某重型燃機(jī)透平靜葉變沖角性能實(shí)驗(yàn)研究

姜東坡， 趙俊明

（哈爾濱汽輪機(jī)廠有限責(zé)任公司，哈爾濱 150046）

0 引言

燃?xì)廨啓C(jī)經(jīng)常在非設(shè)計(jì)工況下工作，尤其是透平根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)行調(diào)節(jié)時(shí)更是如此，因此對(duì)透平的性能提出了極大的要求。特別是沖角變化時(shí)不僅影響到透平葉柵的葉型損失［1］，更對(duì)葉柵流道內(nèi)的二次流損失有很大影響［2］，不同的沖角下透平葉柵內(nèi)邊界層的流動(dòng)情況影響葉柵的氣動(dòng)性能不同，由逆壓梯度引起壁面邊界層分離和葉柵內(nèi)二次流損失也不一樣，因此不同運(yùn)行工況下的透平系統(tǒng)運(yùn)行的穩(wěn)定性十分重要，否則可能導(dǎo)致嚴(yán)重的事故［3］?，F(xiàn)在大功率燃?xì)馔钙饺~柵，一般大的負(fù)沖角很容易導(dǎo)致附面層分離，從而明顯增加葉型損失和二次流損失［4］，影響透平的運(yùn)行效率。下面通過對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的理論分析，討論渦輪第1級(jí)靜葉葉型的氣動(dòng)特性，從型面靜壓系數(shù)分布、出口氣流角和總壓損失系數(shù)即葉型損失出發(fā)，對(duì)研發(fā)設(shè)計(jì)的某重型燃機(jī)第一級(jí)導(dǎo)葉進(jìn)行試驗(yàn)研究，分析葉柵設(shè)計(jì)是否合理，為設(shè)計(jì)該類型重型燃機(jī)葉片提供實(shí)驗(yàn)依據(jù)。

1 實(shí)驗(yàn)裝置與數(shù)據(jù)處理

試驗(yàn)是在哈爾濱汽輪機(jī)廠有限責(zé)任公司的亞音速環(huán)形葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行的。該試驗(yàn)臺(tái)具有大流量、高壓頭、可冷卻的風(fēng)源條件，風(fēng)量穩(wěn)定，壓力波動(dòng)小，可以滿足試驗(yàn)所需各工況對(duì)試驗(yàn)條件的要求。試驗(yàn)過程中采用多支葉片，葉片分別為基于對(duì)應(yīng)原葉柵根部10%葉高、中部50%葉高、頂部90%葉高的等截面直葉片，直列葉柵的葉高一律為100 mm，表1表示靜葉根、中、頂葉型的幾何參數(shù)。在試驗(yàn)過程中，測(cè)量葉型表面靜壓數(shù)據(jù)，由與葉片表面測(cè)壓孔相連的壓力傳感器直接測(cè)得各個(gè)壓力孔的靜壓值。本試驗(yàn)主要分析不同沖角下葉型表面靜壓系數(shù)、擴(kuò)壓因子、出口氣流角以及總壓損失系數(shù)等這幾項(xiàng)。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 型面靜壓系數(shù)分布分析

圖1表示根、中、頂3個(gè)截面在不同沖角下靜壓系數(shù)沿葉型的分布，其中：X/L是葉長(zhǎng)的背弧距前緣點(diǎn)的距離與對(duì)應(yīng)內(nèi)背弧總長(zhǎng)度的比值；Cps為靜壓系數(shù)。來流在內(nèi)弧側(cè)面上邊界層在各個(gè)流動(dòng)階段遇到的壓力梯度雖然有所不同，但是在順壓梯度下膨脹加速并增厚緩慢，邊界層較薄保持為層流狀態(tài)，因此壓力面邊界層流動(dòng)產(chǎn)生的葉型損失僅占總?cè)~型損失的10%~20%左右。在逆壓梯度段邊界層將導(dǎo)致流動(dòng)的嚴(yán)重惡化，流動(dòng)損失大幅增加，葉型損失的80%~90%產(chǎn)生在吸力面。在負(fù)沖角條件下，相反地出現(xiàn)了吸力邊進(jìn)口壓力的升高與壓力邊進(jìn)口壓力的下降，在壓力邊進(jìn)口形成了局部逆壓段，負(fù)沖角的絕對(duì)值越大，該作用越強(qiáng)。但是因?yàn)閴毫吘植磕鎵憾蜗掠味际桥蛎浖铀倭鲃?dòng)，逆壓段的危害不大，葉型損失隨負(fù)沖角的增加而提高，提高的速率明顯低于正沖角。比較不同葉高截面葉型的靜壓系數(shù)分布曲線包圍的面積，能夠清楚地看到，隨著正沖角與負(fù)沖角的增加，曲線包圍的面積分別有所增加和減少，說明正沖角和負(fù)沖角分別增高和降低了葉型的氣動(dòng)負(fù)荷。除此之外，由于葉柵幾何折轉(zhuǎn)角沿葉高接近相等，葉片氣動(dòng)負(fù)荷沿葉高基本不變。

表1 靜葉跟、中、頂葉型的幾何參數(shù)

2.2 出口氣流角隨沖角的變化

圖2表示不同沖角下葉根、中、頂3個(gè)截面葉型出口氣流角節(jié)距平均值隨沖角的變化，幾何出氣角隨沖角由負(fù)值向正值增加，葉型的出氣角增大。落后角由小負(fù)值很快轉(zhuǎn)變?yōu)檎?，并且增加的速率加大?？梢悦黠@看出，渦輪的落后角除了較大負(fù)沖角之外，都在正值范圍內(nèi)。這是因?yàn)闇u輪吸力邊的曲率比壓力邊大得多，而且吸力邊出口部分存在逆壓梯度段，吸力邊出口邊界層厚于壓力邊，氣流繞流葉型發(fā)生的基本為欠偏轉(zhuǎn)，即正落后角。

在根部截面，葉型的幾何出氣角為15°，氣流由過偏轉(zhuǎn)向欠偏轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)變沖角為-6.3°，在-10°沖角下，氣流的過偏轉(zhuǎn)為0.07°。在+10°沖角下，氣流角欠偏轉(zhuǎn)為1.8°，相對(duì)幾何出氣角，出氣角的最大變化率為12%。對(duì)于中間截面葉型的幾何出氣角16°，氣流由過偏轉(zhuǎn)向欠偏轉(zhuǎn)過渡點(diǎn)對(duì)應(yīng)的沖角是-6.2°。最大負(fù)沖角（-10°）使氣流過偏轉(zhuǎn)0.06°。最大正沖角（+10°）導(dǎo)致氣流欠偏轉(zhuǎn) 1.07°，出氣角的最大變化率6.7%。在頂部截面葉型的幾何出氣角17°，過偏轉(zhuǎn)至欠偏轉(zhuǎn)分界位置的沖角為-6.05°。負(fù)沖角形成的氣流最大過偏轉(zhuǎn)0.056°。正沖角形成的氣流最大欠偏轉(zhuǎn)1.06°，出氣角相對(duì)幾何出氣角最大變化了6.3%。

圖1 不同沖角下靜壓系數(shù)沿葉型的分布

2.3 總壓損失系數(shù)隨沖角的變化

圖3 表示不同沖角下根、中、頂3個(gè)截面節(jié)距平均總壓損失系數(shù)隨沖角的變化?？梢钥闯?，零沖角線兩側(cè)總壓損失系數(shù)隨沖角的變化率大小不等，進(jìn)口擴(kuò)壓對(duì)邊界層流動(dòng)影響不是主要的，葉型損失雖然增加，但增幅不大。另一方面，負(fù)沖角減小了葉型氣動(dòng)負(fù)荷，部分抵消了進(jìn)口局部擴(kuò)壓段的增損作用，結(jié)果葉型損失隨負(fù)沖角的變化十分緩慢。這也是渦輪葉型最小總壓損失系數(shù)對(duì)應(yīng)的最佳沖角是小負(fù)沖角的原因。從圖3還能看到，對(duì)于根部截面，在零沖角下，葉型損失為0.0257左右。在+5°、+10°沖角下，分別為0.0276、0.0351左右。與零沖角比較，分別增加大約 7.4%、36.5%。在-5°、-10°沖角分別為0.0264、0.0312左右，分別增加約2.7%、21.4%。隨著葉高的增加，由于3個(gè)截面葉型氣流折轉(zhuǎn)角視為常數(shù)，相等沖角下各截面葉型的總壓損失系數(shù)與根部截面對(duì)應(yīng)相等，至于在數(shù)值上的微量差別是由測(cè)量誤差所引起的。

圖2 出口氣流角隨沖角的變化

圖3 節(jié)距平均總壓損失系數(shù)隨沖角的變化

3 結(jié)論

1）對(duì)于零沖角，葉型壓力邊邊界層均在等壓或順壓梯度下膨脹加速，增厚緩慢，僅有10%～20%的葉型損失在壓力側(cè)產(chǎn)生。在吸力邊后部逆壓梯度段邊界層增厚加速，甚至發(fā)生轉(zhuǎn)捩、分離，葉型損失的80%～90%產(chǎn)生在該段。同樣，在亞音速條件下，吸力邊后部逆壓梯度段的長(zhǎng)短與逆壓梯度的大小正比于氣流折轉(zhuǎn)角。

2）正沖角提高氣流折轉(zhuǎn)角，造成吸力邊前緣局部擴(kuò)壓與后部的逆壓梯度段綜合作用，嚴(yán)重惡化吸力邊邊界層流動(dòng)。

3）在該靜葉柵中，根、中、頂截面葉型的幾何折轉(zhuǎn)角只相差1°，落后角可忽略不計(jì)，在相同沖角下，3個(gè)葉高葉型損失為大致相同的數(shù)值。對(duì)于零沖角，測(cè)得的葉型損失是0.0257左右；與零沖角比較，在正負(fù)10°沖角下，葉型損失大致增加24.1%和7.4%。

［1］ MAYLE R E.The role of laminar-turbulent transition in gas turbine engines［J］.ASME Trans.，J.Turbomachinery，1991，115（2）：509-537.

［2］ YAMAMOTO A，TOMNAGA J，MATSUNUMA T，et al.Detailed measurements of three-dimensional flows and losses inside an axial turbine rotor：94-GT-348［R］.ASME paper，1994.

［3］ RUBECHINIF，SCHNEIDER A，ARNONEA ，etal.A Redesign Strategy to Improve the Efficiency of a 17-Stage Steam Turbine［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2012，134（5）：1-7.

［4］ SAUER H，SCHMIDT R，VOGELER K.Influence of Chord Length and Inlet Boundary Layer on the Secondary losses of Turbine Blades［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2012，134（1）：1-9.