马赫数对不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮性能的影响

白　涛

(西安航空学院 飞行器学院，西安　710077)



马赫数对不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮性能的影响

白涛

(西安航空学院 飞行器学院，西安710077)

摘要：数值模拟了3种不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮叶片在宽广马赫数范围内的流场。通过分析得出：后加载叶型对马赫数的变化较前加载和均匀加载叶型更为敏感，在高马赫数范围内，叶型气动损失亦非常大，远远大于前加载和均匀加载的叶型；当出口等熵马赫数为1时，后加载叶型的气动损失较均匀加载增加了100%。

关键词：负荷分布；马赫数；气动损失；分离；激波

大涵道比涡扇发动机的低压涡轮往往级数较多，因此在发动机的质量中所占的比重较大，因此降低低压涡轮质量是减少航空发动机质量的重要途径[1-3]。提高单级涡轮做功能力是主要的设计目标。小展弦、高负荷叶片使得二次流的影响变得更加强烈，而好的负荷分布形式可以在很大程度上改善叶栅通道中的二次流结构。高负荷叶片的设计也使得在低雷诺数情况下边界层很容易发生分离。合适的负荷分布形式对于减小和抑制分离至关重要。因此，无论是二次流动还是叶型压力损失都直接取决于叶片的负荷分布。目前常见的负荷分布形式有前加载和后加载。后加载叶型因其可以有效降低叶片截面流道的横向压力梯度可以在一定程度上减弱二次流的强度，而前加载叶型的设计可以有效减缓涡轮尾部边界层的增厚和分离，为此可以减弱边界层流动分离损失。Barry、Guilot等[4-5]的研究也说明了类似的现象。国内邹正平、渭阳等[6-9]就高负荷低压涡轮在低雷诺数下的流动情况做了大量的研究工作。

马赫数决定气体的压缩性，出口马赫数的不同必然会造成涡轮中波系结构的不同，从而改变涡轮的流场结构和损失规律。Corriveau[10]研究了跨音高压涡轮叶片负荷分布对气动性能的影响，通过在原始均匀加载叶型基础上进行调整得到了新的前/后加载叶型，并在出口马赫数为0.6～1.2和宽广的雷诺数范围内进行了实验测量研究。测量结果表明：后加载叶型使得尾缘的激波强度变弱，在设计出口马赫数为1.05时，相比基准均匀加载叶型，后加载叶型使得叶型总压损失降低了20%；然后随着马赫数继续增大，后加载叶型的效率急剧下降，而前加载叶型在研究的范围内相比基准叶型气动性能也较差。Abraham等[11]就马赫数对叶型气动损失的影响展开了研究，其结果同样表明：在大攻角下，高出口马赫数会使得损失急剧增加。钟兢军等[12]通过在不同等熵出口马赫数下测量3套叶栅的性能参数后得出：叶栅出口能量损失系数随着等熵出口马赫数的增大呈现先减小后增大的变化规律，后加载的叶型有利于减弱槽道内通道涡强度，因此有效地降低了叶栅损失。

目前关于高负荷低压涡轮的研究主要集中在低雷诺数工况下，而对于在宽广马赫数范围内不同加载形式的高负荷低压涡轮的流动发展规律的相关研究工作则较少。

基于以上分析，本文首先设计负荷能力相同而加载形式不同的3种高负荷叶型，在宽广马赫数范围下分析不同加载形式对马赫数的敏感性，得出了可供参考和指导的低压涡轮设计的理论数据。

1研究方法及研究对象

设计3种加载形式的叶型。在设计的过程中保证3种加载形式的载荷大小是相同的。负荷大小用Zweifel载荷系数来进行衡量，定义如下：

夹角是指和轴向的夹角，β1>0,β2<0。因此，保证3种叶型进出口气流角相同和叶片轴向稠度相同就可以保证负荷大小基本一致。本文主要通过改变安装角和尾缘弯折角来实现不同的加载形式，其中在均匀加载叶型的基础上，通过增大尾缘弯折角和减小安装角来得到后加载叶型。相反，通过减小尾缘弯折角和增大安装角得到前加载叶型。在造型过程中对前尾缘楔形角也进行了适当的调整。根据高负荷低压涡轮的需求，3种叶型的Zweifel载荷系数均为1.25。叶型设计的几何参数如表1所示。叶型几何截面如图1所示。

表1　叶型设计几何参数

采用商用软件CFX13.0求解三维定常黏性雷诺平均N-S方程。采用时间追赶的有限体积法进行数值计算。空间离散采用二阶迎风格式。时间离散应用二阶后差欧拉格式。选用SST湍流模型和γ-θ转捩模型。数值模拟单层网格数取12万，近壁处的Y+均小于1，近壁处的延展比在1.2左右。计算时的边界条件为给定进口总温、总压、气流角和出口背压。

图1　3种加载形式叶型的几何截面

2结果分析

为了研究在宽广的马赫数范围内3种不同加载叶型的性能变化，本文在出口平均等熵马赫数为0.4～1.0的范围内进行研究。在研究马赫数的影响时，保证出口雷诺数不变，分别在出口雷诺数Re=5×104和Re=15×104时进行了分析，进口攻角保持为设计攻角。

图2为Re=15×104时叶片长面马赫数分布。图3、4为出口雷诺数Re=15×104和Re=5×104时不同马赫数的叶片表面的负荷分布。由图3、4可见：当出口马赫数为0.5时，3种加载形式的叶型均出现了分离泡；当出口马赫数为0.9时，叶片吸力面表面出现了局部超音区；而当出口马赫数为1.0时，局部超音区增大，激波的强度增强，后加载叶型的激波强度最强，激波后均匀加载和后加载叶型后均出现了分离。由图2可见，此时激波与边界层发生了干扰。

图5、6为雷诺数Re=5×104，Re=15×104时3种叶型在不同马赫数下的负荷分布。由图5、6可见：随着马赫数的增大，3种叶型的负荷均增大。当出口马赫数增大到0.9和1.0时，叶片吸力面出现激波，由负荷分布可以看出：后加载叶型的激波最强，均匀加载叶型之次，而前加载叶型较弱。由于叶型的负荷较大，因此在研究的马赫数范围内，均匀加载和后加载叶型均出现了分离泡，后加载叶型的分离泡比均匀加载叶型更强。

图2　叶片表面马赫数分布(Re=15×104)

图3　3种加载的负荷分布(Re=15×104)

图4　不同马赫数下3种加载的负荷分布(Re=5×104)

图5　不同马赫数下的负荷分布(Re=5×104)

图6　不同马赫数下的负荷分布(Re=15×104)

图7给出了当出口雷诺数Re=5×104和Re=15×104时叶型气动损失随着马赫数变化的规律。当雷诺数为Re=15×104，马赫数处于0.4～0.7时，前加载和均匀加载叶型气动损失基本不随着马赫数的变化而发生变化。马赫数的增大会导致激波强度的增强，因此后加载叶型气动损失从马赫数0.7后急剧增大，而均匀加载和前加载叶型则增加得较小。当出口雷诺数Re=5×104时，前加载叶型的气动损失随着马赫数的增大呈先减小后增大的趋势，但趋势均不明显。均匀加载的变化则同Re=15×104时的情况，后加载叶型的气动损失随着马赫数的增大持续增大。

图7　不同马赫数下叶型的气动损失

3结论

通过对宽广的马赫数范围内涡轮叶片通道流长的变化规律的研究可以得出：在计算马赫数范围内，随着出口等熵马赫数增加，叶片的负荷能力均增强；随着马赫数的增大，后加载叶型的高损失特性开始体现，当出口等熵马赫数为1.0时，后加载叶型的气动损失较前加载和均匀加载叶型增大了100%；而在计算的马赫数范围内，前加载和均匀加载叶型的损失变化则不剧烈，即前加载和均匀加载叶型对马赫数不敏感。

参考文献：

[1]邹正平,叶建,刘火星,等.低压涡轮内部流动及其气动设计研究进展[J].力学进展,2007,37(4):551-562.

[2]季路成，高性能叶轮机全三维叶片技术趋势展望[J].航空发动机，2013，39(4):9-18.

[3]邹正平,周琨,王鹏,等.大涵道比涡扇发动机涡轮内部流动机理及气动设计技术研究进展[J].航空制造技术,2012(13):49-54.

[4]PRAKASH C,CHERRY D G,SHIN H W,et al.Effect of loading level and distribution on LPT losses[R].[S.l.]:ASME Turbo Expo,2008.

[5]BARRY J,BROWN,ANTHONY M.Effect of turbine airfoil shape on aerodynamic losses for turbine airfoils operating under transonic condition[R].[S.l.]:ASME turbine Expro,2011.

[6]张伟昊.低压涡轮内若干流动机理及气动设计问题研究[D].北京：北京航空航天大学，2011.

[7]杨琳,刘火星,邹正平.低雷诺数条件下低压涡轮气动设计[J].工程热物理学报,2005,26(2):229-230.

[8]杨琳,冯涛,邹正平.低雷诺数涡轮内部流场分析[J].北京航空航天大学学报,2006,31(11):1195-1197.

[9]陈萍萍,乔渭阳,侯伟涛,等.基于流动控制技术的地稠度大负荷涡轮设计[J].航空动力学报,2010,25(11):2528-2538.

[10]CORRIVEAU D,SJOLANDER S A.Influence of loading distribution on the performance of transonic HP turbine blades[R].[S.l.]:ASME Turbo Expo,2003.

[11]ABRAHAM S,PANCHAL K,XUE S,et al.Experiment and numerical investigation of transonic high turning turbine cascade with a divergent endwall[R].[S.l.]:ASME Turbo Expo,2012:569-579.

[12]钟兢军，高海洋，武贲，等.变马赫数涡轮平面叶栅流场实验研究[J].工程热物理学报，2013，34(1):45-49.

(责任编辑刘舸)

Effect of Mach Number on High Loaded Low Pressure Turbine with Different Loading Distribution

BAI Tao

(School of Aircraft, Xi’an Aeronautical University, Xi’an 710077, China)

Abstract:This paper numerically simulated the flow filed of high loaded low pressure turbine with three kind of loading distribution at wind range Mach number. Through analysis we can conclude that: the aft loaded airfoil is more sensitive to Mach number compared to front and mid loaded airfoil, and the aerodynamic loss is very obvious for aft loaded airfoil at the range of high Mach number with is larger than front and mid loaded airfoils. The aerodynamic loss of aft loaded airfoil increased by 100% compared to mid loaded airfol when the export isentropic Mach number is 1.

Key words:load distribution; Mach number; aerodynamic loss; separation; shock wave

文章编号：1674-8425(2016)04-0035-05

中图分类号：V231.3

文献标识码：A

doi:10.3969/j.issn.1674-8425(z).2016.04.007

作者简介：白涛(1988—)，女，陕西榆林人，硕士研究生，主要从事动力工程及工程热物理研究。

基金项目：国家自然科学基金青年基金资助项目(51406003)

收稿日期：2016-01-18

引用格式：白涛.马赫数对不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮性能的影响[J].重庆理工大学学报(自然科学)，2016(4):35-39.

Citation format：BAI Tao.Effect of Mach Number on High Loaded Low Pressure Turbine with Different Loading Distribution[J].Journal of Chongqing University of Technology(Natural Science)，2016(4):35-39.