高压涡轮导向器扇形叶栅试验及改进设计验证

朱兰，张剑，卿雄杰

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

高压涡轮导向器扇形叶栅试验及改进设计验证

朱兰，张剑，卿雄杰

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

对一高压涡轮导向器扇形叶栅进行试验，发现相邻测试叶片流场的周期性较差，给导向器气动性能试验评估带来极大困难。对试验件的数值模拟亦给出了相同结果。为提高试验评估精度，采用几何设计和数值模拟迭代的方法，对试验件进行了改进设计。对改进试验件进行的试验表明，高压涡轮导向器扇形叶栅通道内的周期性得到明显改善，该试验结果可较为准确地评估导向器的气动性能。

涡轮导向器；扇形叶栅；数值模拟；改进设计；试验验证；周期性

1 引言

随着现代航空发动机推重比和膨胀比的不断提高，高压涡轮导向器的气动负荷不断提高，叶片出口工作状态往往达到超声速状态，激波强度明显增强；同时，叶片采用大量冷气进行冷却，冷气与主气掺混显著；叶片二次流动显著增强，三维流动效应明显。以上现象造成叶片中的流动损失急剧增加，故快速获取高压涡轮导向器的损失特性，验证设计结果，缩短设计周期，具有十分重要的意义。

扇形叶栅试验是快速获取导向器损失特性的重要手段。通过扇形叶栅试验，获得涡轮导向器的损失特性和三维流动结构，可准确评价其性能指标和设计水平，验证涡轮气动设计模型精度，并为校核三维CFD软件提供准确数据[1-2]。

本文以一高压涡轮导向器扇形叶栅为研究对象，首次在叶片表面等叶高截面上布置大量测点，详细研究其流场结构及气动性能。但试验结果表明，相邻测试叶片流场周期性较差，无法有效验证导向器叶片性能。为解决这一问题，采用CFD软件对真实试验件进行了数值模拟，指导完成了试验件结构改进设计和补充加工，并完成了改进后的试验验证。

2 试验

2.1 试验件

某高压涡轮导向器由32片叶片组成，设计状态导向器出口绝对马赫数为1.05。受试验设备能力限制，试验件(图1)由4个完整真实叶片、2个半叶片构成。测量表面静压分布的A、B两组叶片，其结构差异见图2。测量叶片由两半加工组成，其中A叶片在压力面对开，B叶片在吸力面对开，以便准确测量A叶片压力面静压和B叶片吸力面静压。为详细研究扇形叶栅流场细节，在根(10%)、中(50%)、尖(90%)三个截面布置76点，缘板布置60点，进出口截面布置148点用于静压测量。在导向器扇形叶栅出口截面(X=0.07 m)，详细测量叶片出口流场。

图1 扇形叶栅试验件Fig.1 Sector cascade section

2.2 试验设备和测试

试验在中国燃气涡轮研究院超、跨声速平面叶栅风洞中进行[3]。该设备是一座暂冲吹入大气式超、跨声速平面叶栅吹风试验器，通过叶栅出口特设的调节凸块，调节出口流场径向压力梯度，以模拟导向器出口真实流场。可进行不同出口马赫数和不同冷气流量比下，扇形叶栅的气动性能测量。

图2 测压叶片示意图Fig.2 Blades for pressure measurement

扇形叶栅试验测试内容：①测量不同状态下扇形叶栅各种损失沿叶高的分布；②测量不同状态下扇形叶栅出口静压、气流角等沿叶高的分布；③测量不同状态下扇形叶栅出口气流角、总压、静压等沿周向的分布(由二维位移机构带动五孔压力探针[4]，在出口流场测量截面上沿周向2个栅距、叶高方向12个截面测量)；④测量不同出口压力梯度条件下扇形叶栅性能参数变化。

3 试验结果及分析

3.1 试验结果

试验测量了导向器扇形叶栅根部出口等熵马赫数Ma2hwav=0.70、0.80、0.90、1.00、1.10、1.20状态下，两组叶片根、中、尖截面表面的等熵马赫数分布，及上、下缘板静压。本文只分析Ma2hwav=1.10状态。

图3 A、B叶片表面等熵马赫数分布Fig.3 Comparison of the isentropic Mach number distribution on blade A and blade B surface

Ma2hwav=1.10时，A叶片和B叶片根、中、尖截面表面的等熵马赫数分布对比如图3所示。可见，A、B叶片各测量截面的峰值马赫数相差较大，尤其是叶尖截面相差近0.43。B叶片等熵马赫数峰值最高值出现在尖截面，接近1.85；A叶片等熵马赫数峰值最高值出现在中截面，接近1.70。B叶片的工作状态明显高于A叶片。同时，该导向器扇形叶栅试验状态为Ma2hwav=1.10，试验结果反映出导向器各截面峰值马赫数均异常偏高。综上所述，导向器扇形叶栅未能保证流场周期性，同时测量的两个叶片工作状态均比设计状态高。

图4是在上、下缘板测量的槽道等熵马赫数分布。可见，在上、下缘板，B叶片吸力面喉部后均存在较强激波，峰值马赫数均达到了1.60左右；A叶片吸力面喉部后激波明显减弱，且下缘板峰值马赫数比上缘板高。这与图3反映的叶片载荷分布一致，表明A、B叶片的流场周期性均较差。

图4 槽道等熵马赫数分布云图Fig.4 Contours of isentropic Mach number distribution

导向器扇形叶栅试验测量结果是否可靠、有效，其前提条件是试验件通道中的流场信息具有周期性。通过本次试验结果可知，该导向器扇形叶栅通道中流场周期性较差，试验测量结果不能准确评估导向器性能。

3.2 结果分析

采用数值模拟，分析导向器扇形叶栅流场结构，并与试验结果对比。根据试验件真实形状，采用UG建立实体模型。采用ICEM CFD 12.0[5]划分四面体网格，在壁面划分了附面层，网格节点数403 245，网格单元数1 533 353，计算网格见图5。

图5 计算网格Fig.5 Computational grids

采用商业流体软件CFX 12.0[6]进行导向器扇形叶栅试验件的三维粘性数值模拟。进口给定总压、总温，出口边界给定静压沿径向分布，其余壁面均为无滑移、绝热壁面。调整出口静压，保证计算时根截面出口等熵马赫数与试验测量结果一致，约为1.10。

图6 A、B叶片表面等熵马赫数分布计算值与试验值对比Fig.6 Comparison of the isentropic Mach number distribution on blade A and blade B surface between computation and experiment

A叶片和B叶片根、中、尖截面的等熵马赫数分布和试验结果对比见图6。数值模拟结果表明，在各截面，B叶片峰值马赫数均比A叶片高，这与试验结果规律一致。在叶根截面吸力面，喉道前计算的等熵马赫数与试验结果吻合较好，峰值马赫数均比试验值高；在叶中和叶尖截面，A、B叶片吸力面峰值马赫数均逐渐降低。可见，数值模拟结果较好地反映了试验结果，有利于进一步发现造成扇形叶栅试验件流场周期性较差的原因。

图7为计算的试验件根、中、尖截面的马赫数分布云图。可见，试验件通道内，喉道前马赫数分布周期性较好，喉道后马赫数分布不具有周期性。自上往下，第二、第三个完整叶片分别是试验测量的B叶片和A叶片。在根、中、尖截面，B叶片喉部激波强度均明显强于A叶片。

综上分析，导向器扇形叶栅试验不能准确反映整环导向器中的流动，也不能通过其准确评价导向器性能。在导向器扇形叶栅试验件设计中，为引导出口气流流动，在两侧加了导流板。而导流板限制了导叶出口气流流动，对第一和第二个导叶的吸力面尾缘激波产生反射，扰乱了试验件中流场，破坏了流场周期性。因此，叶片数/通道数较少时，必须精心设计试验件两侧导流板的结构形式。

图7 试验件根、中、尖截面马赫数分布云图(计算)Fig.7 Contours of Mach number distribution

4 试验件改进设计及试验验证

4.1 改进设计

激波在固体壁面上的反射对叶栅出口流场的周期性有很大影响。为保证叶栅出口流场的周期性，在设计扇形叶栅试验件时，必须过滤掉激波。

为充分利用资源，在该试验件基础上用最小代价完成改进设计。将试验件两侧导流板在导向叶片尾缘轴向位置处截断(图8)，消除导流板对激波的反射，使扇形叶栅中流动尽量接近全环导向器中的真实流动。通过数值分析评判改进效果，从而达到一次即可加工完成、减少试验次数和经费的目的。

4.2 数值模拟

为真实模拟试验件中流动，三维分析模型按试验件真实实体建立，并考虑大气环境影响。整个试验件被包围在一有限大气环境中。采用CFX 12.0对改进后的扇形叶栅试验件进行三维流场分析。采用ICEM CFD 12.0划分四面体网格，网格节点数563 870，网格单元数1 663 512，计算网格见图9。

图8 改进设计后的试验件模型Fig.8 Test section model after improvement

图9 改进设计后的计算网格Fig.9 Computational grids after improvement

计算状态为Ma2hwav=1.10，进口给定总压、总温，外界大气采用opening边界，给定大气静压，其余壁面均为光滑、无滑移、绝热壁面。

A叶片和B叶片根、中、尖截面的表面等熵马赫数计算结果见图10。可见，在Ma2hwav=1.10状态下，改进导流板后叶片表面的等熵马赫数峰值基本降到了1.20以下，与基准叶栅设计结果基本相符。与原试验件计算的叶片表面等熵马赫数相比，峰值马赫数大幅降低。同时，A、B叶片各截面的表面等熵马赫数分布基本一致，只在峰值处有细微差异，最大相差约0.10。

图11为改进设计后，试验件根、中、尖截面的等熵马赫数分布云图。可见，自上而下，除第一个通道喉部位置处激波较强外，A、B叶片工作状态基本一致，在叶栅吸力面相同位置都有激波存在，且激波强度基本接近。在离叶片尾缘较近的轴向位置，周期性较好；随着出口位置离叶片尾缘距离的增加，周期性逐渐变差。由于出口凸块的影响，尖截面上流体速度在凸块处突变为0。

图12是改进设计后试验件出口X=0.05 m截面和测试截面(X=0.07 m)上的马赫数分布云图。可见，X=0.05 m截面叶栅出口马赫数分布具有一定周期性，X=0.07 m截面马赫数分布周期性逐渐变差。这是由于切除部分导流板后，叶片吸力面后的空气由于引射作用，逐渐掺混进入测试截面。

图10 改进设计后A、B叶片表面等熵马赫数分布(计算)Fig.10 Isentropic Mach number distribution of blade A and blade B surface after improvement

图11 改进设计后试验件根、中、尖截面马赫数分布云图Fig.11 Contours of Mach number distribution after improvement

图12 改进设计后试验件出口截面上的马赫数分布云图(计算)Fig.12 Mach number distribution contours at different outlet cross section after improvement

综上所述，改进后扇形叶栅试验件能较为真实地反映全环导向器叶栅中流动，A、B叶片所在通道区域流场周期性明显改善，满足改进设计要求。

4.3 试验验证

按照三维粘性分析结果，对原扇形叶栅试验件结构进行了补充加工，切除了导向器尾缘轴向位置以后的导流板，出口总压、总温和马赫数测量截面与原试验件测量位置相同。在设备上重新进行试验。

图13为改进设计后Ma2hwav=1.10下，A、B叶片表面等熵马赫数试验值与计算值对比。可见，A、B叶片的三维粘性计算结果与试验结果均吻合较好。试验测量的叶片表面等熵马赫数峰值均低于1.21，较改进前的1.80大幅降低，激波强度明显减弱，证明该涡轮导向器设计比较合理。在Ma2hwav=1.10下，有效控制了激波强度。试验测量的A、B叶片表面等熵马赫数分布相似，峰值马赫数相差在0.10范围内。试验件通道中周期性较好。

图13 改进设计后A、B叶片表面等熵马赫数分布计算值与试验值对比Fig.13 Comparison of the isentropic Mach number distribution on blade A and blade B surface between computation and experiment after improvement

图14为出口马赫数分布云图，可见图12(b)的与此基本一致，数值结果较好地预测了试验结果。

综上所述，该高压涡轮导向器扇形叶栅试验件在切除两侧的导流板后，消除了导流板对激波的反射和对流场的限制，通道中激波强度大幅减弱，明显改善了通道中流场周期性，准确获得了导向器根、中、尖截面的载荷分布，改进设计取得良好效果。

图14 改进设计后出口马赫数分布云图(试验)Fig.14 Mach number distribution contours at outlet after improvement

5 结论

(1)通过导向器扇形叶栅试验件结构改进设计，明显改善了扇形叶栅流场的周期性，获得的试验结果能准确评价该涡轮导向器的性能。

(2)在通道数较少的情况下，必须精心设计导向器扇形叶栅试验件两侧导流板的结构形式，以保证较好的流场周期性。

(3)通过该涡轮导向器扇形叶栅试验件改进设计，积累了扇形叶栅试验件设计经验，为其他类似试验件设计提供了技术支持，为快速、可靠评估导向器性能奠定了技术基础。

[1]陈绍文，陈浮，徐文远，等.变攻角下低压涡轮导向器二次流的实验研究[J].燃气涡轮试验与研究，2005，18 (4)：15—19.

[2]卫刚，王永明，王松涛，等.高性能低压涡轮设计与试验[J].燃气涡轮试验与研究，2013，26(2)：6—11.

[3]姜正礼，凌代军，王晖.高压涡轮导向器扇形叶栅试验研究[J].燃气涡轮试验与研究，2006，19(1)：17—20.

[4]张晓东，姜正礼，赵旺东.五孔探针在涡轮导向器出口流场测量中的应用[J].燃气涡轮试验与研究，2010，23 (4)：44—48.

[5]Guide to the ICEM CFD Documentation[M].Canonsburg：ANSYS Inc.，2010.

[6]Guide to the CFX Documentation[M].Canonsburg：ANSYS Inc.，2010.

Experiment and Improved Design Verification on the Sector Cascade of High Pressure Turbine Nozzle

ZHU Lan，ZHANG Jian，QING Xiong-jie
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

An experiment of the sector cascades of high pressure turbine nozzle without expected periodici⁃ty of flow fields brings difficulty to evaluate the aerodynamic performance of guide vane.The simulation re⁃sults verified this characteristic of nonperiodicity.In order to improve the accuracy of experiment assess⁃ment,the improved design of the test section was carried out by means of iteration between geometry design and numerical simulation.The experiment results of improved specimen indicate that the periodicity is obvi⁃ously improved in the sector cascade channels of high pressure turbine guide vane.The experiment results can be used to evaluate the aerodynamic performance of guide vane.

turbine nozzle；sector cascade；numerical simulation；improved design；experiment verification；periodicity

V 211.7；V235.11+3

：A

：1672-2620(2014)05-0019-06

2013-09-26；

：2014-08-19

朱兰(1983-)，女，四川苍溪人，工程师，硕士，主要从事航空发动机涡轮部件气动设计。