轉/靜干涉對渦輪動葉氣膜冷卻的影響

付斌，史家偉，黃康才

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，四川 成都 610500)

0 引言

航空發動機渦輪內部流場具有復雜的非定常特性，包括轉/靜干涉、分離流、二次流、冷氣流、熱斑等。其中轉/靜干涉會導致氣冷渦輪動葉前緣壓力、溫度、速度均有較大波動，對前緣氣膜孔出流產生巨大影響。在發動機長試中，渦輪動葉前緣常常發生氧化燒蝕現象，影響渦輪葉片的壽命及可靠性。因此，研究渦輪轉/靜干涉機理及其對動葉前緣氣膜孔出流的影響意義重大。

國內外學者一直致力于渦輪轉靜間非定常流動機理的研究。DOORLY D J等[1]用轉動的圓棒模擬導向葉片的尾緣激波和尾跡, 發現激波直接打在葉片表面對換熱的影響不大。SMITH A C等[2]通過研究非定常激波對氣冷渦輪葉片冷氣出流的影響，發現由于葉片總引氣量一定，激波減小了葉片吸力面的冷氣量，而使得壓力面的冷氣量相應增加。HEIDMANN J[3]計算結果表明，尾跡的非定常掃掠使壓力面的展向氣膜冷卻有效溫比降低，主要原因是尾跡使冷卻氣流脫離壁面，加劇冷卻氣流和主流的摻混程度。KORAKIANITIS T[4]的研究表明對于無激波的中等負荷渦輪，決定尾跡干涉或勢干涉占主導地位的主要參數是靜子、轉子的節距比。周莉等[5]發現尾跡寬度增大，使葉片表面氣膜冷卻效率降低的程度增加，尾跡對壓力面冷卻效果的影響大于吸力面，對動葉的周期性非定常影響主要表現在前緣附近。李虹楊等[6]的研究發現勢干涉通過影響主流流場，能很大程度地改變下游葉片的入射角，且對氣膜孔的冷卻射流有非常大的影響。王宇峰等[7]研究跨聲速渦輪級葉型，發現靜葉尾緣外伸波的掃掠會導致動葉表面氣膜的周期性分離，顯著降低葉片表面氣膜冷卻效率。而動葉壓力面前緣附近的冷氣噴射主要受到靜葉尾跡的影響，尾緣外伸波對其影響不明顯。周勇等[8]發現冷卻氣流在激波和尾跡經過時, 會發生上揚和重新被壓制回壁面的現象。

目前，對非定常流動機理多為初步定性研究，且對轉/靜干涉影響氣膜出流的相關研究較少。本文通過非定常數值模擬的方法對某典型跨聲速渦輪進行轉/靜干涉機理的量化研究，分析轉/靜干涉對動葉前緣氣膜出流的影響，探索動葉前緣臨界逆流裕度的影響因素。

1 方法

1.1 幾何模型和網格

為研究跨聲速渦輪轉/靜干涉機理及其對動葉前緣氣膜孔出流的影響，以某典型跨聲速渦輪為研究對象，導葉葉片數為42，動葉葉片數為66。轉靜子葉片數比例為7∶11，故不需要進行葉形縮放。截取中截面位置2 mm厚度的薄片作為無冷卻渦輪模型，而有冷卻渦輪模型則在此基礎上增加動葉前緣氣膜孔和冷氣腔結構，氣膜孔位置如圖1所示。常規非定常計算模型包含7個導葉通道和11個動葉通道，有冷卻渦輪模型、計算網格圖2所示。

圖1 動葉前緣不同位置的氣膜孔

1.2 計算設置

給定進口總溫、總壓、氣流方向、出口靜壓和轉速，工質為指定燃氣；給定通道周向最外側為周期性邊界，上下流道面為滑移壁面，葉片表面為無滑移壁面。設置氣膜孔冷卻腔進口類型為開放式進口，尋找氣膜孔出口流量恒大于0的臨界腔壓。基于商用ANSYS-CFX軟件，采用常規非定常計算方法，設置計算總步數為420步，監控單個氣膜孔出流流量的收斂情況，算例在220步之后冷氣流量呈周期性變化，判定計算收斂，如圖3所示。

圖3 氣膜孔出流流量的收斂情況

1.3 參數定義

將本文重要參數——氣膜孔逆流裕度定義為葉片內部冷卻腔的平均相對總壓與氣膜孔時均背壓的比值。工程上常用氣膜孔的逆流裕度來表征氣膜孔抵抗燃氣倒灌的能力。臨界逆流裕度定義為保證氣膜孔持續出流(冷氣流量恒大于0)的最小逆流裕度值。本文壓力的當量參數取動葉進口截面的平均相對總壓。

2 結果及分析

2.1 渦輪級間轉/靜干涉機理

1)轉/靜干涉對動葉表面壓力的影響

圖4為動葉葉片表面的壓力分布(本刊黑白印刷，相關疑問咨詢作者)，包括非定常壓力、定常壓力以及非定常時均壓力分布。橫坐標代表相對于動葉軸向弦長的位置，0～100代表葉盆側，0～-100代表葉背側。可以看出定常計算的壓力分布曲線與非定常時均結果較為接近，動葉前緣吸力側區域壓力波動最大。

圖4 動葉葉片表面壓力分布

動葉葉片表面壓力波動的相對值如圖5所示，相對波動量最大的兩個位置分別為動葉前緣至吸力側20%軸向弦長區域(壓力波動46%)和吸力側75%～80%軸向弦長區域(壓力波動40%)，正好對應動葉表面受激波干涉的兩個區域，如圖6(a)所示。顯然，跨聲速渦輪中影響動葉表面壓力波動的最大因素為激波干涉。

圖5 動葉葉片表面壓力波動分布

圖6 轉靜間激波干涉、尾跡干涉示意圖

圖7為動葉表面壓力時空圖，縱坐標為兩個導葉周期，可以明顯看到導葉尾跡和尾緣激波對動葉的作用時間不一致，尾跡作用于葉片前緣及吸力面部分區域，造成壓力減小約14%，尾緣激波作用于動葉前緣及前緣吸力側區域造成壓力突增約32%，同時，波后形成的高壓區會使動葉壓力面表面壓力升高。

圖7 動葉表面壓力時空圖

2)轉/靜干涉對導葉表面壓力的影響

不同于上游導葉對下游動葉的非定常影響，下游動葉對上游導葉只存在勢干涉。在跨聲速渦輪級中，由于導葉尾緣右伸激波打在相鄰導葉的吸力面上，導致下游動葉對上游導葉的勢干涉無法影響到導葉喉部前流場。如圖8所示，可以認為導葉吸力面75%～100%軸向弦長區域存在的壓力波動完全是由下游動葉對上游導葉的勢干涉引起。由圖9可以看出下游動葉對上游導葉的勢干涉導致的相對壓力波動為2%～8%。

圖8 導葉葉片表面壓力分布

圖9 導葉葉片表面壓力波動分布

此外，還可以觀察到導葉吸力面75%～100%軸向弦長區域壓力分布的定常結果與非定常時結果均相差較大。這主要是由于定常模型中轉靜交界面算法導致的流場失真，不能模擬真實流場中動葉對導葉的勢干涉影響。

3)轉/靜干涉對動葉進口氣流角的影響

動葉前緣上游某監控點速度方向與軸向夾角隨時間的變化曲線如圖10所示，動葉進口氣流角一直存在小范圍波動，但當導葉尾緣外伸激波掃掠至監控點位置，氣流角突降13°。進一步分析監控點軸向速度和周向速度隨時間的變化曲線，如圖11所示，發現氣流角突降的主要原因為周向速度發生突降。

圖10 動葉進口氣流角變化

圖11 監控點軸向速度與周向速度變化

動葉進口氣流角的變化導致動葉前緣滯止點位置的擺動，圖12為動葉前緣滯止點相對軸向弦長位置隨時間的變化曲線，前緣滯止點在動葉壓力面上的擺動范圍為4.56%～7.81%軸向弦長。

圖12 動葉前緣滯止點相對軸向弦長變化

2.2 轉/靜干涉對氣膜出流的影響

圖13-圖15展示了不同冷氣腔壓下動葉前緣氣膜孔流量變化，可以看出前緣偏壓力側氣膜孔的無量綱臨界腔壓為1.00，前緣點氣膜孔為0.99，前緣偏吸力側氣膜孔為0.91。隨著氣膜孔位置向吸力側移動，壓力波動幅值逐漸增大，氣膜孔流量波動幅值相應增大，提升冷氣腔壓對氣膜孔流量的提升越不明顯。

圖13 前緣偏壓力側氣膜孔流量變化

圖14 前緣點氣膜孔流量變化

圖15 前緣偏吸力側氣膜孔流量變化

進口氣流角的改變導致動葉攻角的改變，進而導致前緣滯止點的前后擺動。當氣膜孔位于滯止點擺動范圍之內時，氣膜孔出流方向發生改變，圖16展示了前緣偏壓力側氣膜孔的出流變化情況。

圖16 前緣偏壓力側氣膜孔出流情況

2.3 動葉前緣氣膜孔臨界逆流裕度的影響因素

表1 氣膜冷卻逆流裕度與氣膜孔背壓波動的關系

下面對動葉表面不同位置氣膜孔臨界逆流裕度進行初步預測。動葉表面相對峰值壓力與氣膜冷卻臨界逆流裕度分布如圖17所示。動葉表面氣膜孔臨界逆流裕度的最大值在前緣偏吸力側位置，但由于該位置氣膜孔時均壓力較低，所以對腔壓的要求不高。

圖17 動葉表面相對峰值壓力與氣膜冷卻臨界逆流裕度分布

圖18展示了冷氣腔臨界腔壓分布，可以看出對動葉冷氣壓力要求最高的位置仍然是動葉前緣及前緣偏壓力側區域。

圖18 冷氣腔臨界腔壓分布

3 結語

本文對某典型跨聲速渦輪進行轉/靜干涉機理的量化研究，分析轉/靜干涉對動葉前緣氣膜出流的影響。得出如下結論。

1)導葉尾緣外伸激波引起動葉前緣至吸力側20%軸向弦長位置表面壓力突增，表面壓力波動最高可達32%。導葉尾跡主要影響動葉前緣及吸力面區域，使表面壓力下降約14%，對氣膜出流有較大影響。勢干涉只能影響導葉喉部后流場，造成導葉表面最高8%的壓力波動。

2)受激波干涉的影響，動葉進口氣流角存在13°的變化幅值，導致動葉攻角的變化和前緣滯止點的擺動，動葉前緣滯止點擺動范圍為4.56%～7.81%軸向弦長，進而導致前緣滯止點擺動范圍內的氣膜孔出流方向發生改變。

3)動葉前緣氣膜孔的臨界逆流裕度與出口相對峰值壓力存在一個穩定比值為0.98，對葉片冷氣壓力要求最高的位置仍然是動葉前緣及前緣壓力側區域。