葉柵出口馬赫數與原方案基本相同。但改進后，導葉葉柵槽道內靠近葉背表面處內尾波前馬赫數由1.58降低到了1.40，且通過設計合理控制了葉柵通道內超聲速流動，使得改進方案1、2區間總壓恢復系數都有較大提高；動葉通過采用預壓縮設計，使得動葉葉柵槽道內靠近葉背表面處內尾波前馬赫數由1.52降低到了1.45，降低了葉柵內反射激波及外尾波強度，消除了原方案葉柵出口處的正激波，使得區間4總壓恢復系數有了較大提高。通過改進設計，高壓渦輪氣動效率提高了約1.5個百分點。

4 結論

通過開展低損失跨聲速渦輪葉型設計研究，主要得到以下結論：

(1)高壓渦輪膨脹比提高，渦輪葉柵內馬赫數逐步增大，由此導致的激波損失為渦輪的一個主要損失。

(2)跨聲速渦輪葉型設計采用先進的波系控制技術，能有效降低葉柵內激波損失，對提高渦輪效率具有重要意義。

(3)研究提出的葉型設計方法應用到高壓渦輪改進設計中，實現了效率水平的提升，取得了較好效果。該方法也可應用于類似的跨聲速軸流渦輪葉型設計。