篦齒封嚴對多級壓氣機級間氣動參數的影響

李聰

（沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽110015）

0引 言

篦齒封嚴結構被廣泛應用于燃氣渦輪發(fā)動機壓氣機靜子內環(huán)和轉子鼓筒之間的密封。篦齒封嚴對壓氣機氣動性能的影響不可忽視。1958年Jefferson等［1］認識到泄漏流量隨著封嚴間隙的增大而增大，多級壓氣機性能也隨之趨于惡化；R.M.Hawkins等［2-5］通過比較各種泄漏流量對壓氣機性能的影響，認為1%的效率降低對應0.9%的泄漏流量。Wellborn等［7］發(fā)現靜子內環(huán)泄漏會對下游葉排全葉高產生影響；高學林、袁新［8］對某軸流壓氣機中3排葉片在不同的靜葉氣封間隙下進行了定常和非定常數值模擬，認為隨間隙增大，壓氣機性能下降；顧春偉等［9］優(yōu)化了篦齒封嚴結構，通過定常和非定常計算研究了優(yōu)化前后內部流動和整體氣動性能的變化。

國內外文獻大多集中在描述篦齒封嚴結構內部的流動或單排篦齒封嚴結構對壓氣機性能的影響，罕有針對多級壓氣機環(huán)境下多排篦齒封嚴結構對級間氣動參數的影響方面的研究，為此，本文以一臺五級低壓壓氣機為例，對其中的第一、二、三級靜子按照真實的結構設計圖紙，劃分出篦齒封嚴網格塊，然后用CFX軟件結合SST湍流模型分析篦齒封嚴結構對多級壓氣機級間氣動參數的影響，希望能借此指導多級壓氣機的設計。

1 數值模擬方法

本文采用Pointwise 軟件根據真實篦齒幾何結構劃分結構化網格，如圖1所示。篦齒間隙取為0.3 mm，篦齒數為4，每排篦齒網格數為5×105。本文采用Turbogrid軟件對壓氣機流道內幾何進行結構化分網，然后用CFXPre將流道內網格與3排靜子的篦齒結構網格連接在一起，如圖2所示，并設置恰當的邊界條件。其中，進口邊界給均勻的總溫總壓，出口邊界給均勻靜壓，固壁為絕熱、無滑移邊界條件，周向邊界處為周期性邊界條件，葉排上下游連接處按照周向平均方法設置為‘STAGE’，篦齒塊與流道之間的連接采用非匹配連接‘General Connection’，篦齒塊的輪轂部分設為旋轉固壁，與靜子相連的壁面設為靜止固壁，每排轉子葉尖間隙為0.3 mm。網格總數約為550萬，采用對逆壓梯度下分離預測較為準確的SST模型進行定常計算，對流項離散格式設為‘High Resolution’，湍流模型數值精度為‘First Order’。

圖1 篦齒封嚴結構網格

圖2 帶有3排篦齒封嚴結構的五級壓氣機網格

圖3 不帶篦齒封嚴結構的五級壓氣機網格

本文僅對比設計轉速下設計壓比點的帶篦齒塊和不帶篦齒塊（圖3）的CFX計算結果。

2 計算結果分析

本文著重分析第二級靜子和第三級轉子的流場，以考察前后排靜子篦齒塊對中間排轉靜子的影響。

圖4是帶篦齒塊結構的第二級靜子根部泄漏流圖譜，可以看到通過篦齒間隙泄漏的流體在空腔內卷起的漩渦。圖5是設計壓比點下帶篦齒塊和不帶篦齒塊的第二級靜子總壓恢復系數沿葉高對比，篦齒結構明顯增加了靜子20%葉高以下的氣動損失。圖6和圖7分別是帶篦齒塊和不帶篦齒塊的第二級靜子進出口馬赫數的沿葉高分布對比，可見篦齒結構減小了10%葉高以下的氣流馬赫數。圖8和圖9分別是帶篦齒塊和不帶篦齒塊的進出口氣流角沿葉高分布對比，可以看出20%葉高以下的進出口氣流角相差超過1°，其余葉高相差不大，其中篦齒結構使攻角增大值超過2°（不考慮附面層部分），并使出口氣流角在根部產生劇烈轉折，從而導致圖10所示的下游轉子的根部進口相對氣流角也有顯著變化：帶篦齒塊結構的轉子根部攻角明顯大于不帶篦齒塊結構的轉子根部攻角，使轉子根部偏離了正常攻角。圖11是帶篦齒塊和不帶篦齒塊的第三級轉子進口相對馬赫數沿葉高分布對比，篦齒結構明顯減小了20%葉高以下的轉子進口相對馬赫數。

圖4 帶篦齒塊結構的第二級靜子根部泄漏流

圖5 第二級靜子總壓恢復系數

圖6 第二級靜子進口馬赫數

圖7 第二級靜子出口馬赫數

圖8 第二級靜子進口氣流角

圖9 第二級靜子出口氣流角

3結 論

圖10 第三級轉子進口相對氣流角

圖11 第三級轉子進口相對馬赫數

通過以上對比，可以得出以下幾點結論：1）篦齒封嚴結構將會減小靜子20%葉高以下的總壓恢復系數，增加該處的氣動損失；2）篦齒封嚴結構將會減小靜子10%葉高以下的進出口馬赫數；3）篦齒封嚴結構將會對20%葉高以下的靜子進出口氣流角產生一定影響，其中攻角增大值超過2°；4）篦齒封嚴結構將會明顯增大10%葉高以下的轉子攻角，這一點需要引起氣動設計者注意。

因此，在多級壓氣機設計中，篦齒封嚴結構是無法忽略的因素，必須引起設計者的足夠重視。

［ 1］ Jefferson J L，Turner R C.,Some shrouding and Tip Clearance Effects in Axial Flow Compressor ［ J］.International Ship Building Progress，1958（ 5）：78.

［2］ Hawkins R M.Development of compressor end seals,stator interstage seals， and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report ［R］.East Hartford，Connecticut：Pratt& Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，1 Jan.-30 Jun，1966.

［3］ Hawkins R M，Mc Kibbin A H，Ng C C.W.Development of compressor end seals stator interstage seals，and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report［ R］.East Hartford，Connecticut：Pratt&Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，1 Jul.-31 Dec， 1966.

［4］ Hawkins R M.Mc Kibbin A H，Ng C C W.Development of compressor end seals stator interstage seals，and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report［ R］ .East Hartford，Connecticut：Pratt&Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，1 Jul.-31 Dec， 1967.

［5］ Hawkins R M，Mc Kibbin A H，Ng C C W.Development of compressor end seals stator interstage seals，and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report［ R］ .East Hartford，Connecticut：Pratt&Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，1 Jan.-30 Jun， 1968.

［6］ Hawkins R M，Mc Kibbin A H，Ng C C W.Development of compressor end seals stator interstage seals，and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report［ R］.East Hartford，Connecticut：Pratt&Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，30 Jun.-31 Dec，1968.

［ 7］ Wellborn S.Effects of shrouded stator cavity flows on multistage axial compressor aerodynamic performance ［R］.NASA CR-198536，1996.

［8］ 高學林，袁新.多級軸流壓氣機間隙流動的數值模擬［J］.工程熱物理學報，2006，27（ 3）：395-398.

［9］ 顧春偉，馬文生，祿堃.靜葉根部氣封幾何結構的優(yōu)化與流動分析［C］//中國工程熱物理學會會議論文，2008.