船用燃氣輪機間隙流動的主動控制研究

張鵬鷹，牛茂升，臧述升

(1.海軍駐大連地區(qū)軍事代表室，遼寧 大連 116021;2.中國艦船研究設(shè)計中心上海分部，上海 201108;3.上海交通大學(xué) 機械與動力工程學(xué)院 葉輪機械研究所，上海 200240)

燃氣輪機是21世紀大功率艦船的核心動力設(shè)備，其發(fā)展水平可以體現(xiàn)出一個國家船舶工業(yè)的先進程度，因此需要對其進行大力發(fā)展。而流道內(nèi)部流動損失則是制約燃氣輪機效率的主要因素之一，因此眾多研究機構(gòu)將其作為他們的課題研究重心。

間隙流動損失是動葉內(nèi)部流動損失的重要組成部分之一。Schaub［1］認為在小型高壓渦輪中，動葉45%流動損失，渦輪級中30%流動損失都是由間隙流動引起的。Metzger［2］研究證明，間隙流動使得葉頂傳熱系數(shù)上升約200%。

由于間隙流動對渦輪性能有較大的影響，因此必須采取措施來削弱間隙流動。常見的減弱間隙流動的方法是改變?nèi)~頂幾何形狀，包括翼梢小翼［3-4］，肋條葉尖［5-6］，葉頂斜切［7］，葉片彎曲［8-9］，端壁處理［10-11］等方法。通過研究發(fā)現(xiàn)，以上這些方法均可以在一定程度上減弱間隙流動。

除此之外，葉頂噴氣方法也可以有效地減弱間隙流動。Pougare［12］首次對葉頂噴氣進行了試驗研究。研究結(jié)果顯示，葉頂噴氣可以有效地減弱間隙流動及間隙渦的出現(xiàn)。Hohlfeld［13］，Couch［14］針對葉片頂部排污孔對間隙流動的影響進行了詳盡的研究。研究發(fā)現(xiàn)，在小間隙高度時，排污孔氣體能較好地阻塞間隙流動;但間隙高度增大時，排污孔氣體對間隙流動的作用較為微弱。Christophel［15］發(fā)現(xiàn)在小間隙高度時，即使在較小的吹風(fēng)比條件下，排污孔氣體能夠有效的對葉片前緣位置進行冷卻。Hamik［16］提出一種比較新穎的葉頂噴氣方案。他用一條直徑5 mm的內(nèi)部通道將葉片前緣與葉頂連通。這樣在葉片前緣與葉頂壓差作用下，會有一部分流體進入通道，進而從葉片頂部噴出。Hamik試驗發(fā)現(xiàn)，葉頂噴氣可以降低間隙渦區(qū)流動損失，同時近外殼區(qū)流動過偏/偏轉(zhuǎn)不足現(xiàn)象得到極大改善。Li［17］認為葉頂噴氣對間隙流動的作用主要表現(xiàn)在以下三個方面:(1)葉頂噴氣對間隙流動起到阻塞作用，降低間隙流動損失;(2)噴氣孔下游間隙入口速度降低，間隙流動與主流的摻混作用減弱;(3)間隙內(nèi)噴氣孔附近熵增減小。對于葉頂噴氣孔位置的分布，Rao［10］研究發(fā)現(xiàn)靠近葉片前緣位置噴氣能夠較好地控制間隙渦尺寸，而靠近尾緣位置噴氣能夠大幅度提高間隙渦區(qū)總壓分布。Newton［18］通過不同葉頂噴氣位置對葉頂傳熱系數(shù)的影響，發(fā)現(xiàn)在葉頂分離渦位置噴氣可以有效地改善間隙流動情況，同時能獲得最佳的葉頂換熱條件。牛茂升［20-21］對影響葉頂噴氣效果的因素進行了研究，包括切向噴氣角度以及噴氣孔在葉片厚度方向上的分布。牛茂升［22］還對不同葉頂噴氣在不同進口沖角工況下的控制效果進行了試驗研究。試驗結(jié)果顯示，在五個不同的進口沖角工況下，葉頂噴氣都能有效地控制間隙流動。

綜上所述，前人已經(jīng)就葉頂噴氣對間隙流動以及葉頂區(qū)域換熱情況進行了詳盡的研究，但是到目前為止，關(guān)于葉頂噴氣孔位置對間隙流動控制效果影響的研究較少。

因此本文采用三孔探針對不同噴氣位置情況下，葉柵出口截面上參數(shù)分布進行了測量，同時也測量了各個工況下葉片表面的靜壓分布。

1 葉柵頂部間隙流動試驗裝置

1.1 試驗葉柵

平面葉柵風(fēng)洞實驗裝置如圖1所示。葉柵安裝在風(fēng)洞出口后730 mm位置。風(fēng)洞出口截面積226 mm×125 mm。平面葉柵共有7片葉片組成，中間兩個葉片#3、#4設(shè)計為空心結(jié)構(gòu)。主要測量流道為葉片#3、#4之間的葉柵通道。葉柵兩側(cè)葉片#1、#7通過墊片保證其不存在葉頂間隙，但與側(cè)板之間有1～2 mm的狹縫，主要是為了削弱側(cè)板累積的邊界層厚度，保證進口流場的均勻性。

圖1 葉柵測量流道及進出口測量截面分布

為了保證葉柵進口流場沿著節(jié)距方向均勻分布，在距離葉片前緣90 mm位置布置一個三孔探針，通過調(diào)節(jié)葉片尾緣側(cè)板來實現(xiàn)前緣氣流的均勻。葉片尾緣出口截面總壓損失系數(shù)及氣流角分布主要是在距離葉片尾緣9 mm截面測量得出的。出口截面測量利用兩個三孔探針同時測量兩個相鄰的流道，以保證測量的準確度。

試驗葉片葉型以蘇黎世瑞士聯(lián)邦工學(xué)院的“LISA”1.5 級軸流渦輪中動葉葉片［23］為原型，取其50%葉高截面葉型作為試驗葉型。該葉型是高負荷、低展弦比的高壓渦輪第一級葉片，具體葉柵參數(shù)見表1。其中葉片進口氣流角為-52.4°，出口氣流角為66.6°，葉柵通道內(nèi)氣流轉(zhuǎn)折角較大，為119°，屬高負荷葉片。

葉片通過底部螺栓孔固定在底盤支架上，間隙高度是通過在葉片與底板之間添加墊片來實現(xiàn)的。墊片型線與葉片葉型完全相同，并由定位銷來保證其位置與葉片位置完全吻合。墊片厚度為1 mm，因此間隙高度變化差值為1 mm。

表1 葉柵幾何參數(shù)

為了測量間隙流動對葉片表面靜壓的影響，分別在50%、97.5%葉高高度布置了兩排32個直徑為0.7 mm的靜壓孔，其中壓力面布置12個靜壓孔，吸力面20個靜壓孔。

1.2 葉頂噴氣結(jié)構(gòu)

在葉柵中將位于流道中央的#3、#4葉片設(shè)計為空心葉片，以便于空氣從葉頂噴出。葉頂噴氣結(jié)構(gòu)如圖2所示。

噴射空氣由外部空氣壓縮機提供，進入葉片空腔后從葉頂噴出。葉片頂部薄片厚約2 mm，通過沉孔螺釘與葉片固定，并有三個定位銷保證與葉片位置完全重合。螺釘與定位銷高度與葉頂平齊，保證葉片間隙高度在弦長方向上完全相同。

葉頂噴氣孔直徑為1 mm，按等距均勻分布在距離葉片前緣18%～72%弦長范圍內(nèi)，相鄰孔心之間的間距約4.6 mm。噴氣孔中心線與葉頂表面之間的夾角為45°，葉頂薄片的厚度為2 mm，因此噴氣孔長度約為2.83 mm。噴氣孔在流向方向上的分布，噴氣孔中心線在葉頂上的投影垂直于葉頂壓力邊。噴氣孔與葉頂壓力邊之間間距設(shè)計為3 mm，基本與葉頂分離渦出現(xiàn)位置相對應(yīng)。

圖2 葉頂噴氣結(jié)構(gòu)示意圖

為了研究噴氣孔沿弦長噴氣位置分布對間隙流動控制的影響，本文研究了三種不同弦長位置噴氣工況下間隙流動情況。各噴氣結(jié)構(gòu)參數(shù)見表2。工況A是通過全部10個孔進行葉頂噴氣。工況B、C則只采用了7個噴氣孔進行噴氣，其中工況B中噴氣孔位于葉片中前部(#1～#7)，而工況C噴氣孔位于葉片中后部(#4～#10)。所有工況的噴氣量均為0.78%。

表2 葉頂噴氣結(jié)構(gòu)參數(shù)

1.3 測量設(shè)備準確度

本文采用丹麥DANTEC公司的恒溫式熱線風(fēng)速儀，熱線探頭采用55P62型兩維熱線。X型熱線主要用來測量二維流動的兩個速度分量。按照本文中有效速度的方法，在偏航角度小于25°的時候，測量不確定度不超過3%，當偏航角度為35°的時候，測量不確定度為5%左右。

實驗中葉片表面靜壓、葉柵出口截面總壓測量的采集都是采用數(shù)字多通道壓力掃描閥(DSA3017)。DSA3017模塊的靜壓測量精度為±2.5 Pa，與自由來流動壓頭之比為 ±2.5/(0.5 ×1.293×27×27)= ±0.53%。

試驗坐標架采用TSA400-B精密重載型電控平移臺。該電控平移臺通過步進電機驅(qū)動，實現(xiàn)位移調(diào)整自動化。行程為400 mm，最小分辨率為0.003 125 mm，最大速度可達40 mm/s。

1.4 試驗工況

葉柵入口雷諾數(shù)為(1.86 ±0.04)×105，湍流強度為1.56%。

沿葉高方向上，在47% ～98%葉高范圍內(nèi)，每隔2.5 mm設(shè)置一行測點，共26行。在葉柵節(jié)距方向上，測量距離共包括1.5倍葉柵節(jié)距，每隔2.5 mm設(shè)置一列測點，共33列。因此葉柵出口截面上分布的測點共有26×33=858個。

2 試驗結(jié)果分析

2.1 葉片載荷系數(shù)分布

由圖3(a)可見，葉頂噴氣對葉高中部流場分布影響不大，因此在不同噴氣工況下，該高度截面上葉片表面靜壓系數(shù)基本完全相同。

但在靠近葉片頂部截面處(97.5%截面，圖3(b))，可以發(fā)現(xiàn)采用葉頂噴氣后，在葉片中前部位置，由于采用葉頂噴氣后，產(chǎn)生了對間隙流動的阻塞作用，使得壓力面靜壓增大。在葉片尾緣附近靜壓降低，并小于不采用葉頂噴氣工況，尤其是葉片前緣位置噴氣條件下。這主要是因為受葉頂噴氣的影響，導(dǎo)致間隙流動形成的主要區(qū)域向葉片尾緣附近移動，從而使得該區(qū)域靜壓系數(shù)減小。

相應(yīng)地，由于間隙流動的減弱，間隙渦尺寸減小，吸力面靜壓受間隙渦的影響減弱，葉片表面靜壓有所增大。但是由于采用葉頂噴氣后間隙渦一直維持在葉片吸力面附近，導(dǎo)致吸力面靜壓增大幅度有限。

圖3 葉片表面靜壓系數(shù)分布

2.2 葉柵出口總壓分布

總壓損失系數(shù)表達式如下:

式中:Po為測量點的總壓值，ρ為密度，V2″是測量截面上質(zhì)量平均速度。不考慮葉頂噴氣時是葉柵入口測量位置得出的總壓值。但當考慮葉頂噴氣時是葉柵入口總壓與噴氣壓力的質(zhì)量平均值，即

圖4所示為葉柵出口截面上總壓損失系數(shù)的分布。從圖4(a)可以看出，不采用葉頂噴氣時，總壓損失主要出現(xiàn)在三個區(qū)域，即:間隙渦區(qū)、上通道渦區(qū)域，以及葉片尾跡區(qū)。間隙渦渦核位于95%葉高位置附近，在節(jié)距方向上幾乎占據(jù)了整個流道，葉高方向占據(jù)葉頂約12%葉高范圍，渦核中心總壓損失系數(shù)達2.3。上通道渦位于間隙渦下方，約80%葉高位置，受間隙渦的影響，上通道渦較小，渦核中心總壓損失系數(shù)僅為1.2。

如圖4(b)，采用葉頂噴氣時(工況A)，間隙渦所占的區(qū)域大幅減小，僅占據(jù)約80%節(jié)距范圍，渦核位置上移動到約97%葉高高度，間隙渦強度下降迅速，渦核中心總壓損失系數(shù)僅為1.6。在此情況下，上通道渦區(qū)急劇增大，這是因為后部噴氣孔流體旋向與上通道渦相同，使得上通道渦所占區(qū)域及強度增大。

在葉片前部噴氣時(工況B)，如圖4(c)，雖然也在一定程度上抑制了間隙渦的發(fā)展、擴大，但噴氣效果不及工況A，間隙渦尺寸及強度比工況A有所增加。

噴氣流量保持0.78%，在葉片中后部位置進行噴氣時(工況C)，對間隙流動的控制作用最大，如圖4(d)。間隙渦渦核中心總壓損失系數(shù)減小至0.9，間隙渦尺寸急劇減小，切向方向上僅占約40%節(jié)距范圍，葉高方向上范圍也減小至葉頂區(qū)域7%葉高范圍內(nèi)。與此同時，受葉頂噴氣及間隙渦減弱的共同作用下，上通道渦強度、影響范圍迅速增大。

2.3 葉柵出口柵距平均參數(shù)沿葉高方向的分布

節(jié)距方向平均數(shù)據(jù)采用質(zhì)量平均方法:

節(jié)距方向質(zhì)量平均總壓損失系數(shù):

節(jié)距方向質(zhì)量平均出口氣流角:

節(jié)距方向質(zhì)量平均出口軸向速度:

式中:Cpo、β、VZ分別為總壓損失系數(shù)、出口氣流角及出口軸向速度。

由節(jié)距方向質(zhì)量平均總壓系數(shù)分布(圖5(a))可以看出，不采用葉頂噴氣時，間隙渦能夠影響到靠近外殼約12.5%葉高范圍內(nèi)的流場分布，通道內(nèi)最大總壓系數(shù)出現(xiàn)在約97%葉高位置，為1.21。上通道渦則主要影響75% ～87.5%葉高范圍內(nèi)流場分布。

葉頂噴氣可以影響到65%～100%葉高范圍內(nèi)的流場分布。間隙渦區(qū)域總壓系數(shù)下降，相應(yīng)地，上通道渦區(qū)總壓系數(shù)上升。其中對通道內(nèi)流場分布影響最大的是工況A，間隙渦影響區(qū)域減小，僅占據(jù)葉片頂部93% ～98%葉高范圍內(nèi)，間隙渦區(qū)總壓系數(shù)極值也由1.23減小到0.342。而上通道渦沿徑向上移，葉片高度方向上則占據(jù)了17.5%葉高范圍，影響區(qū)域內(nèi)總壓系數(shù)增大。采用葉片中后部噴氣方案時(工況C)，雖然上通道渦損失比不采用葉頂噴氣工況時有所增大，但間隙渦區(qū)總壓系數(shù)大幅度減小，極值僅為 0.692。

圖4 不同弦長噴氣位置時，葉柵出口總壓損失系數(shù)變化情況

如圖5(b)，出口截面上氣流角分布受噴氣作用而變得較為均勻。間隙渦引起的過偏/偏轉(zhuǎn)不足現(xiàn)象得以極大地緩解，不過上通道渦區(qū)氣流角變化受葉頂噴氣的影響不大。其中，工況A、C能較好地減弱間隙渦氣流偏轉(zhuǎn)不足現(xiàn)象，而工況B則對間隙渦氣流過偏區(qū)域的影響較大。

在采用噴氣工況下，在間隙渦區(qū)速度增大及氣流偏轉(zhuǎn)不足現(xiàn)象得以緩解的共同作用下，間隙渦區(qū)軸向速度有所下降，但下降幅度不大，如圖5(c)。

圖5 節(jié)距方向質(zhì)量平均各參數(shù)沿徑向分布情況

2.4 總壓損失系數(shù)分布

一般來說，葉柵通道內(nèi)流動損失可以分為葉型損失、二次流損失及間隙流損失:

葉型損失為葉片中部質(zhì)量平均總壓損失，而二次流損失與間隙流損失相互影響，因此很難區(qū)分出兩者各自的數(shù)值大小。

如圖6所示，與葉片載荷系數(shù)分布相同，葉型損失在各個工況中基本保持不變。而工況A在控制通道內(nèi)流動分布時表現(xiàn)最差，雖然間隙渦尺寸、強度相較于工況B時下降，但由于上通道渦強度、尺寸較大，因此總壓損失系數(shù)僅從未噴氣工況的0.35降低到 0.327。

圖6 葉柵出口總壓損失系數(shù)分布情況

當噴氣孔數(shù)量減小時，葉頂噴氣對通道內(nèi)總壓損失系數(shù)的控制效果增強，尤其是在葉片中后部位置噴氣(工況C)時，總壓損失系數(shù)僅為0.293，下降幅度達16.28%。這就意味著噴氣孔位置分布能夠在一定程度上影響葉柵通道內(nèi)的二次流分布。在采用目前試驗葉型的情況下，采用相同試驗條件(包括進口條件、邊界條件、噴氣量分布等)時，當噴氣孔位于葉片中后部位置時相較于位于葉片前部位置時可以獲得更佳的控制效果。

3 結(jié)論

通過對葉柵出口截面上各參數(shù)的測量，可以看出:

1)葉頂噴氣可以有效地減小間隙渦尺寸及間隙損失，但上通道渦會因為間隙渦的減弱而增強。

2)采用葉頂噴氣后，由于間隙渦尺寸及強度都大幅減弱，間隙渦區(qū)氣流過偏/偏轉(zhuǎn)不足現(xiàn)象也得到極大的緩解。

3)噴氣孔位置分布能夠在一定程度上影響葉柵通道內(nèi)的二次流分布。

4)在采用目前試驗葉型的情況下，采用相同試驗條件(包括進口條件、邊界條件、噴氣量分布等)時，當噴氣孔位于葉片中后部位置時相較于位于葉片前部位置時可以獲得更佳的控制效果。

［1］Schaub U W，Vlasic E，Moustapha S H.Effect of tip clearance on the performance of highly loaded turbine stage［C］.Montreal，Canada:North Atlantic Treaty Organization，AGARD-CP-537，1993.

［2］Metzger D E，Rued K.The influence of turbine clearance gap leakage on passage velocity and heat transfer near blade tips:Part I-sink flow effects on blade pressure side［J］.ASME Journal of Turbomachinery，1999，111:284-292.

［3］Saha A K，Acharya S，Bunker R S.Blade tip leakage flow and heat transfer with pressure-side winglet［J］.International Journal of Rotating Machinery，2006:1-15.

［4］Dey D，Camci C.Aerodynamic tip desensitization of an axial turbine rotor using tip platform extensions［C］.New Orleans，USA:ASME Turbo Expo，2001-GT-0484，2001.

［5］Lee S W，Chae B J.Effects of squealer rim height on aerodynamic losses downstream of a high-turning turbine rotor blade［J］.Experimental Thermal and Fluid Science，2008，32:1440-1447.

［6］Key N L，Arts T.Comparison of turbine tip leakage flow for flat tip and squealer tip geometries at high-speed conditions［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2006，128:213-220.

［7］Tallman J A.A computational study of tip desensitization in axial flow turbines［D］.Pennsylvania，USA:The Pennsylvania State University，2002.

［8］Tan C Q，Zhang H L，Chen H S.Experimental investigation of the aerodynamic performance of bowed blades in high-turning linear turbine cascades［J］.Gas Turbine Experiment and Research，2009，22:8-12.

［9］Li Y，Liu J，Ouyang H.Internal flow mechanism and experimental research of low pressure axial fan with forward-skewed blades［J］.Journal of Hydrodynamics，2008，20:299-305.

［10］Rao N M.Desensitization of over tip leakage in an axial turbine rotor by tip surface coolant injection［D］.Pennsylvania，USA:The Pennsylvania State University，2005.

［11］Bohn D E，Kreitmeler F.Influence of endwall contouring in axial gaps on the flow field in a four-stage turbine［C］.Munich，Germany:ASME Turbo Expo，2000-GT-0472，2000.

［12］Pouagare G，Lazarus K，Weinhold W P.Tip leakage reduction through tip injection in turbomachines［C］.Huntsville，USA:AIAA/ASME/SAE/ASEE 22nd Joint Propulsion Conference，AIAA-86-1746，1986.

［13］Hohlfeld E M，Christophel J R，Couch E L.Predictions of cooling from dirt purge holes along the tip of a turbine blade［C］.Atlanta，USA:ASME Turbo Expo，GT2003-38251，2003.

［14］Couch E L，Christophel J R，Hohlfeld E M.Comparisons of measurements and prediction for blowing from a turbine blade tip［J］.AIAA Journal of Propulsion and Power，2005，21:335-343.

［15］Christophel J R，Couch E L，Thole K A.Measured adiabatic effectiveness and heat transfer for blowing from the tip of a turbine blade［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2005，127:251-262.

［16］Hamik M，Willinger R.An innovative passive tip-leakage control method for axial turbines:linear cascade wind tunnel results［C］.Berlin，Germany:ASME Turbo Expo，GT2008-50056，2008.

［17］Li W，Qiao W Y，Xu K F.Numerical simulation of tip clearance control in axial turbine.Part I:active flow control injection from turbine blade tip［C］.Berlin，Germany:ASME Turbo Expo，GT2008-50084，2008.

［18］Newton P J，Lock G D，Krishnababu S K.Aerothermal investigation of tip leakage flow in axial turbines PartⅢ:Tip cooling［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2009，131:011008-1-011008-12.

［19］Mhetras S，Narzary D，Gao Z H.Effect of a cutback squealer and cavity depth on film-cooling effectiveness on a gas turbine blade tip［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2008，130:021002-1-021002-13.

［20］Niu M S，Zang S S.Numerical Investigation of Active Tip-clearance Control through Tip Cooling Injection in an Axial Turbine Cascade［J］.Journal of Thermal Science，2009，18(4):306-312.

［21］Niu M S，Zang S S.Parametric study of Tip Cooling Injection in an Axial Turbine Cascade:Influences of Injection Circumferential Angle［J］.Proceedingsofthe Institution ofMechanical Engineers，Part A:Journal of Power and Energy，2009，224(1):109-118.

［22］牛茂升，臧述升.葉柵進口沖角對葉頂噴氣效果影響的試驗研究［J］.燃氣輪機技術(shù)，2011，24(2):24-29.

［23］Behr T，Kalfas A，Abhari R S.Control of rotor tip leakage through cooling injection from the casing in a high-work turbine［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2008，130:031014-1-031014-12.