非設(shè)計(jì)攻角對(duì)渦輪葉片葉型損失的影響特點(diǎn)分析

張宗辰,杜睆實(shí)，付海濤，馬麗萍，白 濤

(1.中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 中國飛行試驗(yàn)研究院， 西安710089； 2.西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院， 西安710077)

非設(shè)計(jì)攻角對(duì)渦輪葉片葉型損失的影響特點(diǎn)分析

張宗辰1,杜睆實(shí)1，付海濤1，馬麗萍1，白 濤2

(1.中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 中國飛行試驗(yàn)研究院， 西安710089； 2.西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院， 西安710077)

為了得到非設(shè)計(jì)攻角下渦輪葉片的葉型損失規(guī)律，采用數(shù)值模擬的方法對(duì)某高負(fù)荷低壓渦輪前加載葉型在5種不同攻角下的流動(dòng)進(jìn)行了詳細(xì)的分析，得到了5種攻角下葉片表面的各種流動(dòng)參數(shù)。結(jié)果表明:在設(shè)計(jì)攻角下，葉片的性能表現(xiàn)最佳，此時(shí)葉柵中的氣流流動(dòng)均勻，速度梯度、壓力梯度分布符合一定規(guī)律，并未發(fā)生明顯的附面層分離現(xiàn)象；在負(fù)攻角下，吸力面的流動(dòng)情況保持良好而壓力面的損失較為明顯，且隨著負(fù)攻角的增大損失系數(shù)也逐漸增大，但負(fù)攻角下?lián)p失系數(shù)的增幅整體上并不大，當(dāng)負(fù)攻角增加到-20°時(shí)其損失系數(shù)只有0.048；在正攻角下，壓力面的流動(dòng)情況保持良好而吸力面的損失較為明顯，且這種損失比負(fù)攻角下壓力面的損失要大得多；當(dāng)正攻角為10°時(shí)其損失系數(shù)已達(dá)到0.141，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過-20°攻角下的損失系數(shù)。因此，在進(jìn)行葉型設(shè)計(jì)的時(shí)候一定要留有合適的正攻角裕度。

高負(fù)荷低壓渦輪；攻角；前加載；附面層分離；葉型損失

為了提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)在高空飛行時(shí)的工作效率，高負(fù)荷低壓渦輪很早就成為國內(nèi)外眾多專家學(xué)者和發(fā)動(dòng)機(jī)制造廠商研究的熱點(diǎn)問題之一。研究結(jié)果表明[1-2]：低壓渦輪的效率每增加1%，發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率相應(yīng)下降0.7%～9%。為了降低發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率，同時(shí)提高低壓渦輪的工作效率，研究高負(fù)荷低壓渦輪的損失機(jī)理就顯得尤為重要。

國外方面，Curtis E M等[3]將低壓渦輪的葉型損失大致分為吸力面損失、壓力面損失、基壓損失和摻混損失，并指出吸力面損失占葉型總損失的60%，要想提高低壓渦輪的工作效率，必須設(shè)法降低吸力面的損失。James P L等[4]發(fā)現(xiàn)低雷諾數(shù)定常來流條件下在渦輪葉片吸力面開V型槽可以有效地降低葉型損失。ZHANG Xuefeng等[5]研究了在吸力面表面加拌線、矩形條、凹槽等手段對(duì)渦輪葉片葉型損失的影響。國內(nèi)方面，西北工業(yè)大學(xué)的楊林等[6]研究了低雷諾數(shù)狀態(tài)下前、后加載葉型對(duì)高負(fù)荷低壓渦輪葉型流動(dòng)損失的影響規(guī)律，并指出在低雷諾數(shù)狀態(tài)下前加載負(fù)荷分布設(shè)計(jì)對(duì)高負(fù)荷低壓渦輪葉型的二維氣動(dòng)性能更有利。中科院工程熱物理研究所的杜強(qiáng)等[7]對(duì)不同雷諾數(shù)、不同自由來流湍流度下高負(fù)荷低壓渦輪葉型邊界層的流動(dòng)進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值模擬，并探討了這2個(gè)因素對(duì)該高負(fù)荷渦輪葉型表面邊界層流動(dòng)的影響。江蘇科技大學(xué)的許文杰等[8]研究了被動(dòng)射流和主動(dòng)射流兩種流動(dòng)控制技術(shù)對(duì)流場性能的影響，并指出主動(dòng)射流的控制效果要優(yōu)于被動(dòng)射流。

以上研究均是基于設(shè)計(jì)工況下的葉型，但當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作在空轉(zhuǎn)、起飛、俯仰狀態(tài)時(shí)葉片都有可能偏離其設(shè)計(jì)工況，從而導(dǎo)致設(shè)計(jì)點(diǎn)的雷諾數(shù)、馬赫數(shù)、葉型攻角發(fā)生改變。研究結(jié)果表明：葉型攻角一旦發(fā)生改變，會(huì)使低壓渦輪的效率急劇降低[9-10]。因此，研究非設(shè)計(jì)攻角下低壓渦輪的損失規(guī)律，對(duì)提高其工作效率來說有著非常重要的意義。

1 數(shù)值計(jì)算方法與算例驗(yàn)證

本文所選用的葉型為某高負(fù)荷低壓渦輪前加載葉型，它的Zweifel載荷系數(shù)為1.25，葉型的各幾何參數(shù)如表1所示。采用ICEM CFD軟件劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格結(jié)構(gòu)如圖1所示，其中近壁區(qū)環(huán)繞葉型一周為“O”型網(wǎng)格拓?fù)?，其外圍區(qū)域?yàn)椤癏”型網(wǎng)格拓?fù)?，在葉片近壁面處垂直于壁面的方向布置了40層O型網(wǎng)格，弦長的方向布置了不少于250個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)，葉高的方向布置了50個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)，總網(wǎng)格數(shù)為106 208。為了捕捉到附面層內(nèi)部詳細(xì)的流場細(xì)節(jié)，保證貼近壁面的第1層網(wǎng)格滿足Y+<1，且近葉片壁面區(qū)的網(wǎng)格層間距以1.1倍的比值沿壁面法向遞增。

表1 葉型的幾何參數(shù)

圖1 網(wǎng)格平面結(jié)構(gòu)

數(shù)值模擬采用CFX 14.0商用軟件求解三維定常粘性雷諾平均N-S(Navier-Stokes)方程。為了能更好地預(yù)測邊界層的分離，選用SST(shear stress transport)湍流模型和γ-θ轉(zhuǎn)捩模型，該轉(zhuǎn)捩模型由Langtry、Menter發(fā)展和改進(jìn)，是一種兩方程模型，可以較準(zhǔn)確地預(yù)測自然轉(zhuǎn)捩、分離轉(zhuǎn)捩、旁路轉(zhuǎn)捩，適合對(duì)多種轉(zhuǎn)捩模式的預(yù)測[11-12]。

為了確保數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性，這里首先進(jìn)行算例驗(yàn)證工作。采用國外學(xué)者Benner M W等對(duì)本葉型的實(shí)驗(yàn)測量結(jié)果進(jìn)行算例校驗(yàn)。該實(shí)驗(yàn)測量了在攻角為10°、自由來流湍流度為1.5%時(shí)不同雷諾數(shù)下渦輪葉片的損失系數(shù)[13]。驗(yàn)證時(shí)，主要給出損失系數(shù)的數(shù)值模擬結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。

圖2 不同雷諾數(shù)下?lián)p失系數(shù)的模擬值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比

2 不同攻角下葉片表面的流動(dòng)特點(diǎn)分析

2.1 設(shè)計(jì)攻角下葉片表面的流動(dòng)特點(diǎn)分析

根據(jù)渦輪葉片在實(shí)際工作中可能出現(xiàn)的情況，并結(jié)合本文算例驗(yàn)證的結(jié)果，選定攻角的變化范圍為-20°～20°，并分析5個(gè)典型點(diǎn)：i為-20°、-10°、0°、10°、20°。雷諾數(shù)Re=100 000，自由來流湍流度為1.5%。為了探究設(shè)計(jì)攻角下葉片表面的流動(dòng)特點(diǎn)，本節(jié)先對(duì)0°攻角下葉片表面的流動(dòng)規(guī)律進(jìn)行分析。

圖3是0°攻角下葉片表面的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖。從流線圖可以看出：0°攻角時(shí)氣流的軌跡非常均勻，葉片表面并沒有出現(xiàn)明顯的分離泡。在速度云圖中，葉片表面附近氣流速度由外到內(nèi)越來越小，直接接觸壁面的那部分速度為0，速度梯度分布符合一定規(guī)律。在壓力云圖中，壓力分布和速度分布成反比關(guān)系，速度快的地方壓力小，速度慢的地方壓力大，壓力梯度分布符合一定規(guī)律。在總壓云圖中，葉柵通道的總壓分布均勻，除了葉片吸力面表面存在輕微的摩擦損失與尾跡損失外，并無明顯的分離損失。

壁面剪切力圖表示葉片表面所受氣流摩擦力的大小和方向情況。若葉片沒有發(fā)生分離，則氣流對(duì)葉片沿Z軸的摩擦力永遠(yuǎn)為正(向右)，如果發(fā)生分離，則在分離泡內(nèi)氣流對(duì)葉片沿Z軸的摩擦力為負(fù)(向左)。在圖3所示的壁面剪切力圖中，除了葉片的前緣與尾緣處存在輕微的前緣損失與尾緣損失外，葉片中部并無剪切力負(fù)值區(qū)出現(xiàn)。由此可知，葉片表面并未發(fā)生附面層分離現(xiàn)象。

通過以上分析可知：0°攻角時(shí)葉片表面的氣流流動(dòng)均勻，除了前緣處與尾緣處存在輕微的損失外，葉片中部并無明顯的分離損失區(qū)。由此可以得出結(jié)論：該葉型在設(shè)計(jì)攻角下工作正常，并未發(fā)生明顯的附面層分離現(xiàn)象。

2.2 負(fù)攻角下葉片表面的流動(dòng)特點(diǎn)分析

圖4是-10°攻角下葉片表面的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖。從這些圖中可以看出：-10°攻角時(shí)葉片表面的流動(dòng)情況與0°攻角時(shí)類似，氣流流動(dòng)得較為均勻，并未發(fā)生明顯的分離現(xiàn)象。

圖5是-20°攻角下葉片表面的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖。在流線圖中，吸力面上方的氣流流動(dòng)依然保持良好，而壓力面的氣流開始變得不規(guī)律，氣流分布并不均勻。在速度云圖中，壓力面附近出現(xiàn)了較為明顯的逆速度梯度區(qū)，即速度梯度由外到內(nèi)先減小后增大。在壓力云圖中，壓力面表面的壓力分布已沒有0°攻角、-10°攻角時(shí)那么規(guī)律，壓力梯度并不明顯。在總壓云圖中，壓力面附近出現(xiàn)了較為明顯的總壓損失區(qū)，這與0°攻角、-10°攻角時(shí)形成了鮮明的對(duì)比。在載荷分布圖中，由于吸力面附近的流動(dòng)情況保持良好，因此載荷分布圖與前面的工況差別不大。在壁面剪切力圖中，吸力面表面并無剪切力負(fù)值區(qū)出現(xiàn)，而壓力面的剪切力負(fù)值區(qū)非常明顯，負(fù)值區(qū)起始點(diǎn)(分離點(diǎn))位于壓力面靠近前緣處，結(jié)束點(diǎn)(再附點(diǎn))位于壓力面靠近正中處。

由此可知： -10°攻角時(shí)葉片表面的流動(dòng)情況依然保持良好，并未發(fā)生明顯的附面層分離現(xiàn)象。當(dāng)攻角加至i=-20°時(shí)，壓力面附近出現(xiàn)了較為明顯的分離區(qū)，且分離區(qū)的長度接近葉片長度的一半，但吸力面的流動(dòng)情況依然保持良好，并未出現(xiàn)明顯的分離區(qū)。

圖4 -10°攻角下的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖

圖5 -20°攻角下的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖

2.3正攻角下葉片表面的流動(dòng)特點(diǎn)分析

圖6是10°攻角下葉片表面的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖。在流線圖中，葉片的吸力面中部出現(xiàn)了一小段較為明顯的分離泡，而壓力面上的氣流流動(dòng)均勻。在速度云圖中，吸力面上方的逆速度梯度區(qū)更加明顯，這與設(shè)計(jì)攻角、負(fù)攻角工況下吸力面表面的速度梯度形成了鮮明的對(duì)比。在壓力云圖中，壓力面上方的壓力梯度分布符合一定規(guī)律，而吸力面上方已沒有明顯的壓力梯度結(jié)構(gòu)了。在總壓云圖中，吸力面上方的總壓損失區(qū)非常明顯，這比設(shè)計(jì)攻角下的摩擦損失要大得多。在載荷分布圖中，曲線已無明顯的加速段，而是從一開始就進(jìn)入擴(kuò)壓段結(jié)構(gòu)，且擴(kuò)壓段上的“平臺(tái)區(qū)”跨度較長，曲線過渡得并不均勻；在壁面剪切力圖中，吸力面的剪切力從一開始就已進(jìn)入負(fù)值區(qū)，直到葉片的靠近尾緣處才重新恢復(fù)正值，而壓力面上的剪切力保持良好，葉片中部并未出現(xiàn)明顯的負(fù)值區(qū)。

圖7是20°攻角下葉片表面的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖。從流線圖中可以看出：當(dāng)i=20°時(shí)攻角過大，分離現(xiàn)象已經(jīng)非常嚴(yán)重，分離泡比i=10°時(shí)大許多。在速度云圖中，吸力面上方的逆速度梯度區(qū)已經(jīng)非常明顯，速度分層清晰可見。在壓力云圖中，吸力面上方的壓力分布已失去了正常的結(jié)構(gòu)，逆壓力梯度區(qū)明顯變大。在總壓云圖中，總壓損失嚴(yán)重，損失區(qū)占據(jù)了葉柵通道的大部分位置；在載荷分布圖中，吸力面已看不到明顯的加速段，且擴(kuò)壓段的“平臺(tái)區(qū)”比i=10°時(shí)更加明顯。在壁面剪切力圖中，吸力面的大部分都處在剪切力負(fù)值區(qū)，且剪切力負(fù)值區(qū)的峰值比i=10°時(shí)更大，說明本工況下的分離比i=10°時(shí)更嚴(yán)重。

由此可知：10°攻角時(shí)葉片的吸力面已經(jīng)開始出現(xiàn)較明顯的分離，這種分離造成的損失比負(fù)攻角時(shí)壓力面的分離損失要大得多。當(dāng)攻角加至i=20°時(shí)，吸力面的分離損失已經(jīng)非常嚴(yán)重，此時(shí)分離泡占據(jù)了葉柵通道的大部分位置，氣流已不能順利通過葉柵。但是，即使在20°攻角下，壓力面的氣流流動(dòng)依然保持良好，沒有形成明顯的分離泡。

圖6 10°攻角下的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖

圖7 20°攻角下的流線圖、速度云圖、壓力云圖、總壓云圖、載荷分布圖、壁面剪切力圖

2.4 結(jié)果分析

根據(jù)前面的結(jié)果可知，本文所選用的葉型在設(shè)計(jì)攻角下工作正常，除了吸力面表面存在輕微的摩擦損失與尾跡損失外，葉片中部并無明顯的分離損失區(qū)。負(fù)攻角時(shí)，吸力面的流動(dòng)情況保持良好而壓力面的損失較為明顯；正攻角時(shí)，壓力面的流動(dòng)情況保持良好而吸力面的損失較為明顯，且吸力面的分離損失比壓力面的分離損失要嚴(yán)重得多。

圖8是不同攻角下渦輪葉片損失系數(shù)的變化規(guī)律。從圖中可以看出，在設(shè)計(jì)攻角下，渦輪葉片的損失系數(shù)最小。當(dāng)攻角逐漸變?yōu)樨?fù)值時(shí)，損失系數(shù)雖有所增加，但增幅并不大，這與設(shè)計(jì)攻角下的損失系數(shù)相差無幾。當(dāng)攻角逐漸變?yōu)檎禃r(shí)，渦輪葉片的損失系數(shù)急劇增加，即使是10°攻角下的損失系數(shù)也比-20°攻角下的損失系數(shù)要大得多。

圖8 不同攻角下渦輪葉片的損失系數(shù)

3 結(jié)論

采用數(shù)值模擬的方法對(duì)某高負(fù)荷低壓渦輪前加載葉型在設(shè)計(jì)攻角及幾種不同的非設(shè)計(jì)攻角下的流動(dòng)進(jìn)行了詳細(xì)的模擬，得到了這些攻角下葉片表面的各種流動(dòng)參數(shù)，并分析了它們的流動(dòng)規(guī)律。本文得出的主要結(jié)論如下：

1) 葉片在設(shè)計(jì)攻角下性能表現(xiàn)最佳。此時(shí)，葉柵中的氣流流動(dòng)均勻，速度梯度、壓力梯度分布規(guī)律，損失系數(shù)也最小。

2) 負(fù)攻角時(shí)，葉片吸力面的流動(dòng)情況保持良好，而壓力面存在一定的分離損失。隨著負(fù)攻角的增大，損失系數(shù)也逐漸增大，但負(fù)攻角下?lián)p失系數(shù)的增幅整體上并不是很大。

3) 正攻角時(shí)，葉片壓力面的流動(dòng)情況保持良好，而吸力面存在較大的分離損失。此時(shí)，攻角的微小改變會(huì)使吸力面的損失系數(shù)急劇變化，即使攻角為10°，其損失系數(shù)也遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過-20°攻角下的損失系數(shù)。由此可知，在進(jìn)行葉型設(shè)計(jì)的時(shí)候一定要留有合適的正攻角裕度。

[1] HOWELL R J.Wake separation bubble interactions in low Reynolds number turbo-machinery[D].Cambridge： Cambridge University,1999.

[2] WILSER D C.The Technical and Economic Relevance of Understanding Boundary Layer Transition in Gas Turbine Engines[R].USA:NASA/CP-1998-206958,1998.

[3] CURTIS E M,HODSON H P,BANIEGHBAL M R,et al.Development of blade profiles for low-pressure turbine applications[J].Journal of Turbo-machinery,1997,119(3):531-538.

[4] JAME P L,PAUL I K,RICHARD B R.Low Reynolds number loss reduction on turbine blades with dimples and v-grooves[R].AIAA-2000-0738.2000.

[5] ZHANG Xuefeng,MARIA V,HODSON H P.Separation and transition control on an aft-loaded ultra-high-lift LP turbine blade at low Reynolds numbers:low-speed investigation[R].USA:ASME Paper GT-2005-68892.2005.

[6] 楊林，喬渭陽，羅華玲，等.低雷諾數(shù)高負(fù)荷低壓渦輪葉型的氣動(dòng)設(shè)計(jì)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2013,28(5)：1019-1028.

[7] 杜強(qiáng)，朱俊強(qiáng)，溫殿中.高負(fù)荷低壓渦輪邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測及其機(jī)理分析[J].工程熱物理學(xué)報(bào)，2010,31(5)：761-764.

[8] 許文杰，沈妍.基于流動(dòng)控制技術(shù)的高負(fù)荷低壓渦輪數(shù)值研究[J].電子技術(shù)與軟件工程，2015(15)：149-152.

[9] BENNER M W,SJOLANDER S A,MOUSTAPHA S H.Measurements of secondary flows downstream of a turbine cascade at off-design incidence[R].USA:ASME GT 2004-53786.2004.

[10] JOUINI D B M,SJOLANDER S A.Midspan flow-field measurements for two transonic linear turbine cascades at off-design conditions[J].Journal of Turbo-machinery,2002,124(2):176-186.

[11] LANGTRY R B,MENTER F R.A Correlation-based Transition Model Using Local Variables Part Ⅱ-Test Cases and Industry Applications[R].USA:ASME 2004-GT-53454.

[12] MENTER F R.Two-Equation Eddy-Viscosity Turbulence Models for Engineering Applications[J].AIAA Journal,1994,32(8):1598-1605.

[13] BENNER M W,SJOLANDER S A,MOUSTAPHA S H.Measurements of secondary flows in turbine cascade at off-design incidence[R].USA:ASME Turbo Expo.GT 97-382,1997.

(責(zé)任編輯劉 舸)

EffectsofOff-DesignIncidencesonTurbineBladeProfileLoss

ZHANG Zongchen1, DU Huanshi1, FU Haitao1, MA Liping1, BAI Tao2

(1.Chinese Flight Test Establishment, Aviation Industry Corporation of China, Xi’an 710089, China; 2.School of Aircraft, Xi’an Aeronautical University, Xi’an 710077, China)

In order to get the law of profile loss of turbine blade on off-design incidence, a numerical simulation was carried out to analyze the flow of a high-lift low-pressure turbine at five different incidences, and to get the flow parameters of blade on five different incidences. The results show that the performance of the blade is the best at the design incidence, the air flow is equable, and the distribution of velocity gradient and pressure gradient is rule. There is no obvious boundary layer separation. In negative incidences, the flow on suction surface is well but the loss is obvious on pressure surface, and the larger negative incidence, the greater loss coefficient, but the increase of the loss coefficient is not large as a whole, the loss coefficient is only 0.048 when the negative incidence increases to -20°. In positive incidences, the flow on pressure surface is well but the loss is obvious on suction surface, and the loss is much greater than the pressure surface of negative incidences. When the positive incidence is 10°, its loss coefficient has reached 0.141, which is far more than the loss coefficient of -20°. Therefore, it is important to keep fit margin of positive incidences in blade profile design.

high-lift low-pressure turbine; incidences; front-loaded; boundary layer separation; profile loss

2017-03-26

西安航空學(xué)院校級(jí)科研基金資助項(xiàng)目(2017KY1230)

張宗辰(1994—)，男，陜西西安人，碩士研究生，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力學(xué)研究，E-mail:744493714@qq.com。

張宗辰,杜睆實(shí)，付海濤，等.非設(shè)計(jì)攻角對(duì)渦輪葉片葉型損失的影響特點(diǎn)分析[J].重慶理工大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué))，2017(11):109-116.

formatZHANG Zongchen, DU Huanshi, FU Haitao,et al.Effects of Off-Design Incidences on Turbine Blade Profile Loss[J].Journal of Chongqing University of Technology(Natural Science)，2017(11):109-116.

10.3969/j.issn.1674-8425(z).2017.11.016

V231.3

A

1674-8425(2017)11-0109-08