某型發動機高導氣動優化設計

李苑，向鑫，朱敬德，張周康

(1. 中國航發貴陽發動機設計研究所，貴州 貴陽 550081；2. 南昌航空大學 飛行器工程學院，江西 南昌 330063)

0 引言

隨著航空發動機的性能要求不斷提高，其渦輪前燃氣溫度也相應越來越高[1-3]。而對于多轉子發動機而言，高導葉片作為承受高溫燃氣沖擊的首個部件，其結構和性能對渦輪甚至整個發動機性能的影響都至關重要[4]。國內在研的某型號中等推力發動機樣機在試驗中常發生導葉超溫問題。通過多次串裝部件，明確高導葉片是發動機超溫的主要影響因素，需對高導葉片進行優化設計。該發動機高導葉片經初步驗證后發現，其葉型和結構的優化上尚需深入考慮[5]。因此，有必要對高導葉片葉型及結構進行優化改進設計。

國內外已有一些學者針對導向器葉片優化展開過相關研究。研究表明，導向器面積，特別是喉道面積對渦輪的性能影響很大[6]。工程應用上，有通過改變葉片安裝角[7]、優化端壁型線[8]、修整尾緣劈縫線型[9]等方法調整喉道面積，可使渦輪氣動性能滿足發動機調試的要求。但這些研究通常都忽略葉片受熱載荷和離心載荷的影響，而考慮這兩方面影響基礎上的工程實際優化改進的文獻報道還比較少。

本文以某系列發動機高導葉片為研究對象，通過三維數值模擬手段，展開對高導葉片的流道高度和尾緣劈縫處修型厚度對渦輪性能的影響規律研究，旨在通過優化高導葉片結構來提高渦輪性能，從而解決發動機導葉超溫問題。在葉型的改進中，考慮了渦輪工作狀態的熱膨脹和離心力引起的流道幾何變形，即流道視為熱態，并在高、低渦葉片處考慮了徑向熱態伸長，使得研究結果更適合工程實際應用。

1 數值計算方法

1.1 計算模型與網格劃分

本文優化對象為某系列渦扇發動機渦輪高壓導向器，其三維實物及葉型如圖1所示。與該發動機原型樣機的高導葉片相比(測仿結果)，高導的設計狀態流道偏小，且尾緣劈縫距離B值(即劈縫外形線至葉片尾緣型線的距離)偏大，導致高導流道(機匣、輪轂及葉片形成的流道)的通流面積減少。經測算，原型樣機通道喉道面積為142.5 cm2，設計狀態喉道面積為141.52 cm2。

圖1 高壓導向器設計圖狀態加工實物及葉型

采用商業軟件Ansys對該渦輪進行數值模擬研究。湍流模型用帶轉捩模型Gamma Theta的SST模型，對流項和湍流項離散格式為High Resolution，周期面設置為旋轉周期，轉靜交接面為一般連接，數據傳遞為混合平面(周向平均)，下游速度設置為級平均速度。為更好地模擬高導的氣動性能，計算流域考慮了機匣熱變形和葉片熱變形估算結果：高壓渦輪受熱膨脹程度較大，間隙取0.6mm；低渦葉片受熱膨脹較小，間隙取0.4mm。其中高導葉片數29個，高渦葉片數82個，低導葉片數47個，低渦葉片數83個。建立兩級渦輪的單通道計算域，網格模型及整體計算域見圖2。所有網格均為六面體結構化網格，經網格無關性校驗后選取網格總數約為400萬，網格Y+均<1。

圖2 網格模型及計算域

1.2 邊界條件

進口給定總溫(1 486.3 K)和總壓(1 501.24 kPa)邊界條件，轉子域給定物理轉速(高壓渦輪18 209 r/min，低壓渦輪13 266 r/min)，出口給定靜壓(209.65 kPa)邊界條件。冷氣邊界位置位于各葉片葉身和緣板上的氣膜孔及尾緣劈縫以及轉靜子間的封嚴處。冷卻氣總壓與渦輪進口壓力相同，總溫為781 K。燃氣的動力黏度按Sutherlands公式給定，其中參考溫度為293.111 K，參考動力黏度為1.716×10-5Pa·s，Sutherlands數為110.555 K；熱傳導系數按Sutherlands公式給定，其中參考溫度273.16 K，參考熱傳導系數0.024 2 W/(m·K)， Sutherlands數為194 K。

2 流道高度優化研究

2.1 渦輪性能對比

設計狀態比原型樣機的高導通流面積偏小約0.8%，這將導致渦輪氣動性能發生偏差。由數值模擬結果(表1)可知，設計高導狀態流量偏小約0.2 kg/s，高渦效率偏低約0.2%，低渦效率偏低約0.1%，高渦輸出功率偏小0.45%。設計圖狀態存在較大的性能優化空間。

表1 不同模型對應的渦輪性能參數

2.2 流道高度的影響

增加高導的通道(流道)高度不僅可增加高導的流通能力，還有利于減少損失。然而高導流道高度過大將使渦輪氣動偏離設計狀態，引起兩級渦輪氣動性能匹配問題。因此有必要分析流道高度對渦輪性能的影響。本文對高導的子午型線通過取整和增加機匣型線高度的方式，選取了3個不同流道高度進行數值模擬研究。其中高導的輪轂型線直徑統一取整為406mm，機匣型線直徑分別為468mm、468.25mm和468.5mm，即流道高度為31.00mm、31.25mm和31.50mm。流道高度每增加0.25mm，高導喉道面積增加約0.8%(約為設計圖樣與原型樣機的面積差)。

不同流道高度下的渦輪性能參數變化如圖3所示。由圖3(a)可知，隨著流道高度增加，高渦流量幾乎成正比增加，這說明當前高導工作狀態處于臨界(流量由高導喉道面積確定)，下游流場沒有出現臨界狀態，渦輪的通流能力由高導決定。然而高渦流量的增加不一定帶來渦輪整體能效的提高，過高的流量可能造成低壓渦輪工作狀態變化。從圖3(b)可知，隨著高導流道高度的增加，高渦效率亦小幅增加，這表明高導堵塞流動狀態得到略微改善；而低渦效率呈現先增加后降低的趨勢，過大的流量可能使得低渦氣動匹配變差，效率反而降低。綜合來看，在考慮熱膨脹和離心力引起的流道幾何變形后，適當增加流道高度將有效改善渦輪的流動狀態，使得渦輪性能得到提升，通流能力增加；而過多地增加流道高度將導致高低壓渦輪氣動匹配變差，使得低壓渦輪效率降低。對于本文研究對象，為獲得渦輪整體綜合性能最優，應增加流道高度1.6%(0.25mm)，流量增大1.55%，高渦效率提升0.09%，低渦效率提高0.05%。

圖3 不同流道高度高導下的渦輪性能參數變化

3 尾緣劈縫修型厚度的影響

3.1 尾緣劈縫修型優化方法

尾緣劈縫型線見圖4。劈縫口是根據氣膜冷卻用氣量決定的，為確保導向器不會被高溫氣流燒蝕，其尺寸是固定的；劈縫外緣型線與尾緣葉型型線之間的距離B可以進行調整，會改變葉片壓力面的壓力分布，從而影響高導性能。此外，劈縫接近高導喉道位置，劈縫距離B過大可能使得劈縫位置通流面積小于原本喉道位置，從而造成渦輪喉道變化，影響氣動性能。另一方面，劈縫距離存在極限值，過小將造成葉片加工困難，工程難以實現。以設計圖狀態劈縫距離B為基準，選取不同修型距離(如圖4所示，修型0.19mm指劈縫距離比原距離B減小0.19mm)進行數值模擬計算，以獲得最優尾緣劈縫修型，計算結果見表2，其中最大修型厚度為0.40mm，低于此修型厚度將造成葉片劈縫加工困難。

圖4 高導葉片尾緣劈縫修型示意圖

表2 壓力面尾緣氣膜劈縫修型

3.2 渦輪性能對比

不同高導劈縫處修型距離的渦輪性能如圖5所示。由圖可知，隨著修型距離的增加，高渦輸出功率略有上升，而流量呈現先增加后不變的趨勢。這是因為劈縫的修型會使葉片表面壓力變化，改善喉道附近的流動，但過多的修型不會繼續增加流量，表明劈縫修型不影響喉道流動。從效率圖來看，高渦的效率隨著修型距離增加而上升，但低渦效率呈現先增加后減少的趨勢，說明過多的劈縫修型不一定獲得渦輪綜合最優的效果，應考慮兩級渦輪氣動匹配問題，選擇最優的劈縫修型距離。

圖5 不同高導劈縫處修型距離下的渦輪性能參數對比

根據高導葉型載荷分布(圖6)及高導中間截面馬赫數分布(圖7)可知，高導通道在尾緣氣膜冷卻的劈縫處附近先收縮后擴張，流動先膨脹加速，在壓力面形成較大逆壓區域，產生損失。修型距離0.19mm使得葉型自然光順時，逆壓區域仍較大；繼續修型可以明顯減小逆壓區域，改善當地流動情況。最優修型距離應為0.40mm，即加工極限，性能將比原型樣機還要優，然而此時兩級渦輪氣動匹配并非最優狀態，且加工品質不易把控。故最優的修型距離可取0.30mm，此時高渦效率增加0.15%，功率增加0.3%。

圖6 不同修型距離下高導葉片50%葉高截面載荷分布

圖7 不同修型厚度下高導葉片50%葉高截面載荷分布

4 結語

在工程實際中，熱載荷和離心載荷將導致渦輪氣動性能出現偏差，應通過進一步優化手段改善渦輪氣動性能。本文通過數值模擬手段研究了渦輪高導葉片流道高度和尾緣劈縫修型距離對渦輪性能的影響規律，得到了以下結論。

1)考慮工程實踐狀態，可適當擴張流道尺寸以改善渦輪性能，緩解發動機超溫問題。流道擴張存在最優的值，對于本文研究對象最佳的流道高度應增加1.6%，此時可實現高導流量加大1.55%，高渦效率提高0.25%，高渦功率提升0.6%。

2)葉片冷卻孔的劈縫半徑可影響高導葉片通流能力，從而對渦輪性能產生影響。相對最佳修型方式為綜合考慮渦輪性能前提下，盡可能選取較小的劈縫距離。本文研究對象，最優的修型距離為0.3mm，此時高渦效率增加0.15%，功率增加0.3%。