带导流片的径向预旋系统流动结构数值研究

张建超，王锁芳

(南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016)

带导流片的径向预旋系统流动结构数值研究

张建超，王锁芳

(南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016)

为探索提高预旋温降的途径，在光滑共转腔径向预旋结构的基础上，设计了一种共转腔内带导流片的径向预旋结构。对这2种模型开展数值模拟，得到预旋系统内部流场。通过研究得到以下结论:在径向预旋结构中设置导流片可以提高预旋温降，对提高发动机性能有重要意义;导流片的结构尺寸对温降有较大影响;导流片模型和光滑共转腔模型流场的主要区别在共转腔内，对导流片上游的影响范围有限;导流片将流经导流片间的流体整流到旋流比接近1，其间周向相对速度较小;哥氏力对导流片间的流动结构有重要影响。

径向预旋;导流片;流场;航空发动机

现代航空发动机涡轮转子叶片的冷却空气通常采用预旋结构进行供气。冷气引自压气机，通过空气系统通道引到预旋喷嘴。预旋喷嘴是一组叶栅或斜孔，其出口的方向与下游涡轮盘的旋转方向一致，在预旋喷嘴内气流经过膨胀加速静温降低，同时相对涡轮盘的相对速度也降低，降低了热端部件感受到的相对总温，即对冷气产生“冷却”，从而提高对热端部件的冷却效果。

预旋喷嘴出口气流除具有很大的周向分速度外，还具有相对较大的轴向或径向分速度，据此将预旋系统分为轴向预旋系统和径向预旋系统。目前研究人员主要针对轴向预旋系统开展工作。Geis、Dittmann等［1－3］研究了直导式预旋系统的温降特性。Chew等［4］研究了预旋系统的综合性能。Karabay等［5］针对盖板式预旋系统进行了理论分析，通过数值模拟和实验研究获得了相对准确的理论计算式。Lewis等［6－7］分析了直导式预旋系统流动与换热的机理，并就预旋喷嘴径向位置变化对预旋系统性能的影响进行了数值计算。Ciampoli等［8］对直导式预旋系统进行了非稳态数值模拟。国内的王锁芳等［9］针对直导式预旋盘腔研究了预旋进气径向位置、盘间距等几何因素对换热的影响，并开展了对预旋降温和流阻规律方面的研究。何振威［10］、朱晓华［11］等研究了简化盖板式预旋系统的温降和流阻特性。Leland［12］提出一种有别于传统轴向预旋系统的径向预旋结构，采用径向向低半径位置吹气的方法进行预旋，通过导流盘将气流引入涡轮动叶根部，但没有说明其特性。

本文简化了航空发动机的径向预旋结构，对带光滑共转腔的径向预旋系统(以下简称光滑共转腔模型)进行了数值方法验证，并设计了一种共转腔内带导流片的改进径向预旋结构(导流片模型)。通过数值计算获得2种模型的内部流场，对比分析导流片模型改善预旋性能的机制。

1 计算模型与数值方法

1.1 计算模型

本文研究的径向预旋系统如图1所示。

图1 光滑共转腔模型和导流片模型

图1(a)为径向预旋系统结构示意图，上游引自压气机的冷气在预旋喷嘴内膨胀加速后进入预旋腔，供气导流盘上开接收孔，安装在旋转盘轴上与旋转盘轴一起旋转，气流穿过接收孔进入导流流道，最终从冷气出口进入涡轮叶片。图1(b)为本文数值模拟与模型试验采用的简化模型。预旋系统的几何参数如图所示，预旋系统的内外半径分别为a=40 mm，b=80 mm，预旋进口位置安装有24个预旋喷嘴，径向位置Rp=rp/b=0.675，预旋角θ=20°;预旋腔宽度L'/b=0.175。进气导流盘安装在旋转部件上，与轴和旋转盘之间构成共转同心轴和共转盘腔，在预旋喷嘴正对的位置有24个接收孔，其进口径向位置Rb=rb/b=0. 575;同心轴段长L/b=0. 5;冷气出口径向位置Ro= ro/b=0.937 5;共转同心轴和共转盘腔的间距均为G=srr/b=0.062 5;预旋喷嘴、接收孔及冷却出口的面积比为Ap∶Ab∶Ao=1∶28.4∶7.1。图1(c)为导流片模型示意图，导流片是径向直导流片，在轴向上充满共转腔，导流片厚度固定，数目N=48，由径向安装位置rdf和长度ldf约束结构。

1.2 数值方法

本文研究的模型结构具有轴对称性，为减小计算量选取模型1/24的流体域作为计算域，建立三维计算模型。采用四面体网格进行网格划分，壁面和进出口位置用三棱柱网格进行局部加密(如图2)。经过网格独立性试验，选定22万左右的网格进行计算。采用Fluent软件对研究对象进行稳态模拟，选用Renormalization Group k－ε (RNG k－ε)双方程湍流模型加标准壁面函数，壁面y+在40～70之间;密度、动量、湍动能、湍动能耗散率以及能量的离散格式均为一阶迎风;压力－速度耦合采用Semi－Implicit Method for Pressure Linked Equations(SIMPLE)算法;解收敛的标准是连续性方程残差精度小于10－4，能量方程残差精度小于10－6，其他各方程残差均小于10－3，重要物理量的残差变化趋于平直。

图2 网格示意图

1.3 边界条件

预旋进口为压力进口边界，给定总压，在柱坐标系里给定气流方向的径向和切向分量，使气流沿预旋喷嘴进入转静腔，冷气出口为压力出口边界。

在相同边界条件下对2种模型分别进行计算。

1.4 数值方法的验证

定义无量纲温降、无量纲压降分别为

式中:cp为空气的定压比热;为预旋孔进口处空气的总温;T*out，r为出流孔进口处空气的相对总温; rb为接收孔径向位置;ω为转盘旋转角速度。

图3为径向预旋系统结构的无量纲温降随旋转雷诺数变化的计算值与相同尺寸的模型在相同工况下试验值的对比，结果表明二者的变化趋势一致且数值上最大相对误差不超过20%，因此计算方法可行，本文的数值模拟均采用上述计算方法。

图3 径向预旋结构温降计算值与试验值的对比

2 计算结果分析

2.1 计算结果与流场分析

图4是预旋温降随导流片尺寸的变化曲线，图中粗实线是光滑共转腔模型在相同条件下的温降。可以看出:对大多数导流片尺寸而言，导流片模型的温降要高于光滑共转腔模型。对于处于不同径向安装位置Rdf=rdf/b的导流片模型，预旋温降均随着导流片长度的增加而增大。

以下对导流片数目N=48，导流片径向安装位置Rdf=rdf/b=0.625，长度Ldf=ldf/b=0.25的导流片模型(导流片正对出流孔)在给定条件下通过计算得到的内部流场，结合光滑共转腔模型的流场进行对比分析。

图4 预旋温降随导流片尺寸的变化曲线

图5是导流片模型和光滑共转腔模型的流线图。从图5可以看出:导流片模型和光滑共转腔模型的流动在进入共转结构的径流段前区别不大，主要区别在共转腔内;进入光滑共转腔时流体的周向速度大于旋转系，逐渐减小到和共转系相同，而后绝对速度低于共转系，即相对共转系反向旋转;在导流片模型里，流体的周向相对速度没有清晰的转折点，而是通过导流片和壁面构成的通道沿径向向高半径的出流孔输送，周向流动仅限于导流片间的局域，流出导流片后的流动与光滑共转腔相同。

图5 流线图(4个周期)

以下对2种模型的共转腔中截面上的物理场进行分析。

2种模型截面上的静温与静压分布类似，如图6所示，均呈分层分布，由低半径向高半径逐渐增大。导流片模型的共转腔和半径进口处均低于光滑共转腔，导流片通道出口的静温和静压均高于光滑共转腔模型，这种变化是因为旋转腔表面对流过的流体做功，提高了温度和压力。导流片模型中出流孔附近的温度和压力比光滑共转腔模型均匀。导流片通道两侧的压力略有不同，上游一侧的压力略高于同半径处的另一侧。

图6 静温和静压云图

光滑共转腔内从进口到出流孔的范围内，随着半径增加，旋流比逐渐减小。在导流片模型中，流体的旋流比随着半径的增加逐渐减小，进入导流片通道后流体和壁面进行功交换，使二者几乎同步旋转，整个导流片区域里旋流比均在1附近，而后又随半径的增加而减小。导流片出口附近的流动与光滑共转腔模型相比不太均匀，在周向上存在上下游的差别，如图7所示。

图7 旋流比分布

流体在旋转系里的相对运动诱发了哥氏力，如图8所示。由周向相对运动产生径向哥氏力，低半径处旋流比大于1，周向相对速度与旋转系转向一致，根据右手定则可知径向哥氏力沿径向的反方向，随着周向相对速度的降低径向哥氏力逐渐减小;旋流比小于1后，周向相对速度与旋转方向相反并逐渐增加，径向哥氏力也反向并逐渐增大。在导流片模型中，由于导流片通道内流体的周向运动被抑制，相对速度较小，使径向哥氏力也维持在较低的水平上。与光滑共转腔相比，导流片模型中高半径处流体受到的径向哥氏力远低于光滑共转腔，有利于减小供气压力损失。

图8 中截面上的哥氏力分布

流体的径向相对运动诱发了周向哥氏力。光滑共转腔里流体的径向相对速度始终指向高半径，周向哥氏力与旋转方向一致，能提高周向速度。在导流片模型中，径向运动先诱发周向哥氏力将流体推向上游的导流片，受到导流片阻碍后向高半径方向流动，从而影响通道内的速度分布，如图9(a)所示。从图9(b)也可以看出:速度型的峰值在离开壁面一小段距离处，相同半径处速度的分布并不均匀，同一模型里的相同周期内的2个导流片通道内的速度分布也不相同，同时沿轴向和周向均有较大变化，轴向上的速度极值在旋转盘表面，周向上的极值在右侧导流片通道的上游表面附近。

图9 导流片模型的共转腔内哥氏力对流动的影响

2.2 导流片模型提高预旋温降的原理

预旋系统出流孔处的相对总温可以表示为

可见Sr越接近1，流体在出流孔的相对总温越低，降温效果越好。对现代航空发动机而言，大多数工况下Sr均小于1。在径向预旋系统的共转腔内加装径向导流片后，导流片将穿过导流片间的流体加速到与共转盘腔接近同步，使其间的流体Sr趋近于1。此时，导流片出口半径以上流体的Sr虽然随半径的增加而降低，但与光滑共转腔模型相比仍有较大提高，从而降低了由周向相对速度产生的动温部分，提高了温降。

3 结论

本文用数值方法获得了共转腔带导流片的径向预旋系统的流场，并与光滑共转腔模型的流场进行对比分析。通过本文的研究，得到以下结论:

1)在径向预旋结构中设置导流片可以提高预旋温降，对提高发动机性能有重要意义。

2)导流片的结构尺寸对流场影响较大。

3)导流片模型和光滑共转腔模型流场的主要区别在共转腔，对上游的影响有限;导流片将流经导流片间的流体整流到旋流比接近1，其间周向相对速度较小。

4)哥氏力对导流片间的流动有重要影响。导流片抑制了周向相对速度，从而降低了径向哥氏力，有利于将流体沿径向输送到高半径处;周向哥氏力将流体推向导流片表面，进而在导流片间形成二次流。

［1］Geis T，Dittmann M，Dullenkopf K.Cooling air temperature reduction in a direct transfer preswirl system［J］. Transactions of the ASME.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2004，126(4):809－815.

［2］Dittmann M，Geis T，Schramm V，et al.Discharge coefficients of a pre－swirl system in secondary air systems［J］. ASME J.Turbomach，2002，124:119－124.

［3］Dittmann M，Dullenkopf K，Wittig S.Direct－transfer preswirl system:A one－dimensional modular characterization of the flow［J］.ASME J.Engineering for Gas Turbines and Power，2005，127:383－388.

［4］Chew JW，Hills N J，Ciampoli F，et al.Pre－swirled cooling air delivery system performance［C］//Proceedings of ASME Turbo Expo 2008:Power for Land，Sea and Air. Reno－Tahoe，NV，United states:American Society of Mechanical Engineers，2005:1129－1137.

［5］Karabay H，Chen JX，Pilbrow R，et al.Flow in a“coverplate”preswirl rotor－stator system［J］.Journal of Turbomachinery，1999，121(1):160－166.

［6］Lewis P，Wilson M，Lock G，et al.Physical interpretation of flow and heat transfer in preswirl systems［J］.Transactions of the ASME.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2007，129(3):769－777.

［7］Lewis P，Wilson M，Lock GD，et al.Effectof radial location of nozzles on performance of preswirl systems:a computational and theoretical study［J］.Journal of Power and Energy，2009，223(A2):179－190.

［8］Ciampoli F，Hills N J，Chew JW，et al.Unsteady Numerical Simulation of the Flow in a Direct Transfer Pre－Swirl System［C］//Proceedings of ASME Turbo Expo 2008:Power for Land，Sea and Air.Berlin:ASME，2008:1647.

［9］王锁芳，朱强华，张羽，等.预旋进气位置对转静盘腔换热影响的数值研究［J］.航空动力学报，2007，22 (8):1227－1232.

［10］何振威，冯青，刘松龄，等.带盖板预旋进气系统的温降实验误差分析［J］.科学技术与工程.2010，10(26): 6439－6444.

［11］朱晓华，刘高文，刘松龄，等.带盖板的预旋系统温降和压力损失数值研究［J］.航空动力学报，2010，25 (11):2498－2506.

［12］Leland J.Radtke.Radial inflow blade cooling system: US，3990812［P］.1976－09－11.

(责任编辑 刘舸)

Numerical Investigation on Flow Structure of Radial Pre-sw irl System w ith Deflector Vanes

ZHANG Jian－chao，WANG Suo－fang
(College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

To improve temperature reduction through pre－swirl system，a radial pre－swirl system with deflector vanes in co－rotating cavity was designed based on typical radial pre－swirl system.Numerical simulation was carried out on both models，and flow field was obtained.Conclusions have been summarized as follows:installation of deflector vanes in co－rotating cavity does improve temperature reduction，which is significant for aero－engine’s improvement.There is important influence on temperature reduction for the structure of deflector vanes.Differences between twomodels show that there is little effect on flow field in upper stream，swirl ratio of the fluid flow across these vanes is adjusted approach 1，while the relative tangential velocity is small in the co－rotating cavity，and Coriolis forces affect flow structure among the vanes significantly.

radial pre－swirl;deflector vanes;flow structure;aero－engine

V231.1

A

1674－8425(2014)01－0043－06

10.3969/j.issn.1674－8425(z).2014.01.009

2013－06－12

张建超(1984—)，男，河南漯河人，博士研究生，主要从事发动机内部流动与冷却方向的研究。

张建超，王锁芳.带导流片的径向预旋系统流动结构数值研究［J］.重庆理工大学学报:自然科学版，2014 (1):43－48.

format:ZHANG Jian－chao，WANG Suo－fang.Numerical Investigation on Flow Structure of Radial Pre－swirl System with Deflector Vanes［J］.Journal of Chongqing University of Technology:Natural Science，2014(1):43－48.