高反力度渦輪轉(zhuǎn)子葉尖間隙對渦輪性能的影響

黃鐵洋，張元輝

(沈陽發(fā)動機設計研究所，遼寧沈陽110015)

高反力度渦輪轉(zhuǎn)子葉尖間隙對渦輪性能的影響

黃鐵洋，張元輝

(沈陽發(fā)動機設計研究所，遼寧沈陽110015)

采用中溫模擬級性能試驗器，試驗研究了高反力度渦輪轉(zhuǎn)子葉尖間隙對渦輪級性能的影響，獲得了轉(zhuǎn)子葉尖間隙對渦輪級性能的影響規(guī)律。通過對試驗方案進行數(shù)值計算分析，并與試驗結(jié)果進行對比，驗證了數(shù)值計算分析方法的合理性。研究結(jié)果表明，當渦輪級反力度較高時，隨著相對葉尖間隙的減小，其對渦輪性能的影響越來越明顯；轉(zhuǎn)子葉尖間隙變化對導向器喉部流通能力也會產(chǎn)生一定影響。

航空發(fā)動機；反力度；葉尖間隙；級性能試驗；渦輪效率；數(shù)值計算

1 引言

隨著航空發(fā)動機推重比的增加，渦輪部件的氣動負荷也越來越高，單級渦輪葉尖截面的渦輪級反力度接近0.5，甚至更高。在如此高的渦輪級反力度條件下，如何控制轉(zhuǎn)子葉尖的間隙泄漏損失[1～5]，對提高渦輪效率有重要意義。

研究表明，單級渦輪中三分之一以上的流動損失由轉(zhuǎn)子葉尖間隙泄漏引起，渦輪葉尖間隙每減小相對葉高的1%，渦輪效率可提高1.5%，發(fā)動機排氣溫度降低20℃，燃油消耗率降低約1%，發(fā)動機排放大大降低。因此，合理控制轉(zhuǎn)子葉尖間隙，對提高渦輪及發(fā)動機性能尤為重要。而合理控制轉(zhuǎn)子葉尖間隙的前提，是要掌握此類渦輪性能隨葉尖間隙的變化規(guī)律，摸清葉尖間隙隨工況的變化規(guī)律。因此，在發(fā)動機研制過程中，通過變?nèi)~尖間隙試驗研究[6]，了解和掌握不同葉尖間隙對渦輪性能的影響，并結(jié)合數(shù)值計算分析研究葉尖間隙對性能的影響規(guī)律，同時驗證數(shù)值計算分析的合理性，對提高高負荷渦輪設計水平具有重要的工程應用價值。

本文在中溫模擬級性能試驗器上，對某渦輪進行了不同葉尖間隙的性能影響試驗研究，錄取了渦輪性能隨葉尖間隙的變化曲線，并對各試驗狀態(tài)進行了數(shù)值模擬分析，對試驗和計算的結(jié)果進行了比較，總結(jié)出了不同葉尖間隙對渦輪性能的影響規(guī)律。

2 試驗渦輪

試驗渦輪為高負荷、大冷氣流量單級軸流渦輪。渦輪膨脹比4.12，導向器出口平均馬赫數(shù)1.05，轉(zhuǎn)子出口平均相對馬赫數(shù)1.20，渦輪級載荷系數(shù)接近1.8，冷氣流量占渦輪進口流量的27%，渦輪級反力度平均值0.51，其中葉尖截面反力度接近0.55。為有效控制轉(zhuǎn)子葉尖間隙泄漏流損失，在轉(zhuǎn)子葉尖采用了不規(guī)則凹槽設計。

3 葉尖間隙對渦輪性能影響的試驗研究

3.1 試驗簡介

試驗用試驗器是帶有可調(diào)冷氣裝置的雙轉(zhuǎn)子中溫模擬渦輪試驗設備，可實現(xiàn)葉尖間隙對渦輪氣動性能影響的試驗研究。

高速運轉(zhuǎn)狀態(tài)下進行轉(zhuǎn)子葉尖間隙的動態(tài)測量非常復雜，因此目前國內(nèi)預估轉(zhuǎn)子熱態(tài)葉尖間隙的通用方法還是基于轉(zhuǎn)子冷態(tài)裝配間隙，通過熱分析計算出轉(zhuǎn)子及機匣和外環(huán)塊的熱變形量，進而計算得出轉(zhuǎn)子熱態(tài)葉尖間隙值。本次試驗通過調(diào)整高壓渦輪外環(huán)塊高度的方式，保證4組不同轉(zhuǎn)子葉尖間隙裝配值。不同裝配間隙值及對應換算到試驗狀態(tài)(熱態(tài))間隙值見表1。

表1 裝配間隙及對應試驗狀態(tài)間隙Table 1 Rotor tip clearance at cool and hot state

在渦輪進、出口截面周向各布置4支總壓和總溫測量探針，每支沿徑向有5個測點。試驗時渦輪進口總壓、總溫和冷氣流量比保持不變，錄取相對轉(zhuǎn)速0.8～1.0、膨脹比2.6～4.2范圍內(nèi)的渦輪總特性。

3.2 試驗結(jié)果分析

設計轉(zhuǎn)速下渦輪性能隨葉尖間隙的變化曲線如圖1所示?？梢姡D(zhuǎn)子葉尖間隙對渦輪性能影響的規(guī)律有：①隨著渦輪葉尖間隙的減小，渦輪導向器喉部換算流量也逐漸減小，說明在設計轉(zhuǎn)速該高壓渦輪限流發(fā)生在轉(zhuǎn)子候部。②隨著轉(zhuǎn)子葉尖間隙的減小，渦輪效率持續(xù)提高，且在小間隙狀態(tài)下，減小間隙帶來的效率提升更為顯著；相對葉尖間隙從3%降低至1%時相對效率提高約2%，而相對葉尖間隙從1%降低至最小間隙0%時相對效率提高也約為2%，說明對于高反力度渦輪，越是接近轉(zhuǎn)子外環(huán)塊位置，葉尖間隙對渦輪性能的影響越明顯。③隨著轉(zhuǎn)子葉尖間隙的減小，渦輪折合功逐漸提高，折合功隨間隙的變化規(guī)律與效率的變化規(guī)律一致。

圖1 渦輪性能參數(shù)隨葉尖間隙的變化(ncor=1.0，試驗)Fig.1 Turbine performance parameters vs.tip clearance (ncor=1.0,test)

4 葉尖間隙對渦輪性能影響的數(shù)值計算分析

4.1 數(shù)值計算方法

采用Ansys CFX軟件對渦輪設計點進行變?nèi)~尖間隙數(shù)值計算分析[7]。計算采用葉片UG實體模型，利用ICEM網(wǎng)格生成軟件對主流通區(qū)域進行結(jié)構化網(wǎng)格劃分，對冷卻流路及氣膜孔進行非結(jié)構化網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格節(jié)點總數(shù)約960萬(圖2)。渦輪進、出口參數(shù)由試驗測量結(jié)果給定，冷卻流路給定流量邊界條件，冷氣總溫305 K。計算中未考慮壁面換熱，導、動葉交界面采用混合平面法處理，湍流模型采用SST模型。設計點渦輪轉(zhuǎn)子葉尖復雜流動結(jié)構見圖3[8，9]。

圖2 轉(zhuǎn)子計算網(wǎng)格Fig.2 Rotor calculation grid

圖3 轉(zhuǎn)子葉尖極限流線圖Fig.3 Rotor tip streamline

4.2 數(shù)值計算結(jié)果分析

在設計狀態(tài)參數(shù)條件下，分別計算相對葉尖間隙為0%、1%、2%和3%下的渦輪性能，結(jié)果如圖4所示?？梢?，計算結(jié)果與試驗結(jié)果的趨勢基本一致。隨著渦輪葉尖間隙的增大，渦輪導向器喉部換算流量逐漸增大，計算值與試驗值的差值逐漸減小，且計算值小于試驗值；渦輪效率和渦輪功率都逐漸降低，計算值與試驗值相差都逐漸減小，在0%間隙計算值與試驗值相差都較大。

圖4 渦輪性能參數(shù)隨葉尖間隙的變化(ncor=1.0)Fig.4 Turbine performance parameters vs.tip clearance(ncor=1.0)

圖5 無量綱出口總壓試驗與計算結(jié)果對比Fig.5 Test results vs.calculation of non-dimensional outlet total pressure

圖5、圖6分別為相對葉尖間隙1.0%條件下，渦輪出口總壓和馬赫數(shù)計算結(jié)果與試驗結(jié)果的徑向分布對比。從總的趨勢上看，計算結(jié)果與試驗結(jié)果趨勢基本一致，因測量探針距轉(zhuǎn)子葉片內(nèi)、外端壁有相對葉高10%距離，因此在轉(zhuǎn)子出口內(nèi)、外端壁附近，試驗結(jié)果還無法反映流動的真實情況。

圖6 出口馬赫數(shù)試驗與計算結(jié)果對比Fig.6 Test results vs.calculation of outlet Mach number

5 結(jié)論

利用中溫模擬渦輪試驗器進行了高反力度、大冷氣流量渦輪變?nèi)~尖間隙性能試驗，并采用主氣與冷氣流路分別劃分計算網(wǎng)格的計算方法對試驗結(jié)果進行了對比分析，得出如下結(jié)論：

(1)對于高反力度渦輪，相對葉尖間隙從3%降低至1%時，相對效率提高約2%，而相對葉尖間隙從1%降低至最小間隙0%時，相對效率提高也約為2%，說明越是接近轉(zhuǎn)子外環(huán)塊位置，葉尖間隙對渦輪性能的影響越明顯。

(2)設計轉(zhuǎn)速下隨著渦輪葉尖間隙的減小，渦輪導向器喉部換算流量逐漸減小，說明該高壓渦輪限流發(fā)生在轉(zhuǎn)子喉部，間隙大小會影響到高壓渦輪的流通能力。

(3)采用主氣與冷氣流路分別劃分計算網(wǎng)格、不考慮壁面換熱的計算方法所計算的結(jié)果，與試驗結(jié)果吻合較好，說明采用這些計算方法基本可以預估渦輪內(nèi)部復雜流動，具有較高的工程應用價值。

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Effect of Rotor Tip Clearance of High-Reaction Turbine on Performance

HUANG Tie-yang，ZHANG Yuan-hui
(Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China)

The effect of tip clearance on turbine stage efficiency in a high-reaction turbine was investigated by mid-temperature test and numerical simulation,and the effect rule was obtained.The rationality of nu?merical calculation method was demonstrated through comparison between the calculation results and test results.Research results indicate that efficiency influence is more obvious in a high-reaction turbine and mass flow of turbine stator is mutative in different tip clearance.

aero-engine；reaction；tip clearance；stage performance test；turbine efficiency；numerical calculation

V231.3

：A

：1672-2620(2014)04-0018-04

2014-05-15；

：2014-06-21

黃鐵洋(1981-)，男，遼寧遼陽人，工程師，從事航空發(fā)動機設計工作。