采用冷氣射流調節對轉渦輪高壓部件流量的數值研究

楊榮菲，李云朋，仲冬冬，葛寧

(南京航空航天大學 能源與動力學院, 江蘇 南京 210016)

0 引言

對轉渦輪較常規渦輪能顯著提高發動機推重比、減少陀螺力矩，而取消低壓導葉的對轉渦輪，更能減少發動機軸向尺寸及冷氣需求量。因此，無導葉對轉渦輪技術受到各國航空工業界的廣泛重視。由于無導葉對轉渦輪高壓轉子出口通常為全展向、全超音[1]，在通過調節尾噴管開度時僅影響低壓渦輪流動狀態，無法調節高壓渦輪進口流量。針對該問題，發展合適的對轉渦輪流量控制方法以實現航空發動機變工況流量調節的需求，是將對轉渦輪推廣到工程應用中的重要環節。

目前，渦輪流量調節方法主要包括機械式引入障礙物到流道中、可調導葉、引入第二股冷氣射流等，其中可調導葉曾被認為是最有效的渦輪流量控制方法[2]。雛偉偉等[3-4]研究了1+1/2高壓渦輪中高壓導葉角度調節對流量、流場以及損失的影響，發現導葉角度增加15°或減少8°，渦輪流量變化為25%左右，而且導葉調節過程中端區泄露損失是影響渦輪性能的一個重要因素[5]。

雖然可調導葉具有高效率、寬范圍流量調節的優勢，但其工程應用面臨著一系列問題，包括：不利于冷氣流路布置、端區預留間隙產生的泄露流會增加流動損失、調節機構增加額外質量[6]等。為了規避這些問題，在幾何不變的前提下，采用氣動調節方法來控制渦輪流量不失為一種工程中預期可實現的研究方向。氣動調節是通過在渦輪導葉或轉子流道中噴氣來實現減小流通面積從而減小渦輪進口流量的目的。該方法結構簡單、對發動機質量無影響、減少了渦輪設計難度。閏晨等[7]利用端區定常射流，張少波等[8]采用非定常脈沖射流來控制渦輪流量。結果表明：渦輪導葉喉部為最佳噴氣位置，在端區位置與主流成鈍角定常噴氣對渦輪流量的調節能力強于銳角或直角，流量最多可減少9%；脈沖噴氣的流量控制效果與定常噴氣相當，但對渦輪效率有小幅改善作用。

雖然國內在對轉渦輪氣動調節方面開展了一些研究，但對葉片表面射流孔進行氣動調節的系統研究較少，射流孔布局、角度設置仍存在經驗性。因此，本文對比研究了對轉渦輪中高壓部件導葉壓力面、吸力面布置不同軸向位置射流孔按照不同射流角度、射流流量噴氣時渦輪流量的變化情況，為渦輪氣動調節中參數設置提供指導。

1 研究對象和數值驗證

1.1 研究對象及數值方法

以某對轉渦輪高壓部件為研究對象，如圖1所示。采用Autogrid5自動生成HOH結構化網格，不考慮葉尖間隙，對固壁處進行網格加密以保證第一層網格y+<1。

圖1 計算模型示意圖

數值模擬采用課題組自主開發的CFD軟件NUAA-Turbo2.0[9]。該程序求解守恒型可壓縮N-S控制方程，對流空間離散采用三階WENO格式[10]、SST湍流模型[11]，并采用多核并行(MPI)計算。定常計算邊界條件：亞音速進口給定總溫、總壓、氣流角以及出口背壓，葉片表面為絕熱無滑移固壁，計算域周向采用周期性邊界，轉/靜交界面為一維無反射[12]的摻混面方法，射流采用源項法[13]。

1.2 數值方法驗證

1) 源項法可靠性驗證

源項法無需對離散孔劃分網格，只需在指定位置加入如質量、動量、能量及湍動能源項即可，在保證精度的同時可大大減少計算量。為驗證源項法的準確性，本文使用BURD和SIMON[14-15]的平板氣膜冷卻實驗模型及數據。選用長徑比2.3的試驗結果，其中射流角度為35°，射流孔D=19mm，主流速度為11m/s，速度比為1，主流溫度293K，射流溫度303K。計算域從孔上游5D到下游15D、高度5D、寬度3D。網格無關性驗證后最終網格量為48萬，如圖2所示，流向、法向和展向上節點為225×65×33，其中流向和展向網格均勻分布，固壁法向網格加密，保證第一層網格y+<1。

圖2 網格示意圖

氣膜冷卻效率η定義為

式中：T∞為主流；Tw為絕熱壁面溫度；Tc表示射流溫度。

圖3是射流孔下游X/D=2.5、3.75展向位置冷卻效率與實驗結果的對比。可看出數值模擬結果與實驗值吻合良好，說明源項法能有效預測射流與主流的摻混。

圖3 展向絕熱效率分布

2) 網格無關性驗證

靜子和轉子網格沿不同方向加密，計算得到不同網格量下渦輪進口流量和導葉50%葉高葉片表面相對靜壓分布，如圖4-圖5所示(因本刊黑白印刷，如有疑問可咨詢作者。)。可以看出當網格量達到271.7萬以上時，渦輪流量基本不變，葉片表面相對靜壓分布基本重合，因此可認為本文選用的271.7萬網格量滿足網格無關性。

圖4 渦輪流量隨網格量的變化

圖5 導葉50%葉高相對靜壓分布

1.3 算例說明

為了研究冷氣射流孔調節渦輪流量的可行性，以葉片表面無射流的對轉渦輪高壓級設計工況為基準，在導葉吸力面、壓力面分別沿展向布置17個直徑1mm的射流孔，射流孔位置為10%～90%軸向弦長、射流角度分別為30°、50°、90°、120°、150°，按照壓氣機出口總溫給定射流總溫，射流流量分別給定為1%、3%、5%、7%、8.4%渦輪設計點流量，數值計算不同射流參數下渦輪進口流量相較于基準工況的改變情況，用符號Rc表示：

式中：m表示渦輪進口流量；下標 “f” 、“c”分別為基準工況和冷氣射流工況。

2 結果與討論

2.1 基準工況流場分析

圖6為無射流時葉中截面相對馬赫數云圖。可以看到吸力側激波向下游發展并與尾跡作用；壓力面側內伸激波打在相鄰葉片吸力面并產生反射。轉子吸力面距前緣約55%軸向弦長處產生一道壓縮波，與轉子尾緣壓力面側產生的內伸激波相交后與下游尾跡相交。這在常規渦輪中是沒有的，這是因為常規渦輪中喉道位置在葉片尾緣附近，葉柵通道中氣流是亞音速流動的。

圖6 馬赫數云圖

2.2 壓力面射流對渦輪影響

圖7為最大冷氣量8.4%時壓力面不同噴射位置(相對軸向弦長x/Cx)和射流角度對渦輪流量的影響。可以看到相同冷氣量下渦輪流量調節效果與射流位置基本無關，射流角增加有利于增大流量調節范圍。考慮到導葉前緣附近溫度較高需要進行氣膜冷卻，因此選取靠近尾緣溫度較低的位置布置射流孔進行氣動調節。

圖7 壓力面射流流量8.4%時渦輪流量變化

圖8 壓力面80%軸向弦長處噴氣時渦輪流量變化

選取距導葉前緣80%軸向弦長處噴射冷氣，計算不同射流角和冷氣量下渦輪進口流量變化(圖8)。可以看到冷氣量為1%時進口流量僅減小了1%，基本無法起到氣動調節作用。銳角噴射時不同冷氣量下渦輪流量變化基本相同，當射流角度增加到90°、120°時渦輪流量隨冷氣量變化明顯，特別是當冷氣量較大時，120°射流角射流引起的渦輪流量減小量是銳角射流時的將近一倍，進一步增加射流角度至150°時渦輪流量調節效果并沒有較大改善，因此壓力面最佳射流角為90°～120°，冷氣量越大渦輪流量調節效果越好。

圖9為葉中截面馬赫數云圖，其中圖9(a)為基準工況，圖9(b)-圖9(d)為射流角、冷氣量改變工況。可以看出，射流以高于當地速度噴射進主流道，射流本身以及射流下游的低速區形成堵塞，在射流軌跡與相鄰葉片吸力面之間形成喉道，見圖中馬赫數為1的等值線，射流角越大、冷氣量越大，導葉喉道面積減小越多，對應于渦輪進口流量減小量增加。

圖9 壓力面80%軸向弦長噴氣時葉中截面馬赫數

2.3 吸力面射流對渦輪影響

對比圖7和圖10可看出，相較壓力面射流，相同噴氣流量下，吸力面射流位置對渦輪流量調節的影響更大，喉道下游射流引起渦輪流量改變量基本為零；喉道上游射流均能調節渦輪流量，其中喉道上游附近位置(距前緣50%、60%軸向弦長)射流對渦輪流量調節最敏感，此處除了流量調節范圍達到最大外，射流角增加引起的流量調節范圍增加量也最大。

選取50%軸向弦長處噴氣，計算不同射流角和冷氣量下渦輪流量變化見圖11。由圖可看出，相同射流角下渦輪流量變化量隨冷氣量增加而線性增加，相同冷氣量下渦輪流量變化量隨射流角增加先快速增加后緩慢增加。當射流角增加到120°時，進一步增加射流角引起的渦輪流量變化不大，因此120°為最佳射流角。相較壓力面，吸力面噴射冷氣對渦輪流量的改變量更大，特別是吸力面射流角120°、冷氣量8.4%時渦輪流量減小15%，是壓力面相同射流條件下渦輪流量減小量的1.5倍。

圖10 吸力面噴氣流量8.4%時渦輪流量變化

圖11 吸力面50%軸向弦長處噴氣時渦輪流量變化

圖12為導葉吸力面不同射流角度及冷氣量下葉中截面馬赫數云圖。對比圖9可看出，類似于壓力面射流通過流道堵塞實現渦輪流量調節的機理，射流軌跡與相鄰葉片壓力面之間的區域形成了渦輪喉道，隨射流角增加，射流軌跡遠離吸力面引起渦輪喉道面積減小；隨冷氣量減小，射流流動由超音速降為亞音速，射流軌跡受主流影響并更加貼近吸力面，引起渦輪喉道面積增加，同時亞音速射流削弱相鄰葉排壓力面內伸波撞擊在吸力面上的激波強度，使得反射波消失。

圖12 吸力面50%軸向弦長處噴氣時葉中截面馬赫數

3 結語

以對轉渦輪高壓級為研究對象，采用源項法數值研究了導葉吸力面、壓力面不同位置、角度射流孔以不同冷氣量調節渦輪流量的可行性，結論如下：

1) 壓力面不同位置射流均可調節渦輪流量，且調節效果基本相同；在壓力面近尾緣附近溫度較低區適合布置射流孔，渦輪流量調節效果與射流角、射流流量正相關，最佳射流角度為90°～120°。

2) 吸力面射流調節渦輪流量時，渦輪流量對射流位置敏感，渦輪喉道上游附近為最佳射流位置，渦輪流量的調節量隨射流角、冷氣量的增加而增加，最佳射流角為120°。

3) 相同射流參數下，吸力面射流較壓力面射流對渦輪流量調節效果更好，流動機理來源于射流軌跡及其下游低速區域形成的堵塞減少了渦輪喉道面積。