低压涡轮导向叶片平面叶栅试验及数值模拟

刘建明，王东，马永峰

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

低压涡轮导向叶片平面叶栅试验及数值模拟

刘建明，王东，马永峰

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

刘建明(1984)，男，工程师，主要从事平面叶栅、扇形叶栅、涡轮级性能试验及数值模拟研究工作。

基于低压涡轮导向叶片平面叶栅设计性能的研究，进行了平面叶栅试验，并采用商用CFD软件NUMECA建立了平面叶栅3维计算模型，得到了各性能参数随出口等熵马赫数的变化曲线、叶片表面等熵马赫数分布曲线、以及S1流面等熵马赫数分布。计算与试验结果表明：数值模拟结果与试验结果吻合较好；本叶栅具有后加载特性，亚声速段的损失较小；在设计工况时流动状态较好，流道中没有出现超声速区和激波现象。

平面叶栅；涡轮；导向叶片；试验；数值模拟

0 引言

平面叶栅吹风试验是获得叶栅速度及攻角特性的常规试验手段。通过试验可以方便、经济、快速，并详尽地研究平面叶栅中的基本流动现象，如叶片表面马赫数分布，激波的强度、形状、位置，激波与附面层的相互作用等[1]。随着计算机技术和数值模拟技术的发展，数值模拟越来越多地应用于叶片机内流场研究。试验和数值模拟相辅相成，试验研究可以对数值分析程序尚不能准确处理的问题提供详实的原始数据积累[2]，而数值模拟则可以得到试验过程中很难捕捉的试验现象，并指导试验。试验和数值模拟技术相结合广泛地应用于叶栅研究[3-8]。叶栅数值模拟常用的软件有NUMECA、FLUENT、CFX和MISES[9]等。

本文为验证本叶栅的设计性能，并为进行大子午扩张角导向叶片的设计积累设计经验，进行平面叶栅试验分析和研究。

1 试验设备及试验件

试验在近声速平面叶栅风洞试验器上进行。压缩空气通过进气阀流经进气段、扩散段、稳流段、收敛段，最后进入试验段。

试验件叶栅及叶型参数见表1。

表1 叶栅及叶型参数

表中：t为栅距；b为弦长；β1k为进口构造角；β2k为出口构造角；i为设计攻角。

出口等熵马赫数Ma2ad设计值为0.676。在攻角范围内(-30°～＋10°，间隔为5°，包括设计攻角)进行该平面叶栅变Ma2ad(其范围为0.4～1.1)的试验。

2 计算建模

采用NUMECA软件进行建模计算，选用Spalart-Allmaras一方程湍流模型求解雷诺平均N-S方程的雷诺应力。计算边界条件包括进口边界、出口边界、周期性边界和固壁边界。进口边界给定总压、总温、湍流黏性和气流方向，出口给定平均壁面静压，壁面条件为无滑移和绝热。计算模型如图1所示。

图1 计算模型

3 结果及分析

3.1 总压恢复系数

图2 σ-Ma2ad曲线

3.2 能量损失系数

涡轮平面叶栅的能量损失系数ζ为

式中：p2为平面叶栅出口壁面静压；k=1.4。

ζ随Ma2ad变化曲线如图3所示。由图可见，随着Ma2ad的增加，ζ的变化趋势为先减小后增大。在Ma2ad＜0.8范围内，随着马赫数的增加，叶片表面附面层逐渐变薄导致附面层所带来的能量损失越来越小；当0.8＜Ma2ad时，叶片尾缘附近有激波生成，使得能量损失增加。

图3 ζ-Ma2ad曲线

3.3 负荷系数

涡轮导向叶片的负荷系数反映气流膨胀、转折能力的大小。在平面叶栅试验中，此参数表示变工况时叶栅负荷变化的特性。负荷系数Cu表示为

式中：λ1、λ2分别为进、出口速度系数；β1、β2分别为进、出口气流角。

通过Cu－Ma2ad曲线可以看出，计算值与试验值比较接近，如图4所示，Cu随Ma2ad的增大而增大。随着Ma2ad的增大，气流在斜切口膨胀，当相邻叶片尾缘发出的最后1道膨胀波打到尾缘时，其反压再降低也不能改变叶片上的压力，因而叶片压力不再增加，此时就达到了极限负荷。从图4中可见，在试验范围内（Ma2ad≤1.1），不能得到极限负荷。

图4 Cu-Ma2ad曲线

3.4 阻塞马赫数

当叶栅流道进入阻塞状态后，其栅前来流进口马赫数Ma1也不再增加，并达到最大值，此时Ma1称为栅前阻塞马赫数。在设计攻角下，Ma1随Ma2ad的变化曲线如图5所示。通过曲线外插值得到设计攻角下阻塞马赫数试验值为0.3406，计算值为0.3124，2者比较接近。

3.5 临界马赫数

图5 Ma2ad曲线

临界马赫数Macr是指叶片叶背表面气流等熵速度达到声速时所对应的出口等熵马赫数。在所试攻角下，根据试验测量得到各个出口等熵马赫数下叶背表面等熵马赫数分布，找出最大的马赫数，从而得到最大马赫数（Mamax）随出口等熵马赫数的变化曲线，再通过插值得到当Mamax=1.0时的Ma2ad值。Mamax随Ma2ad变化曲线如图6所示。由图可见，叶栅在设计攻角时，Macr的试验值为0.805，计算值为0.775。在设计攻角时，Macr与设计等熵马赫数之间存在较大裕度。

图6 Mamax-Ma2ad曲线

3.6 出口气流角

出口气流角β2对涡轮速度三角形、攻角设计、流量确定具有重要意义。β2随Ma2ad的变化趋势如图7所示，由图可见，β2先随Ma2ad的增大而减小，且趋势较缓；当Ma2ad达到一定值时，随Ma2ad的增大而增大，且趋势较快，原因是超临界以后，叶栅流道内有激波产生，气流穿过激波发生了转折，气流角出现较明显的变化。

图7 β2-Ma2ad曲线

3.7 叶片表面等熵马赫数

在设计攻角下，Ma2ad=0.676、Ma2ad=0.8、Ma2ad=0.9、Ma2ad=1.0时叶片表面等熵马赫数Mas分布曲线（p表示叶盆，b表示叶背），分别如图8～11所示，由图可见，随着马赫数的增大，速度峰值位置向后移动，但变化不大。叶背速度峰值位置靠近尾缘，大约在0.8～0.9倍轴向长度的位置，表明为后加载。由于叶片吸力面后段采用了较大的曲率，即较大的尾缘弯折角δ（可达15～30°），使得峰值马赫数随Ma2ad的增加而增加，而其峰值位置靠后，且变化不大，从而保证了亚声速段有较低的损失[10]。尾缘弯折角如图12所示，其定义为喉宽叶背端点(切点)处的切线和尾缘小圆与叶背曲线的切点处的切线间夹角，本叶栅的尾缘弯折角δ=20°。

图8 Ma2ad=0.676时Mas分布曲线

图10 Ma2ad=0.9时Mas分布曲线

图11 Ma2ad=1.0时Mas分布曲线

3.8 S1流面等熵马赫数

在Ma2ad=0.676、Ma2ad=0.9、Ma2ad=1.0时，S1流面等熵马赫数分布如图13～15所示，左图为试验值，右图为计算值。试验结果用流道端壁等熵马赫数近似代替，计算结果为叶高50%处的流道值）。从图中可见，计算结果与试验结果的一致性较好。从图13中可知，在设计工况下，流道处于亚临界流动状态，动状态较好，没有出现超声速区和激波现象。从图14、15中可见，当Ma2ad=0.9时，叶背表面存在超声速区；当Ma2ad=1.0时，超声速鼓包较大，说明生成的激波较强，激波与附面层干扰作用的损失明显增加。从图13～15中还可见，栅前气流进口速度较低，流道内叶背的大部分区域是降压增速运动，沿叶背速度变化相对平稳。

图12 尾缘弯折角

图13 Ma2ad=0.676时S1流面等熵马赫数

图14 Ma2ad=0.9时S1流面等熵马赫数

图15 Ma2ad=1.0时S1流面等熵马赫数

4 结论

（1）设计性能表明，总压恢复系数、能量损失系数、负荷系数、阻塞马赫数、临界马赫数、出口气流角随Ma2ad变化趋势的计算与试验结果吻合较好。

（2）叶栅为亚声速后加载叶栅，吸力面后段采用了较大的尾缘弯折角，使得峰值马赫数随Ma2ad的增加而增加，而峰值位置靠后且位置变化不大，从而保证叶栅亚声速段有较低的损失。

（3）叶栅在设计工况下整个流道处于亚临界流动状态，且没有出现超声速区和激波现象。

（4）计算结果与试验结果比较吻合，表明数值模拟在预测和验证叶栅的性能以及指导试验和节省试验经费等方面具有重要作用。

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Experimentand Numerical Simulation of Low Pressure Turbine Guide Vane Planar Cascade

LIU Jian-m ing,W ANG Dong,MA Yong-feng
（AVICShenyangEngineDesignandResearch Institute,Shenyang110015,China）

The planar cascade experiment was executed based on the design performance investigation of low pressure turbine guide vane planar cascade.The threedimensional calcultationmodel of the planar cascadewas builtby the commercial CFD software NUMECA.The variational curves of each performance parameterwith the outlet isentropic Mach number,the isentropic Mach number distribution curves of the vane surface and the distribution nephograms of the isentropic Mach number of S1 flow surface were obtained.The calcultation and experiment results show that the simulation results accord wellwith the experimental results.The cascade has the aft-loaded characteristic.The loss in the subsonic section is low.The flow state iswell,and no supersonic section and shock wave exist in the flow channelunder design condition.

planar cascade;turbine;guide vane;experiment;numerical simulation

2012-09-21