變幾何渦輪葉柵葉端小翼的氣動(dòng)性能

高杰， 鄭群， 劉鵬飛， 魏明

哈爾濱工程大學(xué) 動(dòng)力與能源工程學(xué)院， 哈爾濱 150001

變幾何渦輪葉柵葉端小翼的氣動(dòng)性能

高杰*， 鄭群， 劉鵬飛， 魏明

哈爾濱工程大學(xué) 動(dòng)力與能源工程學(xué)院， 哈爾濱 150001

針對(duì)大子午擴(kuò)張變幾何渦輪在可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)旋轉(zhuǎn)軸端嚴(yán)重惡化端區(qū)流場(chǎng)的問(wèn)題，提出在可調(diào)靜葉的機(jī)匣端部應(yīng)用小翼結(jié)構(gòu)的方法以克服這一問(wèn)題并減少葉端間隙泄漏流動(dòng)。應(yīng)用數(shù)值方法和標(biāo)準(zhǔn)k-ω兩方程湍流模型，并結(jié)合低速風(fēng)洞試驗(yàn)，首先研究了可調(diào)靜葉柵小翼端部流場(chǎng)及損失分布，并考慮了可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)動(dòng)的影響，隨后給出了葉端凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)，并評(píng)估了其氣動(dòng)性能以及對(duì)間隙變化的敏感性。研究結(jié)果表明：在可調(diào)靜葉柵中應(yīng)用葉端小翼不但可以避免可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)旋轉(zhuǎn)軸端惡化端區(qū)流場(chǎng)，還降低了葉端間隙泄漏驅(qū)動(dòng)力，從而使得可調(diào)靜葉在所有轉(zhuǎn)角下都具有較好的端區(qū)流動(dòng)性能，并且葉端小翼結(jié)合凹槽結(jié)構(gòu)可以進(jìn)一步減少間隙泄漏，總體上可調(diào)靜葉柵總壓損失系數(shù)降低了8.9%。

變幾何渦輪； 小翼； 凹槽； 氣動(dòng)損失； 葉柵

變幾何渦輪技術(shù)可以有效控制渦輪流量變化，進(jìn)而調(diào)節(jié)和優(yōu)化燃?xì)廨啓C(jī)各部件之間的匹配關(guān)系，從而明顯提高整個(gè)燃?xì)廨啓C(jī)機(jī)組的加、減速特性和低工況性能[1]，因此開展變幾何渦輪技術(shù)方面的研究有著十分重要的實(shí)際意義和工程應(yīng)用價(jià)值。

變幾何渦輪在航空、艦船、機(jī)車和坦克燃?xì)廨啓C(jī)上已得到廣泛應(yīng)用，對(duì)于渦輪變幾何對(duì)其效率的影響亦有很多研究。Moffitt等[2]試驗(yàn)研究了可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)角對(duì)單級(jí)渦輪的影響。研究結(jié)果顯示，在不同的膨脹比下，不管是打開還是關(guān)閉可調(diào)靜葉，渦輪效率皆有明顯降低，可調(diào)靜葉打開時(shí)渦輪效率下降了1%，而可調(diào)靜葉關(guān)閉時(shí)卻下降了大概5%。

變幾何渦輪在許多應(yīng)用場(chǎng)合下都是以多級(jí)形式存在，這增加了變幾何渦輪試驗(yàn)的難度，并且成本也比較高。宋力強(qiáng)和王永泓[3]根據(jù)傳統(tǒng)的定幾何燃?xì)廨啓C(jī)損失模型，提出了在變幾何條件下，如何進(jìn)行渦輪損失計(jì)算的思路，并給出了一套完整的計(jì)算變幾何渦輪損失的方法。Qiu等[4]提出了一種預(yù)測(cè)變幾何渦輪穩(wěn)態(tài)特性的小偏差方法，預(yù)測(cè)結(jié)果表現(xiàn)出了與現(xiàn)有試驗(yàn)數(shù)據(jù)[2]很好的一致性。

需要注意的是，應(yīng)用變幾何渦輪，一定不能使得可能獲得的效益被變幾何時(shí)造成的渦輪效率下降所抵消。因此，除了要弄清楚渦輪變幾何對(duì)其性能的影響之外，還要充分了解影響這一效率的各種因素，以便能把由此引起的性能惡化降到最低程度。Razinsky和Kuziak[5]發(fā)現(xiàn)，渦輪變幾何后，必須在靜葉端部留有一定的間隙高度，以保證靜葉的自由轉(zhuǎn)動(dòng)，這樣就會(huì)引起靜葉端部的附加損失，導(dǎo)致渦輪效率下降。

劉順隆和馮永明等[6-7]對(duì)某型船用燃?xì)廨啓C(jī)動(dòng)力渦輪可調(diào)導(dǎo)葉級(jí)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)以及大攻角流動(dòng)特性進(jìn)行分析，提出可調(diào)導(dǎo)葉宜采用較小轉(zhuǎn)折角的后部加載葉型，而可調(diào)導(dǎo)葉級(jí)動(dòng)葉柵要采用較大負(fù)攻角的氣動(dòng)設(shè)計(jì)原則。Yue等[8]數(shù)值研究了柱面端壁和球面端壁下的變幾何渦輪流場(chǎng)，結(jié)果顯示在可調(diào)靜葉端部，泄漏渦與通道渦之間存在相互干擾，帶來(lái)了附加的摻混損失，并且局部球面端壁的采用在結(jié)構(gòu)上對(duì)端部間隙設(shè)計(jì)進(jìn)行優(yōu)化，從而提高了渦輪效率。陳升等[9]利用葉柵試驗(yàn)和損失模型分析相結(jié)合的方法對(duì)變幾何平面葉柵出口流場(chǎng)進(jìn)行了研究。馬超等[10]對(duì)某變幾何渦輪在不同導(dǎo)葉轉(zhuǎn)角工況下的流場(chǎng)進(jìn)行了Particle Image Velocimetry (PIV)試驗(yàn)研究，獲得了動(dòng)葉葉柵流道及其下游區(qū)域詳細(xì)的流場(chǎng)及渦量場(chǎng)數(shù)據(jù)，并進(jìn)行了對(duì)比分析。在此基礎(chǔ)上，也有研究人員致力于可調(diào)靜葉端區(qū)泄漏損失控制方法的研究，比如潘波等[11]在可調(diào)導(dǎo)葉上下端壁增加圓盤設(shè)計(jì)，這明顯減小了導(dǎo)葉端壁間隙對(duì)渦輪氣動(dòng)性能的影響。

現(xiàn)代燃?xì)廨啓C(jī)氣動(dòng)渦輪一般都是大子午擴(kuò)張?jiān)O(shè)計(jì)，對(duì)于這種類型渦輪進(jìn)行變幾何設(shè)計(jì)時(shí)，一般需要在端部給定較大的間隙以保證可調(diào)靜葉在整個(gè)轉(zhuǎn)角范圍內(nèi)都不被卡死，這必然會(huì)帶來(lái)較高的端區(qū)損失。為此，Gao等[12]提出臺(tái)階型球面端壁概念，并對(duì)某型大子午擴(kuò)張船用動(dòng)力渦輪進(jìn)行變幾何設(shè)計(jì)。結(jié)果顯示，所設(shè)計(jì)的變幾何渦輪在設(shè)計(jì)點(diǎn)下達(dá)到了固定幾何渦輪的效率水平。盡管如此，由于對(duì)大子午擴(kuò)張端壁進(jìn)行了較大改動(dòng)，最終效果如何還有待于試驗(yàn)驗(yàn)證。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)葉頂間隙泄漏流動(dòng)已進(jìn)行了廣泛的研究，并進(jìn)一步提出了許多控制間隙泄漏損失的方法，包括凹槽葉頂[13-15]、葉頂小翼[16- 17]、葉頂噴氣[18-19]等。然而截至目前，有關(guān)變幾何渦輪可調(diào)靜葉端部間隙泄漏損失控制的研究還比較少，尤其是針對(duì)真實(shí)大子午擴(kuò)張變幾何渦輪可調(diào)靜葉端區(qū)流動(dòng)損失控制的研究還尚未見公開報(bào)道，而這也正是本文所要開展的工作。

1 問(wèn)題的提出

圖1為某型燃?xì)廨啓C(jī)的大子午擴(kuò)張變幾何動(dòng)力渦輪，其調(diào)節(jié)系統(tǒng)具體參見文獻(xiàn)[20]。從圖1中可以看出，該變幾何渦輪的子午擴(kuò)張角較大，尤其是在靜葉機(jī)匣部分。

圖2給出了-6° 和8° 轉(zhuǎn)角下可調(diào)靜葉片端部位置的情況，可以明顯看出，當(dāng)可調(diào)靜葉關(guān)閉(-6°)時(shí)，在靜葉片吸力側(cè)頂部前側(cè)，旋轉(zhuǎn)軸端凸出于機(jī)匣，而在頂部后側(cè)，旋轉(zhuǎn)軸端則有所凹陷；而在靜葉片壓力側(cè)頂部的大部分區(qū)域，旋轉(zhuǎn)軸端則幾乎陷入機(jī)匣內(nèi)側(cè)，形成較大的凹陷(圖中未給出)，不管是凸起或者凹陷皆對(duì)端區(qū)流動(dòng)產(chǎn)生干擾，并且隨著旋轉(zhuǎn)角度的增加而更加明顯，從而惡化端區(qū)流動(dòng)。同樣地，當(dāng)可調(diào)靜葉打開(8°)時(shí)，則在可調(diào)靜葉片壓力側(cè)頂部形成凸起，而在吸力側(cè)頂部形成凹陷，同樣對(duì)端區(qū)流動(dòng)產(chǎn)生了明顯干擾。

圖1 大子午擴(kuò)張變幾何渦輪示意圖 Fig.1 Schematic of a high-endwall angle variable-geometry turbine

圖2 -6° 和8° 轉(zhuǎn)角下靜葉片端部位置示意圖Fig.2 Schematic of vane-end position at turning angles of -6° and 8°

基于以上分析可以看出，對(duì)于大子午擴(kuò)張變幾何渦輪，不管可調(diào)靜葉是打開還是關(guān)閉，旋轉(zhuǎn)軸端皆對(duì)端區(qū)流動(dòng)產(chǎn)生了明顯干擾，帶來(lái)較強(qiáng)的二次流動(dòng)。并且，對(duì)于大子午擴(kuò)張變幾何渦輪，一般需要在可調(diào)靜葉片端部給定較大的間隙，而這必然帶來(lái)較強(qiáng)的泄漏流動(dòng)，從而使得端區(qū)流動(dòng)變得尤為復(fù)雜。

2 可調(diào)靜葉模型及葉端小翼結(jié)構(gòu)

針對(duì)大子午擴(kuò)張變幾何渦輪在可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)旋轉(zhuǎn)軸端嚴(yán)重惡化端區(qū)流場(chǎng)的問(wèn)題，本文提出在可調(diào)靜葉的機(jī)匣端部應(yīng)用小翼結(jié)構(gòu)，使得旋轉(zhuǎn)軸端成為流道的一個(gè)組成部分，從而克服這一結(jié)構(gòu)性問(wèn)題，并尋求減少葉端間隙泄漏流動(dòng)。為此，針對(duì)某低速試驗(yàn)用可調(diào)平面葉柵展開數(shù)值與試驗(yàn)驗(yàn)證研究。

初步設(shè)計(jì)的葉端帶有小翼結(jié)構(gòu)的可調(diào)靜葉柵如圖3(b)所示，圖3(a)為原型可調(diào)靜葉柵，以用于對(duì)比研究。如圖3所示，葉端小翼寬度沿頂部葉型為等厚度分布，為了確保頂面可以完全包含旋轉(zhuǎn)軸端，初步給定其寬度為5 mm。另外，以45° 方向?qū)⑿∫砼c靜葉片進(jìn)行倒圓角連接?？梢钥闯?，擴(kuò)展出的小翼結(jié)構(gòu)參數(shù)相對(duì)于葉柵節(jié)距而言是一個(gè)較小的值，并不影響實(shí)際安裝。

需要說(shuō)明的是，本文針對(duì)可調(diào)平面葉柵的小翼結(jié)構(gòu)并不是最佳的結(jié)果，只是對(duì)上述新想法進(jìn)行驗(yàn)證。大子午擴(kuò)張變幾何渦輪葉端小翼結(jié)構(gòu)的具體形式一方面應(yīng)避免旋轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)帶來(lái)的干擾端區(qū)流動(dòng)的問(wèn)題，另一方面應(yīng)以對(duì)調(diào)節(jié)干擾較小為基本前提。

圖3 研究的可調(diào)靜葉片端部結(jié)構(gòu)示意圖 Fig.3 Schematic of investigated variable vane-end geometries

3 試驗(yàn)裝置與測(cè)量方法

變幾何渦輪葉柵低速風(fēng)洞試驗(yàn)在哈爾濱工程大學(xué)低速平面葉柵風(fēng)洞上進(jìn)行，如圖4所示。來(lái)流由一臺(tái)額定功率為560 kW電機(jī)帶動(dòng)的軸流風(fēng)機(jī)提供，其中電機(jī)與壓氣機(jī)的變速比為1∶24。風(fēng)洞試驗(yàn)段出口尺寸為90 mm×240 mm。試驗(yàn)葉柵由5片葉片(僅一端帶有間隙和旋轉(zhuǎn)軸，葉高為90 mm)組成，其中旋轉(zhuǎn)軸位于葉片50%軸向弦長(zhǎng)位置，其直徑為19 mm。柵前總壓、總溫分別由柵前總壓探針和熱電偶測(cè)得。葉柵出口截面氣動(dòng)參數(shù)測(cè)量采用五孔探針及非對(duì)向測(cè)量法，出口截面位于葉片尾緣下游40%軸向弦長(zhǎng)位置。試驗(yàn)中還對(duì)型面靜壓分布、機(jī)匣端壁靜壓分布進(jìn)行了測(cè)量。表1給出了可調(diào)試驗(yàn)葉柵的幾何和氣動(dòng)參數(shù)。對(duì)于本文試驗(yàn)風(fēng)洞測(cè)量系統(tǒng)，五孔探針測(cè)量總壓的不確定度小于1%，熱電偶測(cè)量總溫的不確定度為0.5 ℃，氣流角誤差為1°。

圖4 風(fēng)洞及測(cè)量平面位置示意圖 Fig.4 Schematic of wind tunnel and position of measurement planes

表1可調(diào)靜葉柵幾何參數(shù)及邊界條件

Table1Geometricalparametersandboundaryconditionsofvariablevanecascades

ParameterValueSpan?chordratio1．23Pitch?chordratio0．82Tipgap1．1%，2．2%Inletflowangle/(°)90Vaneturningangle/(°)-6，0，6ExitMachnumber0．31，0．28，0．24

4 數(shù)值計(jì)算方法

4.1 計(jì)算模型

可調(diào)靜葉計(jì)算模型采用ANSYS CFX 11.0商用軟件求解定?？蓧嚎s雷諾平均Navier-Stokes方程組，借助有限體積法離散控制方程以及標(biāo)準(zhǔn)k-ω兩方程湍流模型封閉方程組。離散格式為二階迎風(fēng)格式，總體計(jì)算精度為二階。

本文可調(diào)靜葉計(jì)算域與試驗(yàn)平面葉柵保持一致，即可調(diào)葉柵僅上端帶有間隙和旋轉(zhuǎn)軸，其下端面為對(duì)稱邊界。

可調(diào)靜葉計(jì)算域如圖5所示?？烧{(diào)靜葉計(jì)算網(wǎng)格由NUMECA軟件包的Autogrid5與IGG模塊生成。為了考慮葉端部分間隙的影響，首先采用蝶形網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)生成完全間隙的網(wǎng)格，然后沿流向切割網(wǎng)格，并根據(jù)部分間隙的結(jié)構(gòu)形式調(diào)整優(yōu)化其余間隙網(wǎng)格。為改善網(wǎng)格質(zhì)量，葉片表面采用O型網(wǎng)格，進(jìn)出口及主流區(qū)采用H型網(wǎng)格。沿間隙高度方向上布置33個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)。旋轉(zhuǎn)軸與主流區(qū)等網(wǎng)格不匹配區(qū)域采用交界面連接來(lái)傳遞數(shù)據(jù)。壁面第一層網(wǎng)格的平均y+值小于1，最大值為3左右。經(jīng)網(wǎng)格敏感性驗(yàn)證確定本文針對(duì)原型可調(diào)靜葉與葉端帶有小翼的可調(diào)靜葉的網(wǎng)格數(shù)分別為109萬(wàn)與124萬(wàn)。

另外，計(jì)算域進(jìn)出口邊界條件均在絕對(duì)坐標(biāo)系下給定：進(jìn)口給定總溫、總壓和進(jìn)氣角(軸向進(jìn)氣)，出口給定背壓，固壁給定絕熱無(wú)滑移邊界條件。由于未進(jìn)行試驗(yàn)湍流強(qiáng)度測(cè)定，進(jìn)口湍流強(qiáng)度暫定為5%。本文計(jì)算工質(zhì)為定比熱理想空氣。

圖5 三維計(jì)算網(wǎng)格Fig.5 Three-dimensional computational grids

4.2 數(shù)值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

為驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算方法的可靠性，首先對(duì)原型可調(diào)靜葉進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較。不同轉(zhuǎn)角下試驗(yàn)葉柵中間葉高壓力系數(shù)Cp分布的數(shù)值(CFD)與試驗(yàn)(Test)結(jié)果對(duì)比如圖6所示，圖中z/ca代表相對(duì)軸向弦長(zhǎng)，從圖中可以看出，在所有轉(zhuǎn)角下，數(shù)值預(yù)測(cè)結(jié)果皆與試驗(yàn)值比較吻合。

此外，與來(lái)流攻角對(duì)葉片負(fù)荷影響不同的是，可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)動(dòng)不僅改變了葉片負(fù)荷分布，還改變了其大小。在0° 轉(zhuǎn)角下，可調(diào)靜葉最低壓力點(diǎn)在軸向弦長(zhǎng)70%位置左右，其屬于“后部加載”葉型。隨著可調(diào)靜葉關(guān)閉，葉片負(fù)荷增加，并且最大負(fù)荷位置移向葉片尾緣，葉片負(fù)荷的后加載程度加深。此時(shí)，旋轉(zhuǎn)軸對(duì)間隙泄漏的阻塞效果減弱。整體上，由于葉片負(fù)荷增加以及負(fù)荷后移等原因，葉端間隙泄漏會(huì)有明顯增加。而隨著可調(diào)靜葉打開，葉片負(fù)荷有明顯減小，并趨于“均勻加載”，而這則會(huì)減少葉端間隙泄漏流動(dòng)及泄漏損失。

圖6 不同轉(zhuǎn)角下葉片中間葉高壓力系數(shù)分布Fig.6 Midspan pressure coefficient distributions along the vane surface at different turning angles

5 數(shù)值計(jì)算結(jié)果和分析

為方便研究，首先給出總壓損失系數(shù)Cpt的定義為

(1)

式中：p1t、p2t分別為葉柵進(jìn)、出口總壓；p2為葉柵出口靜壓。需注意的是，本文數(shù)值計(jì)算是在真實(shí)的動(dòng)力渦輪出口馬赫數(shù)工況下開展的，其中設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)為0.44。

5.1 可調(diào)靜葉小翼端部流場(chǎng)及損失分布

圖7 葉端流線及機(jī)匣壓力系數(shù)分布Fig.7 Streamlines patterns over the vane-end overlay with casing pressure coefficient distributions

可調(diào)靜葉的端部結(jié)構(gòu)形式使得端部存在部分間隙以及由此引起的間隙泄漏流動(dòng)。圖7給出了0° 轉(zhuǎn)角下葉端帶有小翼的可調(diào)靜葉及原型靜葉的端部流線及機(jī)匣壓力系數(shù)分布。旋轉(zhuǎn)軸的存在減小了周向泄漏面積，從而對(duì)間隙泄漏起到一定的阻塞作用。另外，旋轉(zhuǎn)軸將間隙泄漏流動(dòng)分為2股：旋轉(zhuǎn)軸前側(cè)的間隙泄漏流動(dòng)較弱，這主要是由于較小的橫向壓力梯度所致；而在旋轉(zhuǎn)軸后側(cè)，由于橫向壓力梯度較大，使得間隙泄漏流動(dòng)比較強(qiáng)。由此可以看出，旋轉(zhuǎn)軸后側(cè)是葉端間隙泄漏的主要區(qū)域。

從圖7葉端流線及靜壓分布上也可以看出，沿流線方向，在旋轉(zhuǎn)軸后側(cè)存在一個(gè)低速回流區(qū)?？紤]到旋轉(zhuǎn)軸附近的流線方向與主要泄漏流動(dòng)方向呈斜交狀，由此可以推測(cè)出，旋轉(zhuǎn)軸繞流效應(yīng)與間隙泄漏流動(dòng)之間存在比較明顯的干擾。隨后，泄漏流流出葉端間隙，間隙泄漏渦核形成，而旋轉(zhuǎn)軸前側(cè)的泄漏流則圍繞著泄漏渦核形成泄漏渦。

通過(guò)比較圖7(a)與圖7(b)可以看出，葉端帶有小翼使得旋轉(zhuǎn)軸后側(cè)的低壓區(qū)域向尾緣移動(dòng)；并且，葉端帶有小翼也使得低壓區(qū)域變大，不過(guò)，間隙壓力側(cè)靜壓值有所減小，而吸力側(cè)壓力值則有明顯增加，整體上葉端橫向壓力梯度得到降低，這可以從圖8葉端小翼對(duì)近端部負(fù)荷分布的影響中得到證實(shí)。

從圖8中也可以看出，旋轉(zhuǎn)軸繞流效應(yīng)對(duì)近端部的負(fù)荷分布形式產(chǎn)生了明顯影響。尤其是在近間隙吸力側(cè)，在旋轉(zhuǎn)軸前側(cè)附近，由于氣流繞流旋轉(zhuǎn)軸的影響，近端部壓力急劇降低；在繞流旋轉(zhuǎn)軸的過(guò)程中，近端部壓力也有小幅波動(dòng)；在旋轉(zhuǎn)軸后側(cè)，由于低速回流區(qū)的存在又使得近端部壓力突然降低。

圖8 葉端小翼對(duì)近端部負(fù)荷分布的影響 Fig.8 Effect of vane-end winglet on vane loading distribution near the vane-end

葉端帶有小翼則使得近葉端間隙壓力側(cè)和吸力側(cè)的靜壓變化比較平滑，明顯減小了旋轉(zhuǎn)軸繞流效應(yīng)的影響，并且近葉端負(fù)荷也有明顯減小，這在一定程度上減小了間隙泄漏驅(qū)動(dòng)力以及間隙泄漏流動(dòng)。

以上分析也可以從2種葉端結(jié)構(gòu)的70%軸向弦長(zhǎng)位置截面馬赫數(shù)對(duì)比分布中得到證實(shí)，如圖9所示，其中右側(cè)為吸力側(cè)。由于葉端小翼結(jié)構(gòu)明顯減少了近葉端負(fù)荷，間隙內(nèi)的泄漏射流速度也隨之降低，并且間隙吸力側(cè)泄漏渦所在的低速區(qū)范圍也有明顯減小。

圖9 70%軸向弦長(zhǎng)位置截面馬赫數(shù)分布Fig.9 Mach number distributions on the cut plane at 70% axial chord

從圖10可調(diào)靜葉柵內(nèi)熵增輪廓圖中可以明顯看到，在第4個(gè)截面也即旋轉(zhuǎn)軸前側(cè)之前區(qū)域，間隙泄漏引起的損失區(qū)范圍及峰值并無(wú)明顯變化，而在此之后，間隙泄漏損失有明顯降低，尤其是在最后2個(gè)截面區(qū)域。

圖10 可調(diào)靜葉柵內(nèi)熵增輪廓圖 Fig.10 Entropy-increase contours in a variable vane cascade

5.2 可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)動(dòng)的影響

可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)動(dòng)改變了靜葉喉部面積，這不僅改變了葉片負(fù)荷分布及其大小，還對(duì)葉柵通道損失以及與下游葉片列之間的匹配產(chǎn)生了重要影響。圖11給出了不同轉(zhuǎn)角下可調(diào)靜葉柵總壓損失系數(shù)對(duì)比。可調(diào)靜葉關(guān)閉明顯增加了通道損失，而可調(diào)靜葉打開卻減少了通道損失。此外，葉端帶有小翼使得在所有轉(zhuǎn)角下靜葉通道損失都有明顯降低。

圖11 不同轉(zhuǎn)角下可調(diào)靜葉總壓損失系數(shù)對(duì)比Fig.11 Comparison of variable vane total pressure loss coefficients at different turning angles

圖12給出了2種葉端結(jié)構(gòu)在不同轉(zhuǎn)角下的節(jié)距平均出氣角α沿相對(duì)葉高x/h的分布。正如前人研究結(jié)果所指出的那樣，可調(diào)靜葉關(guān)閉減小了出氣角，而可調(diào)靜葉打開則增加了出氣角，這滿足了變幾何渦輪調(diào)節(jié)工況的需求。從圖12中還可以看出，在所有轉(zhuǎn)角下，葉端帶有小翼皆明顯降低了靜葉端部的氣流欠偏轉(zhuǎn)程度，尤其是在-6° 轉(zhuǎn)角下降低效果更為明顯。

圖12 不同轉(zhuǎn)角下節(jié)距平均出氣角沿葉高分布 Fig.12 Spanwise pitch-averaged outlet flow angle distributions at different turning angles

5.3 葉端凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)及其性能

正如上文所述，可調(diào)靜葉旋轉(zhuǎn)軸后側(cè)間隙是葉端間隙泄漏的主要區(qū)域。并且對(duì)于艦船燃機(jī)來(lái)說(shuō)，其在壽命期90%以上的時(shí)間都處于部分負(fù)荷工況下運(yùn)行，這意味著可調(diào)靜葉將長(zhǎng)期處于關(guān)小或者關(guān)閉狀態(tài)下運(yùn)行，而這也進(jìn)一步使得旋轉(zhuǎn)軸后側(cè)間隙成為主要的間隙泄漏區(qū)域。為了進(jìn)一步減小可調(diào)靜葉端部間隙泄漏流動(dòng)，本文嘗試在葉端小翼基礎(chǔ)上設(shè)置凹槽結(jié)構(gòu)，以在減小間隙泄漏驅(qū)動(dòng)力的基礎(chǔ)上進(jìn)一步增加泄漏流動(dòng)阻力，從而明顯減小間隙泄漏損失。

初步設(shè)計(jì)的可調(diào)靜葉葉端凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)如圖13所示。在可調(diào)靜葉旋轉(zhuǎn)軸前后側(cè)分別設(shè)置凹槽結(jié)構(gòu)，其中凹槽肩壁寬度、深度分別為1.4 mm 和1.8 mm。

圖14給出了不同葉端結(jié)構(gòu)下節(jié)距平均總壓損失系數(shù)沿葉高分布，其中葉端間隙為1 mm。正如所假設(shè)那樣，葉端凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)在小翼結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上進(jìn)一步減小了間隙泄漏損失。

圖15給出了可調(diào)靜葉在不同葉端結(jié)構(gòu)下的總壓損失系數(shù)隨間隙τ的變化曲線。從圖中可以看出，在葉端間隙分別為1 mm和2 mm下，葉端小翼結(jié)構(gòu)和凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)皆減少了可調(diào)靜葉出口總壓損失系數(shù)，凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)下的損失更小，可調(diào)靜葉總壓損失系數(shù)最大降低了8.9%。不過(guò)，2種結(jié)構(gòu)在不同間隙下對(duì)通道損失的控制效果卻是不一樣的。從圖15中可以看出，葉端小翼結(jié)構(gòu)增加了可調(diào)靜葉性能對(duì)間隙變化的敏感性，而葉端小翼結(jié)合凹槽結(jié)構(gòu)以后，則降低了對(duì)間隙變化的敏感性，并且使得可調(diào)靜葉性能對(duì)間隙變化的敏感性與原型相當(dāng)。

圖13 可調(diào)靜葉端部凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)Fig.13 Variable vane-end cavity-winglet structure

圖14 不同葉端結(jié)構(gòu)下節(jié)距平均總壓損失系數(shù)沿葉高分布Fig.14 Spanwise pitch-averaged total pressure loss coefficient distributions for different vane-end structures

圖15 不同葉端結(jié)構(gòu)總壓損失系數(shù)隨間隙變化曲線Fig.15 Change curves of total pressure loss coefficient with clearance for different vane-end structures

6 結(jié) 論

1) 在可調(diào)靜葉柵中應(yīng)用葉端小翼不但避免了可調(diào)靜葉轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)旋轉(zhuǎn)軸端惡化端區(qū)流場(chǎng)的問(wèn)題，還降低了葉端間隙泄漏流動(dòng)的驅(qū)動(dòng)力，從而使得可調(diào)靜葉在所有轉(zhuǎn)角下都具有較好的端區(qū)流動(dòng)性能。

2) 葉端小翼結(jié)合凹槽結(jié)構(gòu)可以進(jìn)一步減少可調(diào)靜葉端部間隙泄漏流動(dòng)，可調(diào)靜葉總壓損失系數(shù)最大可降低8.9%。

3) 雖然葉端小翼結(jié)構(gòu)增加了可調(diào)靜葉性能對(duì)間隙變化的敏感性，但結(jié)合凹槽結(jié)構(gòu)以后，其敏感性與原型相當(dāng)，從而使得葉端凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)適用于大子午擴(kuò)張變幾何渦輪。

本文研究工作可為針對(duì)真實(shí)大子午擴(kuò)張變幾何渦輪可調(diào)靜葉的頂部結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考，以期改善真實(shí)大子午擴(kuò)張變幾何渦輪可調(diào)靜葉的變工況性能。

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Aerodynamicperformanceofavariablegeometryturbinecascadeusingavane-endwinglet

GAOJie*,ZHENGQun,LIUPengfei,WEIMing

CollegeofPowerandEnergyEngineering,HarbinEngineeringUniversity,Harbin150001,China

Inahighendwall-anglevariable-geometryturbine,therotatingshaftendcanleadtoaseriousdeteriorationofendwallflowfieldswhenthevariablevanerotates.Awingletisproposedtobeappliedtothevariablevanecasing-endtoovercomethisproblemandthenreducethevane-endleakageflow.Combinedwiththelow-speedwindtunneltest,numericalinvestigationisperformedbysolvingReynolds-averagedNavier-Stokesequationsinconjunctionwithastandardk-ωtwo-equationturbulencemodel.Theendwallflowfieldsandlossdistributionofthevariablevanewithwingletsareanalyzed.Theeffectsofvaneturningarediscussed.Thevane-endcavity-wingletstructureisthenproposed,andtheaerodynamicperformanceanditssensitivitytovane-endclearanceheightareevaluated.Theresultsshowthatthevariablevanewithwingletscannotonlyavoidthedeteriorationofendwallflowfieldscausedbyvaneturning,butalsoreducethevane-endclearanceleakagedrivingforce,thusleadingtoimprovedendwallflowperformanceofvariablevanesatallturningangles.Besides,thevariablevanewithcavity-wingletscanfurtherreducetheleakageflow,andthetotalpressurelosscoefficientisreducedoverallby8.9%ascomparedtothebaseline.

variablegeometryturbine;winglettip;cavitytip;aerodynamicloss;cascade

2015-12-17；Revised2016-04-20；Accepted2016-04-29；Publishedonline2016-05-051543

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160505.1543.006.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51406039)；NaturalScienceFoundationofHeilongjiangProvinceofChina(QC2016059)

2015-12-17；退修日期2016-04-20；錄用日期2016-04-29； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-05-051543

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160505.1543.006.html

國(guó)家自然科學(xué)基金(51406039)；黑龍江省自然科學(xué)基金(QC2016059)

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.Tel.：0451-82518116E-mailgaojie_d@hrbeu.edu.cn

高杰， 鄭群, 劉鵬飛, 等． 變幾何渦輪葉柵葉端小翼的氣動(dòng)性能． 航空學(xué)報(bào),2016,37(12):3615-3624.GAOJ,ZHENGQ,LIUPF,etal.Aerodynamicperformanceofavariablegeometryturbinecascadeusingavane-endwinglet.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3615-3624.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0139

V231.3

A

1000-6893(2016)12-3615-10

高杰男， 博士， 副教授， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)熱力學(xué)。Tel.: 0451-82518116E-mail: gaojie_d@hrbeu.edu.cn

*Correspondingauthor.Tel.：0451-82518116E-mailgaojie_d@hrbeu.edu.cn