渦輪設計方法改進研究

權少寧 范小明

（1.西安航空職業(yè)技術學院，陜西 西安710089；

2.西安航空動力股份有限公司客戶服務部，陜西 西安710021）

渦輪設計方法改進研究

權少寧1范小明2

（1.西安航空職業(yè)技術學院，陜西 西安710089；

2.西安航空動力股份有限公司客戶服務部，陜西 西安710021）

首先從渦輪總體設計性能要求出發(fā)，運用流線曲率法設計渦輪子午流道，并獲得設計所需的氣流速度三角形；然后運用課題組開發(fā)的“十四”參數法[1]進行二維葉柵設計，由參數曲面完成三維葉片造型以及構建渦輪特征模塊化體系進行網格劃分；最后得到可直接用于計算的網格。設計過程表明，經過改進后的設計方法可方便、快捷的完成渦輪設計。

渦輪設計；流線曲率法；S2流面

1 引言

隨著燃氣渦輪發(fā)動機的迅速發(fā)展，發(fā)動機的核心部件渦輪的設計，不僅在葉片結構表達方面，而且在設計周期方面也提出更高的要求。因此，常規(guī)的渦輪設計體系已經不能滿足渦輪設計的需要。本文在現有設計體系的基礎上，利用課題組開發(fā)的造型體系、渦輪特征模塊化的網格劃分體系，改進了常規(guī)的渦輪設計方法。并完成了常規(guī)渦輪的驗證性設計，經過試驗表明，改進后的設計體系能夠滿足工程需要。

2 改進的渦輪設計體系

本設計體系采用NUBURS曲線進行平面葉柵設計，并運用參數化的思想，進行葉片的葉型積疊造型。由于可自由控制葉片計算域，易于完成網格模塊和網格的劃分。因此獲得的網格可直接用于全三維有粘計算分析。

在葉柵造型方面，由于是利用NURBS的14參數法設計思想，方法簡單易行。并且在參數控制上有較好的裕度。

在從平面葉柵到三維葉片的積疊控制上，可以選前緣圓弧圓心、尾緣圓弧圓心、最大內切圓圓心、形心或其它點為參考點，沿選用的積疊線進行積疊。因此，能夠更好的控制與描述葉片的彎、扭、掠等形狀特征。

在計算網格的劃分方面，采用渦輪葉片特征部件的專門劃分體系， 即對葉片前緣、尾緣、主流區(qū)采取確定的分塊策略，利用開發(fā)的網格劃分體系完成各個塊的網格劃分，并且可以直接用于計算。

改進后的渦輪設計體系與原體系相比，能方便的進行平面葉型設計以及葉片造型，尤其是自動網格劃分。所以，可以高效的進行設計調整改進，直到獲得滿足設計要求性能的葉片。

圖1 渦輪設計體系

2.1 子午流道設計

設計以兩級常規(guī)渦輪總體性能參數為基礎，通過控制各葉片進口葉片排環(huán)量，通過S2流面計算程序可以求的各級的氣流速度三角形和其他的氣流參數，初步獲得設計平面葉柵數據。葉柵通道采用等中徑方法，由載荷系數和進口條件可分別確定通道進口內、外半徑。

表1列出了設計的兩級常規(guī)渦輪，通過S2流面計算所得總體性能參數。圖2是基元級速度三角形的示意圖。

表1 設計渦輪總體性能參數

圖2 基元速度三角形示意圖

2.2 S2流面設計計算

首先根據發(fā)動機總體性能對渦輪的要求，初步給定子午流道尺寸、進口參數及環(huán)量分布規(guī)律等，預估參考的子午流線速度。然后經過多次S2流面調整，在滿足渦輪功率、效率的要求下，獲得渦輪各葉片排進出口沿徑向截面的速度三角形、氣動熱力參數、級參數和渦輪性能參數。

在S2流面的計算中，需要求解渦輪葉片排之間流場的徑向平衡方程，包括徑向分速、流線及熵的徑向變化。其子午面流場在軸向間隙中，沿任意方向y的速度梯度方程運動方程為：

式中，

式中Cm為子午分速度， 為Cm與軸線的夾角， 兩葉排間軸向間隙與半徑方向的夾角，rm為曲率半徑。

2.2.1 環(huán)量的確定

良好的環(huán)量分布可以提高級性能，包括降低葉柵的二次流損失，減小動葉頂部漏氣損失，提高做功能力，改善動葉成型及振動性能。更重要的是它能夠提高級的根部反力度，降低根尖反力度差，改善級的變工況性能。

圖3 環(huán)量沿徑向的分布

圖4 反力度沿徑向的分布

渦輪平均反力度高則效率高，但反力度變化劇烈，功沿徑向的變化梯度過大，會帶來大的流動損失造成效率降低。本文設計中，采用了接近等反力度的葉片設計，并且沿徑向的變化梯度也較小。平均半徑處的反力度在0.2～0.4之間，并且符合要求。

2.2.2 損失模型的使用

為了設計出高效率的葉輪機械，必須考慮氣流經過葉片排的損失。由于在解徑向平衡方程時，熵梯度和焓梯度都要依賴于出口速度，速度對計算結果影響較大。因此由每次迭代速度得到的馬赫數和葉片排的氣流角為自變量，根據選用的損失模型，獲得該馬赫數下的損失系數。在此基礎上求其它氣流參數，循環(huán)迭代直到收斂。

所采用的Dunham & Came模型是基于當時的實驗研究結果由Dunham & Came從Ainley & Mathieson發(fā)展來的。主要考慮的葉型損失、二次流損失和葉尖間隙損失，計算上述三種損失時，需要給定葉片進出口氣流角、馬赫數和雷諾數，在每次迭代計算時這些參數均可以通過S2流面計算求得。

由于考慮到葉型二次流及間隙損失，可以看出在葉片根部、頂端的恢復系數較小，損失較大。并且可以看出渦輪級第5、7級的損失較大，第4、6級為靜葉，第8級流道為損失較小，其余的都為1 ，與事實符合。

圖5 總壓恢復系數沿徑向的分布

2.3 二維葉型表達

根據S2流面的初步設計，可以獲得子午截面參數以及葉型的角度和弦長參數，其他參數要綜合考慮才能選取。在14個獨立參數確定后，葉型五個關鍵點C1、K1、C2、K2、S（分別為前、尾緣圓弧起、止點與喉道點，圖6(b））及該點型線的斜率即可得出；同時最大內切圓位置亦可確定。其中圖6(a)較全面地給出了渦輪葉柵輪廓與渦輪造型參數之間的關系，圖6(b)給出了最大內切圓位置，前緣圓弧與最大內切圓之間用相切的圓弧連接，通過迭代計算可以得到最大內切圓上的兩個切點Tk和Tp。

在獲得圖6（b）所示關鍵點及其對應的切矢量之后，前尾緣、C1與Tp之間及K1與Tk之間采用二次NURBS圓弧曲線連接。對于C2與S、S與Tp以及Tk與K2之間的三段曲線，根據各起始點及其對應切矢量分別求得各交點P1、P2、P3，取各點相應的權因子為1.0，獲得三段二次NURBS曲線。最后采用 NURBS曲線組合算法對整個葉片截面線進行統(tǒng)一表達。

圖6 渦輪葉柵輪廓線

2.4 三維葉片成型

根據二維成型的葉型，沿徑向插值確定積疊所需的葉根、葉中和葉尖葉型參數，插生成多個葉型截面，沿確定的積疊規(guī)律和積疊線，生成三維葉片體。

考慮到離心力對其各自的影響的不同，靜子葉片采用的是以最大內切圓圓心為積疊參考點的積疊；而轉子葉片則采用形心為參考進行積疊的。

圖7 靜葉積疊型面

圖8 靜葉實體

圖9 動葉積疊型面

圖10 動葉實體

2.5 計算網格劃分

在常規(guī)的渦輪設計體系中，生成實體模塊以后，計算前處理過程中，計算域網格的劃分會耗費大量的人力、物力，結果也不太理想。并且設計過程中還需反復調整修改，然后再進行計算，工作量會更為繁重。改進后的設計體系針對渦輪流場計算域采用特征模塊的分塊方法，將整個流場區(qū)域參數化，按照渦輪部件標準的網格劃分策略，利用開發(fā)的網格劃分體系，對流場計算域自動進行網格劃分。

圖11 渦輪葉片網格劃分策略示意圖

圖12 第一級靜葉實體

通過自動的網格劃分體系生成的網格，可以直接進行計算；若有缺陷或不足，可以在網格預處理軟件中稍加調整。這樣節(jié)省了時間，大大縮短了渦輪設計周期。

2.6 計算結果分析

本文針對設計出的一級渦輪葉片， 采用商用 CFD軟件Fluent對生成的該級渦輪模型進行三維粘性數值計算。

渦輪靜葉性能見圖13和圖14。葉片表面幾何形狀過渡非常光滑，又由于流動是順壓力梯度，整個流場內的流動都很順暢。靜葉出口馬赫數接近 1.0，工作在堵塞狀態(tài)，基本達到設計要求；葉背出現了明顯的膨脹區(qū)和加速區(qū)，使得流體在通道內得到很好地加速，并且效果良好。

圖13 渦輪靜葉馬赫數分布圖

圖14 渦輪靜葉流場分布圖

動葉性能見圖15和圖16，靜葉內流動與動葉進口流動銜接很好，雖然葉背處存在一個不明顯的膨脹加速區(qū)，但無激波出現。從圖20的轉子流場總溫分布圖中可以看出，總溫隨著流向的變化梯度比較均勻。因此，轉子做功效果也比較理想。

圖15 渦輪動葉馬赫數分布圖

圖16 渦輪動葉總溫分布圖

在整級性能方面，通道內流動順暢，沒有出現分離和倒流；在靜葉尾緣和動葉前緣無激波出現，損失較?。涣黧w在導向器中的加速、在轉子中的做功效果亦較好。整級渦輪的效率為0.90，導向器葉片總壓恢復系數約0.97，效率和功率都滿足了設計要求，達到了預期設計效果。

3 結論

（1）改進了三維成型體系。將NURBS方法用于葉型以及葉片的參數化表達，參數調整方便，并且在該體系下易于指定和劃分流動邊界、流動區(qū)域。

（2）發(fā)展了渦輪網格劃分方法。根據渦輪葉片流場計算特征建立特征模塊，在計算域內自動劃分流塊，實現網格的自動劃分，大大縮短設計周期。

（3）設計方法基于流線曲率法的可控渦設計技術，需要反復調節(jié)葉片環(huán)量分布與給定參考速度，高壓級與低壓級等的匹配關系，必須綜合考慮這些因素，才能獲得較好的結果。

（4）利用改進的設計方法對一級渦輪模型設計經過CFD性能計算驗證，與流線曲率法設計結果比較符合并且性能良好。表明該方法能夠滿足工程需要，可以設計出性能良好的渦輪。

[1] 孟軍強,鐘易成.基于NURBS的渦輪葉片設計及其性能分析[C].中國航空學會第六屆動力年會論文集(上), 2006.11.

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[8] 蘇士甄,等.葉輪機械原理[M].北京:清華大學出版社,1991.10.

RESEARCH ON AERODYNAMICS DESIGN SYSTEM OF GAS TURBINE

Quan Shao Ning Fan Xiao Ming
(Xi”an Aeronautical Polytechnic Institute,Xi”an,710089,China;)
(Xi”an Aero- Engine PLC,Xi”an,710021,China)

From the total desire of turbine，Based on the meridional streamlinecurvature method which is widely used in the design and performance analys of turbomachinery ,design flow channels.Through this process, also can get the triangle of airflow speed. Next using the method of “fourteen” parameter design planar blade，also the three-dimensional blade is expressed as parameter .The end,Using the special griding system can generation grid easily. The designing process of turbine show that this system can be used to design turbine efficieny.

Turbine design; Steamline-curvature method;S2 flow surface

V235.1

A

1008-1151(2011)08-0147-03

2011-05-17

權少寧（1981－），男，陜西扶風人，西安航空職業(yè)技術學院航空維修工程系教師，從事航空發(fā)動機維修工程；范小明（1982 －），男，四川資中人，供職于西安航空動力股份有限公司客戶服務部，從事航空發(fā)動機外場服務。