幾何結(jié)構(gòu)對(duì)葉片供氣通道氣體流動(dòng)和壓力損失影響的數(shù)值研究

蘇云亮，朱曉華，婁德倉(cāng)

幾何結(jié)構(gòu)對(duì)葉片供氣通道氣體流動(dòng)和壓力損失影響的數(shù)值研究

蘇云亮，朱曉華，婁德倉(cāng)

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

采用數(shù)值方法對(duì)某發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)旋系統(tǒng)展開(kāi)三維模擬，研究了葉片供氣通道轉(zhuǎn)角處不同幾何結(jié)構(gòu)對(duì)供氣通道氣體流動(dòng)和壓力損失的影響。結(jié)果表明：預(yù)旋系統(tǒng)腔內(nèi)葉片供氣通道轉(zhuǎn)角處結(jié)構(gòu)對(duì)壓力損失的影響非常大。其中轉(zhuǎn)角處結(jié)構(gòu)為倒圓時(shí)壓力損失最小，倒角時(shí)壓力損失次之，直角時(shí)壓力損失最大。可見(jiàn)改善供氣通道結(jié)構(gòu)可增大有效流通面積，使氣流更容易流過(guò)葉片供氣通道。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；渦輪；葉片供氣通道；壓力損失；流量系數(shù)；數(shù)值模擬；預(yù)旋降溫

1 引言

預(yù)旋降溫是一種非常重要的冷卻技術(shù)。由預(yù)旋噴嘴噴射出的冷卻空氣，形成了較大的周向分量，有效降低了相對(duì)于葉片的氣流溫度，經(jīng)葉片冷卻通道徑直進(jìn)入轉(zhuǎn)子葉片，起到提高冷卻效果的作用。

國(guó)外在該領(lǐng)域進(jìn)行了大量研究。Meierhofer等[1]研究了預(yù)旋渦輪盤(pán)腔，包括預(yù)旋孔高度、預(yù)旋孔截面積和數(shù)目、預(yù)旋孔出口間距等因素的影響，并通過(guò)試驗(yàn)手段證實(shí)了使用預(yù)旋系統(tǒng)可有效降低相對(duì)總溫。El-Oun等[2]通過(guò)理論和試驗(yàn)的方法研究了直接式預(yù)旋系統(tǒng)，發(fā)現(xiàn)相對(duì)總溫受旋轉(zhuǎn)比的影響較大。Popp等[3]使用CFD軟件數(shù)值模擬帶蓋板預(yù)旋系統(tǒng)并與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，研究了預(yù)旋孔與接收孔面積比、腔體寬度、接收孔長(zhǎng)度和直徑比等幾何參數(shù)對(duì)預(yù)旋系統(tǒng)溫降的影響，發(fā)現(xiàn)接收孔與預(yù)旋孔面積比是影響預(yù)旋系統(tǒng)溫降最重要的幾何參數(shù)。

國(guó)內(nèi)也開(kāi)展了預(yù)旋系統(tǒng)方面的研究，包括理論分析、試驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值模擬。馮青等[4]對(duì)預(yù)旋系統(tǒng)進(jìn)行了理論研究；白洛林等[5]通過(guò)試驗(yàn)和數(shù)值模擬，研究了帶有微型渦輪的旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔內(nèi)部的流動(dòng)和換熱；朱曉華等[6]對(duì)帶蓋板預(yù)旋系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)值模擬，研究了不同氣動(dòng)參數(shù)對(duì)系統(tǒng)溫降和壓力損失的影響。

工程應(yīng)用中，預(yù)旋系統(tǒng)盤(pán)腔內(nèi)的流動(dòng)非常復(fù)雜，壓力損失計(jì)算的準(zhǔn)確性非常重要。若計(jì)算值偏大，會(huì)造成不必要的冷氣消耗；而計(jì)算值偏小，則進(jìn)入葉片腔內(nèi)的氣流壓力減小，會(huì)導(dǎo)致葉片前緣得不到氣膜冷卻氣流保護(hù)而遭受主流高溫燃?xì)獾那治g，進(jìn)而被燒蝕、損傷。

從國(guó)內(nèi)外研究情況看，影響預(yù)旋系統(tǒng)的幾何參數(shù)主要是：接收孔與預(yù)旋孔面積比、腔體寬度、預(yù)旋孔徑向位置、預(yù)旋孔和接收孔數(shù)目、接收孔長(zhǎng)徑比等。與其它論文幾何模型經(jīng)過(guò)簡(jiǎn)化相比，本文使用的幾何模型未經(jīng)簡(jiǎn)化處理，為某型發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)結(jié)構(gòu)。下面主要通過(guò)改變?nèi)~片供氣通道幾何結(jié)構(gòu)，來(lái)研究其對(duì)供氣通道內(nèi)氣體流動(dòng)和壓力損失特性的影響。

2 計(jì)算模型與計(jì)算方法

2.1計(jì)算模型

本文研究的預(yù)旋進(jìn)氣系統(tǒng)選取自一型發(fā)動(dòng)機(jī)，為了數(shù)值模擬預(yù)旋系統(tǒng)的準(zhǔn)確性，幾何結(jié)構(gòu)未作簡(jiǎn)化，如圖1所示。計(jì)算域包括進(jìn)氣腔、預(yù)旋孔、旋轉(zhuǎn)腔和出口(葉片供氣進(jìn)口)，在旋轉(zhuǎn)腔中還有上下兩個(gè)篦齒封嚴(yán)。根據(jù)盤(pán)腔流動(dòng)的周期性，取渦輪盤(pán)腔1/59建立三維模型，計(jì)算流體域包括靜止域和旋轉(zhuǎn)域。整個(gè)計(jì)算域網(wǎng)格采用六面體劃分，網(wǎng)格數(shù)約為420萬(wàn)，網(wǎng)格劃分如圖2所示。

2.2計(jì)算方法

采用商業(yè)軟件Fluent進(jìn)行數(shù)值模擬。方程離散采用二階迎風(fēng)格式，速度與壓力耦合采用COUPLE算法，考慮空氣的可壓縮性和物性隨溫度的變化。湍流模型選取SSTk-ω模型，近壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。

2.3邊界條件

計(jì)算過(guò)程采用的邊界條件為：進(jìn)、出口分別給定壓力進(jìn)出口條件，上、下篦齒封嚴(yán)為流量出口條件，流量由一維空氣系統(tǒng)計(jì)算給定，靜子壁面為無(wú)滑移壁面和絕熱條件，轉(zhuǎn)子壁面和轉(zhuǎn)動(dòng)域采用相對(duì)靜止參考系。周期面給定周期邊界條件。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1預(yù)旋系統(tǒng)內(nèi)基本流動(dòng)特征

圖1 旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔模型Fig.1 The model of pre-swirl rotor-stator cavity

圖2 預(yù)旋系統(tǒng)計(jì)算模型網(wǎng)格劃分Fig.2 The computational grids of the pre-swirl system

圖3 預(yù)旋盤(pán)腔中的靜壓云圖Fig.3 Static pressure contours in the pre-swirl rotor-stator cavity

圖3 為轉(zhuǎn)角處結(jié)構(gòu)是直角的預(yù)旋系統(tǒng)靜壓分布圖。由圖中可看出，預(yù)旋系統(tǒng)盤(pán)腔的壓降除了主要發(fā)生在預(yù)旋孔和上下封嚴(yán)篦齒內(nèi)以外，葉片供氣通道的壓降也較明顯。圖4為預(yù)旋系統(tǒng)內(nèi)基本流場(chǎng)結(jié)構(gòu)圖。由圖中可看出，預(yù)旋孔噴射的氣流，部分撞擊渦輪盤(pán)后進(jìn)入葉片供氣通道，部分直接從蓋板下端進(jìn)入葉片供氣通道；其它兩股氣流一部分從盤(pán)腔上封嚴(yán)篦齒流入主流通道對(duì)燃?xì)膺M(jìn)行封嚴(yán)，一部分從下封嚴(yán)篦齒流出。氣流流經(jīng)葉片供氣通道時(shí)發(fā)生分離，轉(zhuǎn)角處附近產(chǎn)生一低壓區(qū)，氣流在此形成旋渦，造成壓力損失。

圖4 預(yù)旋盤(pán)腔中的速度矢量圖Fig.4 Velocity vector contours in the pre-swirl rotor-stator cavity

3.2葉片供氣通道

本文研究了三種不同幾何結(jié)構(gòu)的預(yù)旋系統(tǒng)葉片供氣通道，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖5所示。

圖5 不同結(jié)構(gòu)葉片供氣通道Fig.5 Structures of three kinds of the blade air supply passage

下面通過(guò)改變進(jìn)出口壓比Pin/Pout，比較葉片供氣通道不同幾何結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)的系統(tǒng)流量系數(shù)Cd大小，來(lái)研究壓比、通道幾何結(jié)構(gòu)對(duì)系統(tǒng)壓降和阻力特性的影響。Cd的定義為[7]：

式中：mid為理想流量，A為孔面積，P為孔出口靜壓，P*、T*分別為孔進(jìn)口總壓和總溫，R、k分別為氣體常數(shù)和絕熱指數(shù)。

圖6給出了不同幾何結(jié)構(gòu)葉片流量系數(shù)隨進(jìn)出口壓比(Pin/Pout)的變化曲線。可見(jiàn)，Cd隨著壓比的增大而減小，不同幾何結(jié)構(gòu)的Cd的變化趨勢(shì)基本相同，轉(zhuǎn)角為直角結(jié)構(gòu)的Cd由0.703減小到0.631；轉(zhuǎn)角為倒角結(jié)構(gòu)的Cd由0.710減小到0.641。轉(zhuǎn)角為倒圓結(jié)構(gòu)的Cd由0.715減小到0.647。這是因?yàn)殡S著進(jìn)出口壓比的增大，氣動(dòng)損失占主導(dǎo)作用，導(dǎo)致Cd隨進(jìn)出口壓比的增大而降低。當(dāng)保持Pin/Pout相同時(shí)，轉(zhuǎn)角為倒圓時(shí)的Cd最大，轉(zhuǎn)角是倒角的次之，轉(zhuǎn)角為直角時(shí)的最小。原因?yàn)槿~片供氣通道轉(zhuǎn)角從直角改為倒圓，通道有效流通面積增大，氣流馬赫數(shù)增大，可壓縮性增強(qiáng)，氣流更容易流過(guò)葉片供氣通道，使得Cd增大。

圖6流量系數(shù)隨進(jìn)出口壓比的變化Fig.6 Changes ofCdwithPin/Poutfor different geometric structures

圖7 為三種不同結(jié)構(gòu)的預(yù)旋系統(tǒng)葉片通道截面去掉周向速度后的速度矢量圖。從圖中可看出，由于轉(zhuǎn)角為直角結(jié)構(gòu)的葉片通道截面面積最小，氣流互相擠壓，導(dǎo)致氣流速度增大，在流過(guò)轉(zhuǎn)角處形成較大的旋渦；而轉(zhuǎn)角處是倒角結(jié)構(gòu)的葉片通道截面面積稍大，氣流流過(guò)轉(zhuǎn)角處形成的旋渦變?。划?dāng)轉(zhuǎn)角處改為倒圓結(jié)構(gòu)時(shí)，氣流流過(guò)轉(zhuǎn)角處形成的旋渦最小。

圖8為三種不同結(jié)構(gòu)的預(yù)旋系統(tǒng)葉片通道靜壓分布云圖。從圖中可看出，氣流在進(jìn)入葉片通道時(shí)會(huì)形成一個(gè)低壓區(qū)，通道轉(zhuǎn)角處結(jié)構(gòu)不同時(shí)，低壓區(qū)的面積大小也在發(fā)生改變。從圖中還可以看出，轉(zhuǎn)角處為倒圓的葉片通道的低壓區(qū)最小，轉(zhuǎn)角處為直角的葉片通道的低壓區(qū)最大。這說(shuō)明葉片通道采用不同的幾何結(jié)構(gòu)對(duì)預(yù)旋系統(tǒng)壓損的影響較大，其中轉(zhuǎn)角改為倒圓可減小壓力損失。

4 結(jié)論

(1)預(yù)旋系統(tǒng)腔內(nèi)葉片供氣通道結(jié)構(gòu)對(duì)壓力損失的影響非常大。通道轉(zhuǎn)角處為倒圓結(jié)構(gòu)時(shí)壓力損失最小，倒角結(jié)構(gòu)時(shí)壓力損失次之，直角結(jié)構(gòu)時(shí)壓力損失最大。

圖7 不同結(jié)構(gòu)葉片供氣通道的速度矢量圖Fig.7 Velocity vector contours of the blade air supply passage with different structures

圖8 不同結(jié)構(gòu)葉片供氣通道的靜壓云圖Fig.8 Static pressure contours of the blade air supply passage with different structures

(2)相比通道轉(zhuǎn)角為倒圓、倒角結(jié)構(gòu)，直角結(jié)構(gòu)會(huì)造成流阻增大，但為保證進(jìn)入葉片流量，需提高接受孔前壓力，從而導(dǎo)致預(yù)旋系統(tǒng)進(jìn)出口壓比減小，預(yù)旋降溫效果變差。所以通過(guò)優(yōu)化通道轉(zhuǎn)角結(jié)構(gòu)可以起到提高降溫效果的作用。

[1]Meierhofer B，F(xiàn)ranklin C J.An Investigation of a Pre?swirled Cooling Airflow to a Turbine Disc by Measuring the Air Temperature in the Rotating Channels[R].ASME 1981-GT-132，1981.

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[3]Popp O，Zimmermann H，Kutz J.CFD Analysis of Cov?er-Plate Receiver Flow[J].Journal of Turbomachinery，1998，120：43—49.

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[5]白洛林，鄭光華，馮青，等.帶有微型渦輪的旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔局部換熱特性[J].推進(jìn)技術(shù)，2005，26(3)：223—228.

[6]朱曉華，劉高文，劉松齡，等.帶蓋板的預(yù)旋系統(tǒng)溫降和壓力損失數(shù)值研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2010，25(11)：2498—2506.

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Numerical Investigation of Effect of Various Geometric Parameters of the Blade Air Supply Passage on the Flow and Pressure Loss

SU Yun-liang，ZHU Xiao-hua，LOU De-cang
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

In order to study the effects of various geometric parameters of the air supply passage on the flow and pressure loss in the passage,three-dimensional numerical simulations were carried out by varying geo?metric parameters on corners of the air supply passage to investigate the pre-swirl system of an engine.Re?sults show that geometric parameters of the blade air supply passage significantly affect pressure loss within the cavity.By increasing effective flow area of the air supply passage,air flows more easily through the pas?sage.Among three kinds of structures of air supply passage corners,round corner has least effect on pres?sure loss,square corner has greatest effect on pressure loss,and the effect of chamfer corner lies between them.

aero-engine；turbine；blade air supply passage；pressure loss；discharge coefficient；numerical simulation；pre-swirled cooling

V231.3

A

1672-2620(2013)02-0050-04

2012-05-22；

2013-01-30

蘇云亮(1974-)，男，遼寧朝陽(yáng)人，高級(jí)工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件傳熱與冷卻技術(shù)研究。