小型部分進氣亞聲速渦輪流動損失研究及優(yōu)化

鄭曉宇，林奇燕，王 磊

（北京航天動力研究所，北京100076）

小型部分進氣亞聲速渦輪流動損失研究及優(yōu)化

鄭曉宇，林奇燕，王 磊

（北京航天動力研究所，北京100076）

為拓展某小型部分進氣亞聲速渦輪的應(yīng)用能力，要求進一步提高其氣動性能。使用Numeca商用計算流體力學(xué)軟件建立了原型部分進氣渦輪流道的全環(huán)域網(wǎng)格，進行了流場的粘性數(shù)值仿真，通過與相同葉型全周進氣式渦輪的流場對比分析，揭示了部分進氣式渦輪的流動機理和流動損失分布規(guī)律。在流場結(jié)構(gòu)研究的基礎(chǔ)上，對原型渦輪的動葉進行了改型優(yōu)化，將動葉葉型由原來的純沖擊式葉型改為略帶反力度的葉型，流場仿真結(jié)果表明渦輪效率提高了5個百分點。通過對改型前后2種部分進氣式渦輪氣動參數(shù)分布情況的對比分析，表明略帶反力度的動葉葉型能有效減小部分進氣式渦輪非進氣扇區(qū)動葉通道內(nèi)的回流損失，對提高渦輪性能有利，可為同類渦輪的氣動設(shè)計提供參考。

亞聲速渦輪；部分進氣；流動損失；優(yōu)化

0 引言

隨著太空探索活動的發(fā)展，多次啟動、小推力高性能液體火箭發(fā)動機的應(yīng)用前景越來越廣闊。根據(jù)工作需求，小推力發(fā)動機的渦輪具有結(jié)構(gòu)尺寸小、流量小及落壓比低的特點，因此多采用部分進氣式亞聲速渦輪，如NASA研究的中徑為3.75英寸的兩級渦輪和日本LE-7發(fā)動機早期采用的氧渦輪[1－2]。小型部分進氣式渦輪比全周進氣大尺寸渦輪的流動狀態(tài)更加復(fù)雜，由于早期針對這類渦輪的損失模型研究以及氣動設(shè)計方法研究較少，渦輪的設(shè)計效率偏低?，F(xiàn)在借助計算流體力學(xué)中的三維粘性流場數(shù)值仿真工具，能夠預(yù)估渦輪性能、對渦輪進行流場分析和設(shè)計改進，大大提高研制效率。He.L研究了部分進氣汽輪機內(nèi)的非定常流動對氣動性能的影響[3]。隋秀明等人借助流場分析手段研究了進氣扇區(qū)周向分布規(guī)律對渦輪效率的影響[4]。伊進寶等人通過對部分進氣超音速渦輪內(nèi)的流場研究，捕捉到渦輪內(nèi)部復(fù)雜的激波、邊界層損失和漩渦結(jié)構(gòu)[5]。馬海紅開展了局部進氣向心透平的葉頂間隙影響和變工況分析工作[6]。

本文進行了某單級小型部分進氣亞聲速渦輪的全環(huán)域粘性流場數(shù)值仿真分析，通過與全周進氣式渦輪的流場對比分析，對渦輪的流動損失分布規(guī)律及其原因進行了分析；對動葉葉型進行了優(yōu)化設(shè)計，通過將純沖擊式動葉葉型改為略帶反力度的動葉葉型，使渦輪效率提高了5個百分點；闡述了略帶反力度的動葉葉型在部分進氣式渦輪中應(yīng)用的優(yōu)勢，為設(shè)計高效率的小型部分進氣渦輪提供了參考。

1 研究對象

圖1是某單級小型部分進氣式渦輪的級幾何三維圖，結(jié)構(gòu)上采用了葉片式噴嘴和純沖擊式動葉葉型，部分進氣度為0.39，即有噴嘴部分集中在約1/3圓周部分，其余約2/3圓周部分為實體結(jié)構(gòu)，動葉葉頂?shù)膰鷰c外壁面間隙為0.3 mm。該渦輪以熱氣甲烷為工質(zhì)，主要設(shè)計參數(shù)見表1。

表1 主要設(shè)計參數(shù)Tab.1 Main design parameters

2 仿真分析方法

對于全周進氣式渦輪，可以應(yīng)用周期性邊界條件，只提取一個葉柵通道作為計算域[7]。但對于部分進氣式渦輪，由于不同的動葉通道內(nèi)流動差異較大，不能應(yīng)用周期性的計算方法，必須建立全環(huán)域計算模型[8]。本文工作中建立了全三維計算域，如圖2所示，計算域包括噴嘴進口延伸段、噴嘴葉片通道、動葉葉片通道、動葉葉頂間隙和動葉出口延伸段，由NUMECA軟件生成HOH型全六面體網(wǎng)格。

渦輪的三維流場計算采用NUMECA軟件的FINE/Turbo模塊，求解三維定常雷諾平均N-S方程組，湍流模型采用S-A模型。轉(zhuǎn)靜子交界面設(shè)置中采用凍結(jié)轉(zhuǎn)靜子交界面法，該方法使得轉(zhuǎn)靜子交界面完全連接，忽略轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動，通過插值、坐標變換計算交界面前后的數(shù)據(jù)，這樣最終得到的是一個瞬時的平均化穩(wěn)態(tài)，其計算的流場狀態(tài)是非定常計算某一特定時間點的流動狀態(tài)，適用于定常計算。轉(zhuǎn)子和靜子之間的信息通過插值而來，這樣就充分考慮了氣流參數(shù)沿周向分布的不均勻性。

為驗證凍結(jié)轉(zhuǎn)靜子交界面法計算結(jié)果的準確性，首先對幾個不同動靜葉相對位置下的流場進行比較計算。通過旋轉(zhuǎn)第一排的噴嘴葉柵，將噴嘴從初始位置依次移動1/4柵距、2/4柵距和3/4柵距，流場計算結(jié)果表明，4種轉(zhuǎn)靜子相對位置關(guān)系下，渦輪流量和功率的計算結(jié)果均一致。

邊界條件為進口給定總壓、總溫、氣流角和湍流粘度，出口給定背壓，固壁為絕熱和粘性的，在葉片表面和上下端壁給定無滑移條件，工質(zhì)選用甲烷實際氣體。

3 流動損失研究

在渦輪級設(shè)計中，通常要考慮的流動損失包括葉型損失和端壁潛流、徑向泄漏等二次損失，而部分進氣式渦輪除了上述損失外，還有一些與其特殊結(jié)構(gòu)相關(guān)的損失。為了研究部分進氣式亞聲速渦輪中的流動特性，本文將其與相同葉型的全周進氣式渦輪進行了對比，兩者的總性能參數(shù)見表2。由數(shù)據(jù)可見，兩者在單個噴嘴通道的流量相差不大，但部分進氣式渦輪比全周進氣式渦輪的效率低了13個百分點。

表2 總性能參數(shù)Tab.2 Total aerodynamic performance parameters

圖3為部分進氣式渦輪和全周進氣式渦輪在葉展中截面上的相對速度流線圖。由圖3（a）可見，全周進氣式渦輪中，氣流由動葉前緣分開向壓力面和吸力面流動，由于動葉通道設(shè)計為先擴張后收斂型，氣流在通道內(nèi)先減速后加速，減小了通道內(nèi)的逆壓力梯度，有利于減少氣流分離，氣流在動葉通道內(nèi)沒有產(chǎn)生分離。由圖3（b）可見，部分進氣式渦輪在不同葉片通道內(nèi)的流動差異很大：在進氣扇區(qū)的動葉通道內(nèi)流動順暢，而在非進氣扇區(qū)的動葉通道內(nèi)，出現(xiàn)了較多的回流區(qū)，甚至有部分回流區(qū)占據(jù)了整個動葉通道。

圖4為非進氣扇區(qū)一個動葉通道內(nèi)的相對速度矢量圖（葉展中截面），由于亞聲速渦輪的動葉入口氣流相對速度較小，且純沖擊式動葉的進、出口壓力差別不大，通道中部的低速氣流在逆壓力梯度的作用下逐漸減速，并最終返向葉背的低壓區(qū)流動；同時，動葉出口的氣流也向葉背的低壓區(qū)流動，甚至又流回到了動葉的入口。上述兩種作用綜合，在動葉通道內(nèi)形成了逆時針方向的回流區(qū)，回流區(qū)的出現(xiàn)使得氣流作用在葉盆上的力與作用在葉背上的力相互抵消，造成不做功或者做負功的情況，是渦輪效率低的主要原因之一。

圖5 為全周進氣與部分進氣渦輪在轉(zhuǎn)靜子交界面上的靜壓分布云圖。全周進氣的渦輪，氣流壓力在周向上分布均勻，在徑向上由于氣體受離心力作用，壓力呈現(xiàn)外高內(nèi)低的有規(guī)律的梯度分布。部分進氣式渦輪在轉(zhuǎn)靜子交界面上的壓力分布明顯有別于前者：在進氣扇區(qū)的7個通道中，在周向和徑向上都存在壓力梯度；在非進氣扇區(qū)的通道內(nèi)，由于氣流在盲腔內(nèi)摻混，壓力分布在周向和徑向上都趨向均勻。通道1、2處于動葉剛剛進入噴嘴出口氣流區(qū)的區(qū)域，由噴嘴出來的高速氣流吹除和置換動葉通道內(nèi)的滯止氣流，因而在這一邊緣區(qū)域產(chǎn)生一定的邊緣摻混損失。通道6、7處于動葉即將離開噴嘴出口氣流區(qū)的區(qū)域，在葉根附近，由于盲腔內(nèi)的壓力更低，氣流離開動葉葉背，轉(zhuǎn)而沿著圓周方向流向盲腔內(nèi)，產(chǎn)生周向上的竄漏損失。

4 優(yōu)化設(shè)計

小型部分進氣亞聲速渦輪的回流損失、邊緣損失和竄漏損失有別于全周進氣式渦輪，從降低回流損失的角度考慮，需要提高動葉進出口的壓差來減少動葉通道內(nèi)的回流；從降低渦輪的周向竄漏損失考慮，動葉進出口的壓差不宜過大。為提高渦輪效率，本文對渦輪的動葉葉型做了改進，由原來的純沖擊式葉型改為略帶反力度的葉型，改型前后的動葉葉型見圖6，葉片后半段增厚，動葉通道由原來的進出口等面積設(shè)計改為出口收斂型，進出口面積比為1.06。

改型前、后渦輪的總性能參數(shù)列于表3?？梢姡瑴u輪單個通道的流量相差不大，但略帶反力度式渦輪比純沖擊式渦輪的效率提高了5個百分點。

表3 總性能參數(shù)Tab.3 Total aerodynamic performance parameters

提取2個動葉葉片表面靜壓分布曲線（葉展中截面），見圖7，曲線所包圍的面積大小即代表著氣流對動葉做功的大小。由圖7可見，相對于純沖擊式動葉，略帶反力度的動葉葉盆壓力更高一些。葉背上的最低壓力點有所提高且向后推移，這代表著葉背上的逆壓力梯度的大小和作用面積均有所減小?？傮w上來看，通過引入反力度，氣流對這2個動葉所做的有效功均有所增加。

5 結(jié)論

通過對某小型部分進氣亞聲速渦輪的流動損失研究和優(yōu)化設(shè)計，得出以下結(jié)論：

1）部分進氣式渦輪的效率相比同葉型全周進氣式渦輪低了12個百分點，回流損失、邊緣損失以及竄漏損失是部分進氣式渦輪損失嚴重、效率低的主要原因。

2）在部分進氣式渦輪的動葉葉型設(shè)計中，引入一定的反力度，能有效減少非進氣扇區(qū)動葉通道內(nèi)的回流損失，渦輪的效率獲得明顯提升。

[1]NNSBANM W J,WONG R Y.Effect of stage spacing on performance of 3.75-inch-mean-diameter two-stage turbine having partialadmission in the firststage：NASA TND-2335[R].USA：NASA,1964.

[2]KAMIJOKenjiro,YAMADAHitoshi,SAKAZUMENorio, et al.Development history of liquid oxygen turbopumps for the LE-7 Engine：AIAA 2000-3157[R].USA：AIAA, 2000.

[3]HE L.Computation ofunsteadyflow through steamturbine blade rows at partial admission[J].Journal of power and energy,1997,211(3)：197-205.

[4]隋秀明,趙慶軍,趙曉路.低進氣度部分進氣渦輪氣動設(shè)計與內(nèi)部流動研究 [J].工程熱物理學(xué)報,2013,34(3)：419-422.

[5]伊進寶,趙衛(wèi)兵,師海潮.部分進氣燃氣渦輪機葉輪流場數(shù)值模擬[J].魚雷技術(shù),2010,18(6)：456-460.

[6]馬海紅.局部進氣向心透平的流場數(shù)值研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué),2013.

[7]林奇燕,金志磊,王磊.超音速復(fù)速級渦輪的氣動設(shè)計改進[J].火箭推進,2014,40(1)：65-70. LIN Qiyan,JIN Zhilei,WANG Lei.Aerodynamic redesign of supersonic curtis-stage turbine[J].Journal of rocket propulsion,2014,40(1)：65-70.

[8]DORNEY D J,GRIFFIN L W,SONDAK D L.Full and partial admission performance of the simplex turbine：AIAA 2002-3638[R].USA：AIAA,2002.

（編輯：馬 杰）

Research and optimization for flow loss of a small partial admission subsonic turbine

ZHENG Xiaoyu,LIN Qiyan,WANG Lei
（Beijing Aerospace Propulsion Institute,Beijing 100076,China）

In order to expand the application of a small partial admission subsonic turbine,its aerodynamic performance is required to be improved further.The commercial use CFD software Numeca is used to build an entire annular domain grid of the prototype partial admission turbine flow path and conduct a viscid numerical simulation of flow field.In contrast with the flow field of the full admission turbine with the same blade profile,the flow loss distribution and flow mechanism of the partial admission subsonic turbine were revealed.On the basis of research on flow field,the moving blade of the prototype turbine was remodeled and optimized,changing it from impulse shape to slight reaction shape.The result of the flow field simulation indicates that the turbine efficiency is increased by 5%.The comparison and analysis of aerodynamic parameter distributions of the two partial admission turbines show that the blade shape of the slight reaction can reduce backflow loss in the flow path in non-admission fan-type area of the partial admission turbine,which is beneficial toimprovement of turbine performance.This study can offer a reference for the aerodynamic design of the same kind ofturbines.

subsonic turbine;partial admission;flow field;optimization

V430-34

A

1672-9374(2017)01-0032-05

2016-05-31；

2016-09-11

鄭曉宇（1979—），女，工程師，研究領(lǐng)域為液體火箭發(fā)動機渦輪泵設(shè)計