多級(jí)渦輪工作流場(chǎng)的數(shù)值仿真研究

詹洪飛,　黃　帥,　楊欣毅

(1.海軍駐常州地區(qū)航空軍事代表室,江蘇 常州　213022;2.海軍航空工程學(xué)院飛行器工程系,山東 煙臺(tái)　264001)

?

多級(jí)渦輪工作流場(chǎng)的數(shù)值仿真研究

詹洪飛1,黃帥1,楊欣毅2

(1.海軍駐常州地區(qū)航空軍事代表室,江蘇 常州213022;2.海軍航空工程學(xué)院飛行器工程系,山東 煙臺(tái)264001)

摘要：利用計(jì)算流體力學(xué)的前處理軟件,對(duì)某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)?、自由渦輪進(jìn)行了三維葉型建模。在考慮燃?xì)獗葻嶙兓⒉考g相互影響的基礎(chǔ)上,通過燃?xì)鉁u輪、自由渦輪流場(chǎng)的聯(lián)合計(jì)算獲得了多級(jí)渦輪工作流場(chǎng)的參數(shù)分布。計(jì)算結(jié)果表明:該小尺寸渦輪葉頂間隙對(duì)工作性能有顯著影響,不同工作狀態(tài)下燃?xì)鉁u輪-支板-自由渦輪之間的匹配工作也會(huì)影響渦輪的工作效率。

關(guān)鍵詞：渦輪; 前處理; 流場(chǎng); 數(shù)值仿真

1引言

航空燃?xì)廨啓C(jī)的渦輪是發(fā)動(dòng)機(jī)最為關(guān)鍵的部件之一,其氣動(dòng)性能的預(yù)測(cè)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析和發(fā)動(dòng)機(jī)的改進(jìn)有重要的意義[1]。但是作為典型的高溫、高速燃?xì)饬髦泄ぷ鞯臒岫瞬考?渦輪的性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)難度很大。正因?yàn)槿绱擞?jì)算流體力學(xué)(CFD)作為一種數(shù)值分析工具近年來在葉輪機(jī)械的流場(chǎng)分析中得到了廣泛的應(yīng)用[2-3]。在國(guó)內(nèi),借助于各種CFD通用軟件和專用的葉輪氣動(dòng)流場(chǎng)分析軟件,對(duì)壓氣機(jī)、渦輪等葉輪部件流場(chǎng)進(jìn)行分析研究的工作已經(jīng)較多[4-7],等對(duì)多級(jí)葉輪機(jī)械前處理和多部件流場(chǎng)的聯(lián)合計(jì)算尚不多。

某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)是帶有自由渦輪的小型航空燃?xì)廨啓C(jī),由于發(fā)動(dòng)機(jī)改型,燃?xì)鉁u輪、自由渦輪進(jìn)行了局部修型[8],需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪流場(chǎng)參數(shù)分布進(jìn)行分析,確認(rèn)能渦輪性能否達(dá)到設(shè)計(jì)要求。本文針對(duì)該型發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)鉁u輪和自由渦輪進(jìn)行多級(jí)渦輪的聯(lián)合計(jì)算,分析發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)下渦輪的流場(chǎng)和工作性能。

2渦輪建模和網(wǎng)格劃分

該型發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁u輪和自由渦輪的葉型參數(shù)和氣流通道參數(shù)均為生產(chǎn)圖紙?zhí)峁┑纳a(chǎn)工藝數(shù)據(jù),為保證葉片和渦輪建模能夠用于CFD計(jì)算網(wǎng)格劃分,本文首先對(duì)每一級(jí)葉片的等葉高的線型進(jìn)行反設(shè)計(jì)和三維重構(gòu),并將形成的通用幾何文件(IGES)傳遞給后續(xù)處理軟件,如圖1所示。

圖1　渦輪葉片點(diǎn)線重構(gòu)示意圖Fig.1　Diagram of reconstruction of turbine blades by point lines

此后以BLADEGEN軟件對(duì)葉片型線、前后沿進(jìn)行設(shè)置構(gòu)成前處理設(shè)計(jì)軟件能識(shí)別的流面數(shù)據(jù)和葉型數(shù)據(jù),并對(duì)葉尖、葉根等無數(shù)據(jù)截面進(jìn)行插值擬合,生成整個(gè)葉片的葉型文件。在網(wǎng)格劃分軟件中以每一級(jí)葉型為基礎(chǔ),利用O-H-O混合格式對(duì)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行劃分。渦輪葉型和網(wǎng)格劃分如圖2所示。

圖2　渦輪葉型和計(jì)算網(wǎng)格Fig.2　Computational mesh for turbine blade profile

3多級(jí)渦輪的聯(lián)合計(jì)算模型

3.1流場(chǎng)湍流模型

設(shè)燃?xì)鉃橥耆珰怏w,不計(jì)化學(xué)反應(yīng)和組分輸運(yùn)的三維時(shí)均N-S方程組為

(1)

其中:μeff=μ+μt,μt為需要用湍流理論計(jì)算的湍流粘性。

相比其他的兩方程湍流模型,k-ω可以很好的處理近壁低雷諾數(shù)流場(chǎng)和旋轉(zhuǎn)流場(chǎng),k-ω湍流模型為

(2)

3.1聯(lián)合計(jì)算模型

采用混合平面方處理多級(jí)渦輪動(dòng)靜區(qū)域共存的問題,該方法在進(jìn)行坐標(biāo)變化基礎(chǔ)上,對(duì)交界面上各種物理量沿徑向的加權(quán)平均,并且可以利用葉輪的周期性邊界,減小計(jì)算量。為提高計(jì)算精度,對(duì)應(yīng)渦輪熱狀態(tài)對(duì)流道進(jìn)行了修正,利用有限元熱力分析的位移值對(duì)葉片長(zhǎng)度、輪轂尺寸、葉間間隙和機(jī)匣尺寸進(jìn)行了修正。

由于渦輪級(jí)間邊界條件難以獲得,而且考慮到燃?xì)鉁u輪、自由渦輪工作流場(chǎng)相互影響。本文對(duì)燃?xì)鉁u輪各個(gè)工作點(diǎn)計(jì)算采用燃?xì)鉁u輪和自由渦輪多級(jí)聯(lián)合計(jì)算的方式進(jìn)行。發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁u輪和自由渦輪之間有周向均布的三個(gè)翼型支板,計(jì)算中進(jìn)行一體化建模。發(fā)動(dòng)機(jī)采用的分叉式噴管,以面積比相同的流道進(jìn)行當(dāng)量模擬。聯(lián)合計(jì)算可以將兩種渦輪的相互影響考慮在內(nèi),同時(shí)假設(shè)的各種邊界相對(duì)少,整個(gè)計(jì)算區(qū)域見圖3。

進(jìn)行多級(jí)渦輪的聯(lián)合計(jì)算,主要邊界條件設(shè)置如下:

(1) 設(shè)置燃?xì)鉁u輪入口的總溫總壓;

(2) 兩級(jí)燃?xì)鉁u輪設(shè)置工作轉(zhuǎn)速,兩級(jí)自由渦輪設(shè)置轉(zhuǎn)速;

(3) 自由渦輪出口:標(biāo)準(zhǔn)大氣壓;

(4) 假設(shè)葉片、輪轂、機(jī)匣壁面絕熱、無滑移。

圖3　燃?xì)鉁u輪和自由渦輪聯(lián)合計(jì)算區(qū)域示意圖Fig.3　Diagram of computational area for gas turbine and free turbine

3.4比熱的處理

燃?xì)庠诹鲃?dòng)過程中因溫度等條件變化引起的燃?xì)獗葻岣淖儗?duì)渦輪性能有一定的影響。按照發(fā)動(dòng)機(jī)典型工作狀態(tài)和耗油率折算,發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室余氣系數(shù)為3左右。將燃?xì)舛▔罕葻釘M合為溫度的函數(shù)

(3)

R為氣體常數(shù)。該渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪工作溫度范圍內(nèi)渦輪中燃?xì)獗葻岫伎梢杂上铝袛M合系數(shù)計(jì)算:

a1=3.661 6,a2=-0.001 216,3,

a3=3.622e-6,a4=-2.5487e-9.

a5=5.9191e-13

4計(jì)算結(jié)果分析

按照發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架數(shù)據(jù),在設(shè)計(jì)狀態(tài)燃?xì)饬髁?空氣+燃油流量)分別為:6.84kg/s,本文計(jì)算值為6.89kg/s,符合較好。計(jì)算得到的設(shè)計(jì)點(diǎn)自由渦輪功率相比臺(tái)架測(cè)試功率大2%左右,在可接受的范圍內(nèi),可見聯(lián)合計(jì)算有較好的計(jì)算精度。

計(jì)算結(jié)果表明渦輪的平均級(jí)單位質(zhì)量輪緣功在160kJ以下,燃?xì)鉁u輪和自由渦輪均為低負(fù)荷的渦輪。在慢車以上的轉(zhuǎn)速,燃?xì)鉁u輪的絕熱效率大致在0.877～0.884左右,自由渦輪的總絕熱效率在0.88～0.89左右,滿足設(shè)計(jì)要求。

由渦輪設(shè)計(jì)點(diǎn)工作流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果圖4～5可見,燃?xì)?、自由渦輪流場(chǎng)壓力和溫度分布無明顯不合理之處。計(jì)算得到的燃?xì)庾畲篑R赫數(shù)0.9,燃?xì)?、自由渦輪均工作在亞臨界狀態(tài)。

該發(fā)動(dòng)機(jī)采用了增加空氣流量、增加壓比和渦輪前溫度的技術(shù)途徑提升整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率,以上的改動(dòng)也給燃?xì)鉁u輪和自由渦輪的工作造成一定的影響。以燃?xì)鉁u輪為例,二級(jí)渦輪出口氣流角度會(huì)在一定程度上偏離氣動(dòng)設(shè)計(jì)值。圖6給出了二級(jí)工作輪絕對(duì)出氣角度,可見氣流并非沿軸向流出渦輪(在本文坐標(biāo)體系中,90度為軸線方向),這會(huì)使燃?xì)饨?jīng)三個(gè)支板流入自由渦輪的過程中總壓損失增大,進(jìn)而影響燃?xì)?、自由渦輪的聯(lián)合工作。以上氣動(dòng)特性的變化和下降影響功率的進(jìn)一步提高。

圖4　燃?xì)狻⒆杂蓽u輪不同葉高上靜壓分布Fig.4　Static pressure distribution along different height of gas and free turbine blades

圖5　燃?xì)?、自由渦輪不同葉高上靜溫分布Fig.5　Static temperature distribution along different height of gas and free turbine blades

圖6　二級(jí)燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)子和支板區(qū)域相對(duì)速度速度矢量圖Fig.6　Relative velocity vector around 2nd gas turbine rotor and support-plate

此外,由于燃?xì)鉁u輪、自由渦輪均屬于小尺度的葉輪機(jī)械,葉尖間隙大小對(duì)渦輪工作流場(chǎng)的影響相對(duì)明顯。燃?xì)鉁u輪一級(jí)工作輪由于采用了減小葉尖間隙的工藝,其葉尖間隙對(duì)流場(chǎng)影響小;燃?xì)鉁u輪和自由渦輪的二級(jí)工作輪葉尖間隙較大,出口流場(chǎng)受葉頂渦流的影響顯著。圖7中葉頂區(qū)域氣流存在有明顯落后角,圖8中渦輪轉(zhuǎn)子流場(chǎng)的流線圖也表明葉頂間隙的二次流對(duì)葉頂區(qū)域流線存在明顯的擾動(dòng),制約渦輪效率的提高。

5結(jié)論

(1) 葉型的反設(shè)計(jì)和建模技術(shù)以及燃?xì)鉁u輪、自由渦輪流場(chǎng)的多級(jí)聯(lián)合計(jì)算解決了部件之間邊界和干擾不容易確定的問題。

圖7　二級(jí)燃?xì)鉁u輪出口絕對(duì)速度角度沿葉高的分布Fig.7　Absolute velocity along blade height at the outlet of 2nd gas turbine

(2) 燃?xì)鉁u輪、自由渦輪以及兩個(gè)部件之間支板區(qū)域的流場(chǎng)存在一定的相互干擾,進(jìn)而會(huì)影響整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪的效率。

圖8　二級(jí)燃?xì)鉁u輪、二級(jí)自由渦輪葉片靜壓和流線分布Fig.8　Static pressure and fluid line distribution of 2nd gas turbine and 2nd free turbine blades

(3) 小尺寸渦輪的葉頂間隙以及葉頂區(qū)域的泄漏渦對(duì)工作流場(chǎng)有相對(duì)明顯的影響。

參考文獻(xiàn):

[1]侯樹強(qiáng),王燦星,林建忠.葉輪機(jī)械內(nèi)部流場(chǎng)數(shù)值模擬研究綜述[J].流體機(jī)械,2005,33(5):30-34.

HOUShuqiang,WANGChanxing,LINJianzhong.Summaryofnumericalsimulationoftheinternalflowintheturbomachinery[J].FluidMachinery,2005,33(5):30-34.

[2]趙學(xué)成,耿苗,楊金廣.葉輪機(jī)械氣動(dòng)設(shè)計(jì)的反方法綜述[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù),2013,1(4):64-69.

ZHAOXuecheng,GENMiao,YANGJinguang.Summaryonanti-methodofturbomachinery[J].TacticalMissileTechnology,2013,1(4):64-69.

[3]任玉新,王筑.葉輪機(jī)械三維粘性動(dòng)靜葉干涉的數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2002,17(4):178-182.RENYuxin,WANGZhu.Numericalmethodsforthree-dimensionalviscousrotor/statorinteractionsinturbom-achinery[J].JournalofAerospacePower,2002,17(4):178-182.

[4]劉前智.雙級(jí)風(fēng)扇三維粘性非定常流動(dòng)的數(shù)值解[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2003,18(6):768-771.

LIUQianzhi.Numericalsolutionsof3Dunsteadyviscousflowinatwo-stagefan[J].JournalofAerospacePower,2003,18(6):768-771.

[5]鄒正平,徐力平.葉輪機(jī)三維非定常流動(dòng)數(shù)值模擬的研究[J].航空學(xué)報(bào),2001,22(1):10-14.ZHOUZhengping,XULipinf.Numericalstudyofthe3-Dunsteadyflowinturbomachinerystages[J].ActAAeronAuTicaETAstronauticaSinica,2001.22(1):10-14.

[6]馮永明,劉順隆,鄭群.多級(jí)渦輪三維粘性流場(chǎng)的數(shù)值模擬[J].熱科學(xué)與技術(shù),2003,2(9):255-259.FENGYongming,LIUShunlong,ZHENGQun.Numericsimulationofmultiplestagesturbineviscousflow[J].ThermalScienceandTechnology,2003,2(9):255-259.

[7]趙福星,史海秋,楊興宇.雙轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)差引起的葉片尾流激振[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2008,23(6):1098-1101.ZHAOFuxing,SHIHaiqiu,YANGXingyu.Bladewakeexcitationcausedbytwin-shaftenginespeeddifference[J].JournalofAerospacePower,2008,23(6):1098-1101.

[8]郁大照,溫德宏,張浩然.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁u輪葉片和盤結(jié)構(gòu)靜力學(xué)分析[J].強(qiáng)度與環(huán)境,2012,39(4):32-39.

YUDazhao,WENDehong,ZHANGHaoran.Structuralstaticanalysisofgasturbinebladeanddiskofanaeroengine[J].Structure&EnvironmentEngineering,2012,39(4):32-39.

詹洪飛男(1977-):浙江吉安人,研究生,主要研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)性能及可靠性。

黃帥男(1986-),江蘇徐州人,碩士生,主要研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)性能及可靠性。

中圖分類號(hào)：TK 472

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

Numeric Simulation on Multiple Stage Turbine Working Fluid Field

ZHAN Hongfei1,HUANG Shuai1,YANG Xinyi2

(1.MilitaryRepresentativesOfficeofNavyinChangzhou,JiangsuChangzhou213022,China;2.NavalAeronauticalEngineeringInstitute,Yantai264001,China)

Abstract：In this paper,we first developed three dimensional models for the gas turbine and free turbines of a certain type of turbo jet engine using computational fluid dynamics pre-treatment software.Under the consideration of varying specific heat ration and mutual effects of components,we obtained parameter distribution of multiple stage turbine fluid field.Simulation results indicate that the tip clearance of turbine blade has great impact on engine working performance.The matching of gas turbine-support plate-free turbine also affects turbine efficiency under different working condition.

Key words：turbine; pre-treatment; flow filed; numeric simulation