利用端区射流调节涡轮流量的数值研究

闫 晨，叶 建，付 超

(北京航空航天大学 能源与动力工程学院 航空发动机气动热力国家级重点实验室，北京 100191)

1 引言

航空技术的发展对航空发动机提出了新的要求，为使飞行器在飞行包线内的各个状态均能获得或接近最佳性能，要求发动机可实现对工作点的灵活调节，由此产生了变循环发动机的概念[1]，即通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环的燃气涡轮发动机。为了在发动机工作过程中改变循环模式，就要求涡轮流量随工作点变化而变化，以实现对涡轮功的调节。目前，调节涡轮流量的方式主要包括机械式引入障碍物到流道中，采用环形面积可调导叶，改变导叶安装角或引入第二股气流射入导叶位置等[2]，其中采用可调导叶是最主要的调节方式[3，4]。虽然采用可调导叶可有效实现对涡轮流量的实时调节，并可在宽广的工作范围内提高循环匹配能力，但其结构复杂，调节机构带来的额外重量容易影响发动机推重比，从而造成发动机性能下降。胡松岩对变几何涡轮的设计特点和特性进行了详细探讨，并对叶片可调机构的关键设计技术及所存在的问题进行了分析。为简化调节装置结构，提高性能，Latimer和Stanley等进行了气动方式调节涡轮流量的研究[5，6](其基本原理是利用外界引入的气流对涡轮内流场进行流动控制[7])，但研究结果表明，其实际效果较差，同时损失较大，因而最终未投入实际应用。尽管如此，近年来气动调节技术因其结构简单、对发动机稳定性无影响以及有利于减小涡轮设计难度等优点，重新引起研究人员的注意，北京航空航天大学的杨旸和付超等先后对在叶片表面喷气调节涡轮流量进行了研究[8，9]。但到目前为止，气动调节相关的研究仍比较缺乏，因此有必要对涡轮流量的气动调节技术进行进一步探索，加深对该问题物理机制的理解，为未来变循环发动机的设计提供新的思路。

基于上述认识，本文从原始涡轮流场结构出发，采用三维数值模拟方法，通过在涡轮导叶端区引入第二股气流对涡轮流场进行流动控制，以期改变涡轮流量的工作范围，并通过改变喷气参数，初步研究端区喷气对涡轮流量的调节规律。

2 研究对象及方法

2.1 射流管路结构模型

通过在机匣上附加环形射流管路的方式向涡轮流场内引入射流，射流管路示意图如图1所示。由于射流进入主流后会与主流摩擦掺混，进而在射流孔周围产生复杂的涡结构，无法人为地直接给出射流孔处符合物理流动结构的气动参数分布。基于此，本文近似认为气体在射流管路内气动参数分布均匀且无能量损失，将射流在射流腔中的气动状态参数(总温、总压等)作为边界条件附加在射流管路的入口，并根据需要确定射流角度，即可进行主流场和射流场的耦合计算。给定边界条件后，管路的几何参数亦得到确定。

图1 射流管路示意图(单个叶栅)Fig.1 Injection pipe(single cascade)

2.2 计算域和网格

以某在研通用涡轮为研究对象，CFD计算采用NUMECA商用软件。计算中求解三维定常粘性的雷诺平均N-S方程，数值方法采用时间追赶的有限体积法，空间离散采用中心差分，时间离散应用四阶龙格-库塔法，并采用多重网格技术加速收敛。湍流模型选取Spalart-Allmaras模型。计算网格如图2所示，网格划分采用结构化网格。静子叶型环绕叶片采用O型网格，进口段增加一个H型网格与之相连。对叶片表面网格进行加密，以更好地分辨近壁面的边界层流动。叶片前缘及尾缘也作了一定的加密处理。转子叶型环绕叶片同样采用O型网格，出口段增加一个H型网格与之相连。给定叶尖间隙0.3 mm，间隙处给定17个网格节点，在端壁和叶尖部分适当加密，并对转子前缘和尾缘的控制点进行适当调整。射流喷管区域内两端采用边界层加密方式，原流场周围的网格也作了适当加密。沿叶高方向网格节点数选为57个。生成的三维网格中静子网格节点数约为60万，转子网格节点数约为54万。流场壁面y+＜2，符合所用Spalart-Allmaras湍流模型的要求。计算中，叶片表面设为绝热无滑移壁面，轮毂与机匣给定绝热壁面，主流通道侧壁按周期性边界条件处理。主流通道进口给定来流总压、总温和气流角，出口按径向平衡方程给定静压。由于涡轮进出口温度差异较大，计算中根据油气比计算变比热来模拟真实燃气的特性。射流管路入口给定流量和静温，气流速度方向定为与喷管入口垂直。

图2 三维计算域网格图Fig.2 Three-dimensional computational mesh

2.3 算例选取

为研究各喷气参数对涡轮流量的影响规律，选取不同条件下的19个算例进行计算。首先，为探讨喷气位置的影响，选取了导叶前16.9%弦长、导叶中距前缘20.4%弦长、导叶中部距前缘约48.7%弦长以及导叶距前缘89.7%弦长4个不同的喷气位置，并进行了优化；为研究喷气角的影响，选取了与主流分别成45°、90°和135°3个不同的喷气角，并进行了进一步的探讨；射流流量分别选取了主流流量的1%～5%共5种不同流量；在亚声速范围内计算了5个不同喷气马赫数的算例，也对总温总压变化情况进行了讨论。

3 计算结果与分析

图3给出了喷气相对流量为5%、喷气角为90°时，沿流向不同位置在机匣部位喷气的主流通道侧壁马赫数云图，图中突起处为射流喷管位置。由图中可见，在导叶前、导叶前缘附近以及尾缘附近喷气时，整个流场的流线分布均匀，仅管路附近的流线略受影响，故可认为在这三个位置喷气基本没有影响到整个流场的流动；而在导叶中部喷气时，在管路后方造成了一处明显的低速区，进而使流道的环面积减小，使得管路后部机匣附近的流线明显靠向轮毂，涡轮导叶入口流量也随之减小6.15%。图4(a)、图4(b)分别给出了原始涡轮和中部喷气后95%叶高截面导叶通道的马赫数云图。从图中可见，喷气后在导叶通道内形成的低速区堵塞了流道面积，说明涡轮流量减小的结论可信。为进一步明确喷气位置的影响，将喷气管路沿流向后移6.25 mm至较精确的气动喉道处，并与中部喷气对比。从图4(b)、图4(c)及其局部放大图图5可以看出，喷气管路后移，形成的低速区更靠近气动喉道，更直接地减小了涡轮的喉道面积。计算结果表明，喉道喷气使涡轮导叶入口流量减小7.92%。这意味着涡轮流量对喷气位置的变化非常敏感，其形成的低速区越靠近气动喉道，对流量的调节效果越明显。可见，对涡轮喉部位置的精确定位将对流量调节效果起到明显的改善作用。

图6给出了喷气相对流量为5%时不同喷气角度下的马赫数云图。从图中可见，喷气后管路附近均出现了部分低速区，而135°喷气所形成的低速区范围明显大于另两个喷气角的情况，其流线的偏转也更为明显，在结果上表现为喉道面积和涡轮流量都减小得更多。由于喉道处气体更快膨胀加速，还造成流场内最大马赫数变大，这意味着逆主流喷气对涡轮流量的调节效果更好。另外，45°和90°喷气后的流场内均出现了尺度明显的分离，这可能对涡轮气动性能有着更为不利的影响。为进一步探讨喷气角度对流量调节的影响，另选取120°和150°喷气角作对比。从表1中可以看出，喷气角为非钝角时，流量减小量相近；喷气角增大为钝角后，流量进一步减小。但在120°～150°范围内，喷气角度的变化对流量调节效果的影响已经不大，并未出现一个最佳角度。

图3 不同喷气位置下导叶主流通道侧壁的马赫数云图Fig.3 Mach number distribution of main flow path sidewall of stator at different injection positions

图4 95%叶高截面叶栅通道马赫数云图Fig.4 Mach number distribution of 95%span in cascade path

图5 导叶中部及喉部喷气导叶尾缘马赫数云图(局部放大)Fig.5 Mach number distribution near stator trailing edge(local zoom-in)

图7给出了在喉部与主流成135°角喷气且喷气相对流量分别为1%～5%时，流量调节能力随喷气相对流量的变化。由图中可知，涡轮流量变化与喷气流量变化呈线性关系。从导叶入口流量变化来看，当喷气相对流量为1%时，导叶入口流量减小量为6.21%；当喷气相对流量为5%时，导叶入口流量减小量可达8.77%。

图8给出了不同喷气马赫数下涡轮流量的变化情况。从图中看，喷气马赫数从0.30逐步上升到0.95的过程中，流量变化基本保持恒定，可见喷气马赫数在亚声速范围内的变动基本不影响涡轮流量(本文未对超声速范围内的变动进行讨论)。

表2和表3分别给出了不同喷气总温及总压对涡轮流量的影响。需指出的是，本文出于探讨规律的目的，因此并未考虑真实的引气气源。由表2可知，提高喷气总温对于提高涡轮流量的调节能力有利，且喷气总温的提高意味着引入的射流与主流的能量接近，对于减小涡轮的掺混损失也有好处。但涡轮本身已属高温部件，因而喷气总温不能过高，需在涡轮承受范围内寻求平衡。表3表明，二次流总压的增大对流量调节的效果并不明显，而且涡轮膨胀比的增大还可能带来更大的效率损失，这对于涡轮气动性能而言将是得不偿失。损失的具体量级则有待进一步的研究。

图8 不同喷气马赫数下的涡轮流量变化Fig.8 Variation of turbine flow capacity at different injection Mach numbers

表2 不同喷气总温下涡轮参数变化Table 2 Variation of turbine parameters at different injection total temperatures

4 结论

(1)涡轮流量对喷气位置非常敏感，涡轮喉部位置为喷气最佳位置，对涡轮喉部位置精确定位将对流量调节效果起到非常明显的改善作用。

(2)与主流成钝角喷气对涡轮流量的调节能力强于成锐角和直角的情况，但在钝角范围内喷气角度变化对流量的影响已经不大，并未出现一个最佳角度。

(3)喷气相对流量不大于5%的条件下，喷气相对流量与涡轮流量变化呈线性关系；涡轮导叶入口流量最多可减小约9%。

(4)喷气马赫数在亚声速范围内的变化对涡轮流量基本无影响。

(5)增大喷气总温有利于涡轮流量的调节，但增大喷气总压的效果并不明显，且增大的涡轮膨胀比可能造成更大的效率损失。

[1]方昌德.变循环发动机[J].燃气涡轮试验与研究，2004，17(3)：1—5.

[2]胡松岩.变几何涡轮及其设计特点[J].航空发动机，1996，3(24)：30—36.

[3]李 峰.变几何涡轮在战斗机发动机上的应用[J].国外航空，1978，(8)：13—20.

[4]Potential Improvements in Engine Performance Using a Variable Geometry Turbine[R].USA：American Air Force lab，1976.

[5]Latimer R J.Variable Flow Turbines[R].AGARD CP-205，1977.

[6]Stanley M N，John F K.Two-dimensional Cascade Test of a Jet-flap Turbine Rotor Blade[R].NASA TM-X-2183，1971.

[7]方昌德.流动控制技术在航空涡轮推进系统上的应用[J].燃气涡轮试验与研究，2003，16(2)：1—5.

[8]杨 旸.气动方式调节涡轮流量[D].北京：北京航空航天大学，2009.

[9]付 超.先进涡轮气动设计技术若干问题研究[D].北京：北京航空航天大学，2010.