涡轮设计方法改进研究

权少宁 范小明

（1.西安航空职业技术学院，陕西 西安710089；

2.西安航空动力股份有限公司客户服务部，陕西 西安710021）

涡轮设计方法改进研究

权少宁1范小明2

（1.西安航空职业技术学院，陕西 西安710089；

2.西安航空动力股份有限公司客户服务部，陕西 西安710021）

首先从涡轮总体设计性能要求出发，运用流线曲率法设计涡轮子午流道，并获得设计所需的气流速度三角形；然后运用课题组开发的“十四”参数法[1]进行二维叶栅设计，由参数曲面完成三维叶片造型以及构建涡轮特征模块化体系进行网格划分；最后得到可直接用于计算的网格。设计过程表明，经过改进后的设计方法可方便、快捷的完成涡轮设计。

涡轮设计；流线曲率法；S2流面

1 引言

随着燃气涡轮发动机的迅速发展，发动机的核心部件涡轮的设计，不仅在叶片结构表达方面，而且在设计周期方面也提出更高的要求。因此，常规的涡轮设计体系已经不能满足涡轮设计的需要。本文在现有设计体系的基础上，利用课题组开发的造型体系、涡轮特征模块化的网格划分体系，改进了常规的涡轮设计方法。并完成了常规涡轮的验证性设计，经过试验表明，改进后的设计体系能够满足工程需要。

2 改进的涡轮设计体系

本设计体系采用NUBURS曲线进行平面叶栅设计，并运用参数化的思想，进行叶片的叶型积叠造型。由于可自由控制叶片计算域，易于完成网格模块和网格的划分。因此获得的网格可直接用于全三维有粘计算分析。

在叶栅造型方面，由于是利用NURBS的14参数法设计思想，方法简单易行。并且在参数控制上有较好的裕度。

在从平面叶栅到三维叶片的积叠控制上，可以选前缘圆弧圆心、尾缘圆弧圆心、最大内切圆圆心、形心或其它点为参考点，沿选用的积叠线进行积叠。因此，能够更好的控制与描述叶片的弯、扭、掠等形状特征。

在计算网格的划分方面，采用涡轮叶片特征部件的专门划分体系， 即对叶片前缘、尾缘、主流区采取确定的分块策略，利用开发的网格划分体系完成各个块的网格划分，并且可以直接用于计算。

改进后的涡轮设计体系与原体系相比，能方便的进行平面叶型设计以及叶片造型，尤其是自动网格划分。所以，可以高效的进行设计调整改进，直到获得满足设计要求性能的叶片。

图1 涡轮设计体系

2.1 子午流道设计

设计以两级常规涡轮总体性能参数为基础，通过控制各叶片进口叶片排环量，通过S2流面计算程序可以求的各级的气流速度三角形和其他的气流参数，初步获得设计平面叶栅数据。叶栅通道采用等中径方法，由载荷系数和进口条件可分别确定通道进口内、外半径。

表1列出了设计的两级常规涡轮，通过S2流面计算所得总体性能参数。图2是基元级速度三角形的示意图。

表1 设计涡轮总体性能参数

图2 基元速度三角形示意图

2.2 S2流面设计计算

首先根据发动机总体性能对涡轮的要求，初步给定子午流道尺寸、进口参数及环量分布规律等，预估参考的子午流线速度。然后经过多次S2流面调整，在满足涡轮功率、效率的要求下，获得涡轮各叶片排进出口沿径向截面的速度三角形、气动热力参数、级参数和涡轮性能参数。

在S2流面的计算中，需要求解涡轮叶片排之间流场的径向平衡方程，包括径向分速、流线及熵的径向变化。其子午面流场在轴向间隙中，沿任意方向y的速度梯度方程运动方程为：

式中，

式中Cm为子午分速度， 为Cm与轴线的夹角， 两叶排间轴向间隙与半径方向的夹角，rm为曲率半径。

2.2.1 环量的确定

良好的环量分布可以提高级性能，包括降低叶栅的二次流损失，减小动叶顶部漏气损失，提高做功能力，改善动叶成型及振动性能。更重要的是它能够提高级的根部反力度，降低根尖反力度差，改善级的变工况性能。

图3 环量沿径向的分布

图4 反力度沿径向的分布

涡轮平均反力度高则效率高，但反力度变化剧烈，功沿径向的变化梯度过大，会带来大的流动损失造成效率降低。本文设计中，采用了接近等反力度的叶片设计，并且沿径向的变化梯度也较小。平均半径处的反力度在0.2～0.4之间，并且符合要求。

2.2.2 损失模型的使用

为了设计出高效率的叶轮机械，必须考虑气流经过叶片排的损失。由于在解径向平衡方程时，熵梯度和焓梯度都要依赖于出口速度，速度对计算结果影响较大。因此由每次迭代速度得到的马赫数和叶片排的气流角为自变量，根据选用的损失模型，获得该马赫数下的损失系数。在此基础上求其它气流参数，循环迭代直到收敛。

所采用的Dunham & Came模型是基于当时的实验研究结果由Dunham & Came从Ainley & Mathieson发展来的。主要考虑的叶型损失、二次流损失和叶尖间隙损失，计算上述三种损失时，需要给定叶片进出口气流角、马赫数和雷诺数，在每次迭代计算时这些参数均可以通过S2流面计算求得。

由于考虑到叶型二次流及间隙损失，可以看出在叶片根部、顶端的恢复系数较小，损失较大。并且可以看出涡轮级第5、7级的损失较大，第4、6级为静叶，第8级流道为损失较小，其余的都为1 ，与事实符合。

图5 总压恢复系数沿径向的分布

2.3 二维叶型表达

根据S2流面的初步设计，可以获得子午截面参数以及叶型的角度和弦长参数，其他参数要综合考虑才能选取。在14个独立参数确定后，叶型五个关键点C1、K1、C2、K2、S（分别为前、尾缘圆弧起、止点与喉道点，图6(b））及该点型线的斜率即可得出；同时最大内切圆位置亦可确定。其中图6(a)较全面地给出了涡轮叶栅轮廓与涡轮造型参数之间的关系，图6(b)给出了最大内切圆位置，前缘圆弧与最大内切圆之间用相切的圆弧连接，通过迭代计算可以得到最大内切圆上的两个切点Tk和Tp。

在获得图6（b）所示关键点及其对应的切矢量之后，前尾缘、C1与Tp之间及K1与Tk之间采用二次NURBS圆弧曲线连接。对于C2与S、S与Tp以及Tk与K2之间的三段曲线，根据各起始点及其对应切矢量分别求得各交点P1、P2、P3，取各点相应的权因子为1.0，获得三段二次NURBS曲线。最后采用 NURBS曲线组合算法对整个叶片截面线进行统一表达。

图6 涡轮叶栅轮廓线

2.4 三维叶片成型

根据二维成型的叶型，沿径向插值确定积叠所需的叶根、叶中和叶尖叶型参数，插生成多个叶型截面，沿确定的积叠规律和积叠线，生成三维叶片体。

考虑到离心力对其各自的影响的不同，静子叶片采用的是以最大内切圆圆心为积叠参考点的积叠；而转子叶片则采用形心为参考进行积叠的。

图7 静叶积叠型面

图8 静叶实体

图9 动叶积叠型面

图10 动叶实体

2.5 计算网格划分

在常规的涡轮设计体系中，生成实体模块以后，计算前处理过程中，计算域网格的划分会耗费大量的人力、物力，结果也不太理想。并且设计过程中还需反复调整修改，然后再进行计算，工作量会更为繁重。改进后的设计体系针对涡轮流场计算域采用特征模块的分块方法，将整个流场区域参数化，按照涡轮部件标准的网格划分策略，利用开发的网格划分体系，对流场计算域自动进行网格划分。

图11 涡轮叶片网格划分策略示意图

图12 第一级静叶实体

通过自动的网格划分体系生成的网格，可以直接进行计算；若有缺陷或不足，可以在网格预处理软件中稍加调整。这样节省了时间，大大缩短了涡轮设计周期。

2.6 计算结果分析

本文针对设计出的一级涡轮叶片， 采用商用 CFD软件Fluent对生成的该级涡轮模型进行三维粘性数值计算。

涡轮静叶性能见图13和图14。叶片表面几何形状过渡非常光滑，又由于流动是顺压力梯度，整个流场内的流动都很顺畅。静叶出口马赫数接近 1.0，工作在堵塞状态，基本达到设计要求；叶背出现了明显的膨胀区和加速区，使得流体在通道内得到很好地加速，并且效果良好。

图13 涡轮静叶马赫数分布图

图14 涡轮静叶流场分布图

动叶性能见图15和图16，静叶内流动与动叶进口流动衔接很好，虽然叶背处存在一个不明显的膨胀加速区，但无激波出现。从图20的转子流场总温分布图中可以看出，总温随着流向的变化梯度比较均匀。因此，转子做功效果也比较理想。

图15 涡轮动叶马赫数分布图

图16 涡轮动叶总温分布图

在整级性能方面，通道内流动顺畅，没有出现分离和倒流；在静叶尾缘和动叶前缘无激波出现，损失较小；流体在导向器中的加速、在转子中的做功效果亦较好。整级涡轮的效率为0.90，导向器叶片总压恢复系数约0.97，效率和功率都满足了设计要求，达到了预期设计效果。

3 结论

（1）改进了三维成型体系。将NURBS方法用于叶型以及叶片的参数化表达，参数调整方便，并且在该体系下易于指定和划分流动边界、流动区域。

（2）发展了涡轮网格划分方法。根据涡轮叶片流场计算特征建立特征模块，在计算域内自动划分流块，实现网格的自动划分，大大缩短设计周期。

（3）设计方法基于流线曲率法的可控涡设计技术，需要反复调节叶片环量分布与给定参考速度，高压级与低压级等的匹配关系，必须综合考虑这些因素，才能获得较好的结果。

（4）利用改进的设计方法对一级涡轮模型设计经过CFD性能计算验证，与流线曲率法设计结果比较符合并且性能良好。表明该方法能够满足工程需要，可以设计出性能良好的涡轮。

[1] 孟军强,钟易成.基于NURBS的涡轮叶片设计及其性能分析[C].中国航空学会第六届动力年会论文集(上), 2006.11.

[2] [俄]B.M.阿洛诺夫,等著.航空燃气涡轮叶片的造型[M].北京:国防工业出版社,1980.

[3] 航空发动机设计手册(第 10册)[M].北京:航空工业出版社,2001.

[4] 航空发动机设计手册(第 9册)[M].北京:航空工业出版社,2001.

[5] 彭泽琰,刘刚.航空燃气轮机原理(上)[M].北京:国防工业出版社,200.9.

[6] 刘高联,王甲升主编.叶轮机气体动力学基础[M].北京:机械工业出版社,1983.6.

[7] 张惠民.叶轮机械中的三元流理论及其应用[M].北京:国防工业出版社,1984.5.

[8] 苏士甄,等.叶轮机械原理[M].北京:清华大学出版社,1991.10.

RESEARCH ON AERODYNAMICS DESIGN SYSTEM OF GAS TURBINE

Quan Shao Ning Fan Xiao Ming
(Xi”an Aeronautical Polytechnic Institute,Xi”an,710089,China;)
(Xi”an Aero- Engine PLC,Xi”an,710021,China)

From the total desire of turbine，Based on the meridional streamlinecurvature method which is widely used in the design and performance analys of turbomachinery ,design flow channels.Through this process, also can get the triangle of airflow speed. Next using the method of “fourteen” parameter design planar blade，also the three-dimensional blade is expressed as parameter .The end,Using the special griding system can generation grid easily. The designing process of turbine show that this system can be used to design turbine efficieny.

Turbine design; Steamline-curvature method;S2 flow surface

V235.1

A

1008-1151(2011)08-0147-03

2011-05-17

权少宁（1981－），男，陕西扶风人，西安航空职业技术学院航空维修工程系教师，从事航空发动机维修工程；范小明（1982 －），男，四川资中人，供职于西安航空动力股份有限公司客户服务部，从事航空发动机外场服务。