葉頂吸力面肋條對壓氣機葉柵性能的影響

張軍，馬宏偉

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.北京航空航天大學，北京100191)

葉頂吸力面肋條對壓氣機葉柵性能的影響

張軍1，馬宏偉2

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.北京航空航天大學，北京100191)

研究了壓氣機葉片頂部加吸力面肋條對壓氣機葉柵氣動性能的影響。對葉片頂部肋條不同高度情況進行的數值模擬結果表明，在葉片頂部加肋條會導致泄漏流量變大，間隙內部損失變小，肋條對應的負荷高于基準葉片，對應的葉柵擴壓能力增強；肋條越高，擴壓能力越強。在壓氣機平面葉柵上進行的相應實驗表明，葉頂吸力面肋條對應的泄漏渦周向范圍、出口氣流角和擴壓能力都略大于基準情況，但同時出口流量平均總壓損失相比基準有所增加，這與數值模擬得到的趨勢基本相同。

壓氣機葉柵；吸力面肋條；泄漏流；損失；性能

1 引言

葉頂間隙對葉輪機的性能有顯著影響。一般來說，葉頂泄漏流導致壓氣機壓比下降，損失變大，穩(wěn)定工作范圍變小。截至目前，國內外對減小葉頂泄漏流對渦輪葉柵帶來的負面作用進行了諸多研究。如Heyes等[1]研究了不同葉頂形狀對渦輪葉柵性能的影響，其結果表明吸力面肋條(ssq)形式對葉柵性能有正面影響。Camci等[2]在低速渦輪轉子試驗臺上研究了葉頂肋條對渦輪性能的影響，利用高頻壓力探針測量轉子出口，比較了葉頂處理和不處理的出口流場，結果也表明吸力面肋條使得泄漏有所削弱，減小了泄漏造成的總壓損失的不均勻度。但通過直接對葉頂進行處理研究葉頂幾何形狀對壓氣機性能影響的還較少，對流場的細節(jié)及流動機理也關注不夠。Stockhaus等[3]數值研究了各種葉頂幾何形狀對高亞聲速壓氣機性能的影響，發(fā)現吸力面肋條的總壓升高于基準情況，這是因為吸力面肋條的彎角較大，進而導致肋條負荷高；肋條越高總壓提高越顯著。Lu等[4]數值研究了葉頂處切除部分葉片對壓氣機性能的影響，結果表明其最大影響在于葉頂負荷的重新分布，可能使壓比和效率提高；在級環(huán)境下時，若與下游靜子匹配，則使得正效果變大，反之性能惡化。邵衛(wèi)衛(wèi)等[5]研究了葉片頂部切削對壓氣機性能的影響，結果表明全工況范圍內，一定片削程度內，葉尖片削以減小失速裕度為代價，增大了壓氣機的總壓比及最高絕熱效率，且提高程度隨切削總量的增加而增加，但總體影響不顯著。

本文利用數值模擬及實驗研究了葉頂吸力面肋條對壓氣機葉柵性能的影響，分析了其流動細節(jié)及流動機理，希望通過此研究，加深人們對葉頂吸力面肋條影響壓氣機性能的認識。

2 數值模擬

2.1 幾何模型

計算對象為NACA0065壓氣機葉柵，其幾何參數見表1。網格由ICEM軟件劃分，計算域進口距離葉片前緣的軸向距離為1倍弦長，出口距離葉柵尾緣的軸向距離為1.5倍弦長。

表1 葉片幾何參數Table 1 Blade geometry

利用Fluent6.3進行計算，湍流模型采用S-A模型，進口總壓為380 Pa，進口攻角為0°，出口給定平均靜壓0 Pa，上下端壁給定絕熱固壁，無滑移邊界條件，周期邊界上給定平移邊界條件。

2.2 計算方案和結果分析

葉頂幾何方案如圖1所示。其中圖1(a)為無肋條方案，即基準情況，記為t1mm；圖1(b)、(c)為帶吸力面肋條方案。為便于建立幾何模型，取肋條的寬度為12.5%當地葉片厚度。肋條高度h分別取為1 mm和2 mm，分別記為ssqB1和ssqB2。

圖1 葉片頂部幾何方案Fig.1 Blade tip geometries

圖2 端壁靜壓升系數云圖Fig.2 Distribution of static pressure rise coefficient at endwall

圖2給出了壁面靜壓升系數Cps分布云圖。靜壓升系數Cps定義見式(1)，式中pt0、ps0分別為葉柵進口總壓和靜壓。

從圖中可看出，對于ssq情況，端壁上的靜壓進入壓力面間隙時壓力沒有顯著下降，只有當流動到達吸力面肋條上方間隙進口處才急劇下降。這是因為葉頂壓力面?zhèn)鹊牟糠秩~片被移除了，壓力面?zhèn)鹊拈g隙較大，因此泄漏流的流管面積較大，進而壓力變化較平緩?？偟膩砜?，兩種ssq情況下，吸力面左側的低壓槽都很明顯。

圖3給出了各葉頂情況在無量綱軸向位置Ca=63.7%(在前緣和尾緣處，Ca分別為0和100%)處Cps沿周向的分布，及端壁上各軸向位置處周向平均靜壓升系數(定義見式(2))沿軸向的分布，該軸向位置處葉片的負荷較大。

式中：L為節(jié)距，y為節(jié)距方向坐標。

圖3 靜壓分布Fig.3 Distribution of static pressure

圖中兩條豎線表示壓力面和吸力面的無量綱周向位置。從圖3(a)中可看出，對于ssqB1和ssqB2情況，泄漏流在間隙內部壓力面一側的靜壓變化比較平緩，在吸力面肋條進口處靜壓才顯著下降。從圖3(b)中可看到，從前緣到尾緣，平均靜壓要高于基準情況，這與圖3(a)中的分布一致。這是因為在間隙內部靜壓高所致，且ssqB2的對應值略大于ssqB1。

從圖中可看到，間隙內部總壓損失在葉片中部最大，前部和后部較小，與無量綱量Ct=t/b(葉頂間隙高度與葉片當地厚度的比值)有一定關聯。葉片前部和尾部，葉片厚度較小，Ct較大，間隙內部的摻混損失較?。蝗~片中部，葉片厚度較大，Ct較小，間隙內部摻混較充分，間隙出口總壓較小。兩種ssq情況間隙出口的總壓損失顯著小于基準情況，而ssqB2的總壓損失最小。這是因為對該葉頂情況來說，其當量葉片厚度較小，而大部分區(qū)域間隙較大，當量Ct值較大，摻混損失較小。

圖4 泄漏流分布Fig.4 Distribution of leakage flow

圖4(b)為當地泄漏流量mleak的分布。mleak的定義見式(5)，式中dz和ds分別是網格單元的展向高度和弦向長度。

從圖中可看到，葉片前部區(qū)域，ssq葉頂的泄漏流高于基準情況。主要原因是Ct值較大，間隙內上下壁面對泄漏的阻滯較小，進而導致泄漏速度較大。葉片后部，ssq間隙對應的泄漏流小于基準情況。這是因為在葉片后部，葉片當地厚度較薄，泄漏流的主流部分經過肋條上的二次維納分離泡時來不及與分離泡的尾跡摻混就進入通道，因此吸力面肋條間隙進口處的二次維納分離泡能有效減小泄漏主流區(qū)域的流通面積，進而減小泄漏流量，這與文獻[6]中觀察到的現象一致。

圖5給出了各情況對應的總泄漏流量mt,leak及葉頂間隙內部總的平均總壓損失。從圖5(a)中可看到，兩種ssq情況都使總泄漏流量變大，而ssqB2的泄漏流量小于ssqB1，即肋條高度大有利于減少泄漏流量。圖5(b)中，ssqB2對應的間隙內部平均損失最小，即肋條高度越大，間隙內部損失越小。

圖5 泄漏流比較Fig.5 Comparison of leakage flow

圖6為葉柵尾緣下游10%軸向弦長截面處的總壓損失系數分布云圖。可見，葉頂角區(qū)存在泄漏渦造成的高損失區(qū)域，對于ssqB2情況，高損失區(qū)域的周向范圍大些，但其最大值小于基準情況。

圖6 總壓損失系數云圖Fig.6 Distribution of the total loss coefficient

圖7為靜壓升系數云圖。對于基準情況，在葉頂角區(qū)存在一個圓形低壓區(qū)域，對應于泄漏渦，尾跡處靜壓較高；ssqB2情況對應的泄漏渦中的靜壓高于基準，且主流區(qū)域的靜壓也略高于基準。

圖7 靜壓升系數云圖Fig.7 Distribution of the static pressure rise coefficient

圖8(a)是周向流量平均總壓損失沿展向的分布。從圖中可看出，ssq情況在靠近端壁處的損失大于基準，而在遠離端壁處小于基準，這是因為泄漏渦的周向范圍變大、展向范圍變小所致；ssqB1與ssqB2差別很小。圖8(b)是周向流量平均氣流角分布，氣流角定義為與額線的夾角?？梢?，兩種ssq情況的氣流角從葉中到葉頂都大于基準情況，同時ssqB2的氣流角大于ssqB1，即肋條越高影響越顯著。圖8(c)是周向面積平均靜壓升系數沿葉高的分布。靜壓升系數的分布和氣流角的分布類似，ssq情況的平均靜壓值高于基準，且ssqB2的對應值最大。這是因為對于壓氣機葉柵，其作用就是改變氣流方向，即出口氣流角越大，表明葉柵的擴壓能力越大。

圖8 出口周向平均參數的展向分布Fig.8 Spanwise distribution of outlet circumferential average parameters

3 平面葉柵實驗

3.1 實驗方案

實驗在北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國防科技重點實驗室的低速平面葉柵風洞中進行。風洞的最大流量約為1.5 kg/s，出口截面尺寸為250 mm×120 mm，20oC、來流速度約為28 m/s時，邊界層厚度約為3 mm，主流區(qū)湍流度2.6%。利用微型5孔探針測量了葉柵下游10%軸向弦長截面處的三維流場，還測量了端壁靜壓，具體測點分布見文獻[7]。實驗中測量的葉頂幾何方案(圖9)，包括基準平葉頂間隙和葉頂吸力面肋條情況。

圖9 實驗測量的葉片頂部幾何形狀Fig.9 Blade tip geometry of experiment

3.2 實驗結果分析

圖10給出了壁面靜壓升系數分布云圖?？梢?，對于基準情況，流體靜壓進入間隙后急劇下降；對于ssqB2情況，端壁上的靜壓在流體進入壓力面一側的間隙時還未顯著下降，只有當流動到達吸力面肋條上方間隙進口處才急劇下降。該實驗結果與數值模擬現象相似。

圖10 實驗測量的端壁靜壓升系數云圖Fig.10 Distribution of endwall static pressure rise of experiment

圖11(a)給出了在軸向位置Ca=63.7%處靜壓的周向分布。對于基準情況，進入葉頂，靜壓將降到最小值。對于ssqB2情況，葉片局部厚度較小，流道面積較大，靜壓下降平緩。圖11(b)為各軸向位置周向平均靜壓升系數沿軸向的分布，可看到ssqB2情況在通道內部的平均靜壓高于基準，而到110%軸向弦長即Ca=110%處，ssqB2情況對應的平均靜壓值都顯著高于基準情況，與數值模擬結果類似。

圖11 實驗測量的靜壓分布Fig.11 Distribution of static pressure of experiment

圖12為Ca=110%截面處的總壓損失系數分布，從圖中可看出，其分布與軸向速度系數云圖類似。ssqB2情況的高損失區(qū)的周向范圍大些，高損失區(qū)中的最大值顯著小于基準情況。

圖12 實驗測量的總壓損失系數云圖Fig.12 Distribution of total loss coefficient of experiment

圖13為靜壓升系數云圖。由于葉柵的葉片數(只有4片)較少，周期性不好，但本實驗主要是兩兩對比，因此結果可接受?？偟膩碚f，云圖分布的趨勢類似，泄漏渦對應于低壓區(qū)，尾跡處的靜壓較高。ssqB2情況對應泄漏渦中的靜壓值低于基準間隙，這是因為泄漏渦較強，對應的渦核處的靜壓較低，與數值模擬趨勢相反，這主要是由數值模擬中湍流模型所致。

圖13 實驗測量的靜壓升系數云圖Fig.13 Distribution of static pressure rise of experiment

圖14 周向平均展參數的展向分布Fig.14 Spanwise distribution of circumferential average parameters

圖14(a)是周向流量平均總壓損失的展向分布。從圖中可看出，ssqB2在靠近端壁處的損失顯著大于基準，這是因為在靠近端壁處ssqB2對應的泄漏渦周向范圍大。在0.65＜span＜0.80附近略小于基準，這歸因于ssqB2的泄漏渦展向范圍略小，趨勢與數值模擬結果相似。圖14(b)是周向流量平均氣流角度分布?？拷吮谔?，對應于泄漏渦導致的虧轉區(qū)域，ssqB2情況對應的泄漏及虧轉程度均強于基準，進而平均氣流角小于基準。在0.70＜span＜0.90時，對應于泄漏渦導致的過轉區(qū)域，ssqB2情況的過轉強于基準，因而平均氣流角度大于基準。圖14(c)是周向面積平均的靜壓升系數沿葉高的分布?？梢?，ssqB2情況對應的靜壓升顯著大于基準，與數值模擬趨勢相同。

4 結論

(1)流體進入間隙內部，靜壓急劇下降。對于吸力面肋條情況，流體進入間隙后由于間隙較大，流通面積較大，因而間隙內部壓力變化平緩，但在間隙內部仍會加速，進而泄漏較強。

(2)吸力面肋條情況對應的泄漏渦的周向范圍變大，但展向范圍變小，周向平均的總壓損失在靠近端壁處比基準情況大，而遠離壁面處的損失略小。

(3)對于葉頂吸力面肋條情況，由于葉片頂部較薄，泄漏流量較大，在葉頂內的損失也較小。

(4)吸力面肋條的厚度小于葉片厚度，對應型線的弧度較大和彎角大，葉頂負荷大于基準情況。出口氣流角和葉柵擴壓能力均大于基準情況。

(5)吸力面肋條的高度較高(2 mm)時，肋條進口處的維納分離泡的尺寸較大，其對應的泄漏流量較小，這種情況的葉柵擴壓能力大于肋條高度較低(1 mm)的情況，損失幾乎相同，即表明肋條高度較高對應的葉柵性能相對較好。

[1]Heyes F J G，Hodson H P，Dailey G M.The Effect of Blade Tip Geometry on the Tip Leakage Flow in Axial Tur?bine Cascades[J].Journal of Turbomachinery，1992，114 (3)：643—651.

[2]Camci C，Dey D，Kavurmacioglu L.Aerodynamics of Tip Leakage Flows Near Partial Squealer Rims in an Axial Flow Turbine Stage[J].Journal of Turbomachinery，2005，127(1)：14—24.

[3]Stockhaus C，Volgmann W.Modeling of Blade Tip Geome?tries in an Axial Compressor Stage[R].ASME IMECE2003-55219，2003.

[4]Lu J L，Chu W，Zhang H.Influence of Blade Tip Cutting on Axial Compressor Aerodynamic Performance[J].Proceed?ings of the Institution of Mechanical Engineers，Part G：Journal of Aerospace Engineering，2009，223(G1)：19—29.

[5]邵衛(wèi)衛(wèi)，季路成，黃偉光.軸流壓氣機葉尖片削全工況特性分析[J].航空動力學報，2008，23(2)：367—373.

[6]Schabowski Z，Hodson H.The Reduction of over Tip Leak?age Loss in Unshrouded Axial Turbines Using Winglets and Squealers[R].ASME GT2007-27623，2007.

[7]Ma H W，Zhang J.Experimental Study of Effects of Grooved Tip Clearances on the Flow Field in a Compres?sor Cascade Passage[R].ASME GT2010-23063，2010.

Effects of Suction Side Squealer Tip on the Performance of a Compressor Cascade

ZHANG Jun1，MA Hong-wei2
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

The effects of suction side squealer(ssq)tip on the flow field of a compressor cascade were inves?tigated.Ssq tip with different heights were simulated.It shows that the mass of leakage flow of the ssq tip is greater and the tip gap loss is lower.The blade loading near the tip is greater than that of the baseline which leads to greater pressure rise of the cascade.The higher the ssq gets,the greater pressure rise will be.Tests on compressor cascade also show that the coverage,outlet flow angle and pressure rise of leakage vortex are greater than those of baseline.Meanwhile the average total pressure loss of outlet flow is more than that of baseline which is the same to the trend obtained by numerical simulation.

compressor cascade；suction side squealer tip；leakage flow；loss；performance

V231.3

：A

：1672-2620(2014)03-0006-06

2013-10-21；

：2014-05-05

張軍(1985-)，男，湖北石首人，工程師，博士，主要從事壓氣機設計工作。