多级涡轮工作流场的数值仿真研究

詹洪飞,　黄　帅,　杨欣毅

(1.海军驻常州地区航空军事代表室,江苏 常州　213022;2.海军航空工程学院飞行器工程系,山东 烟台　264001)



多级涡轮工作流场的数值仿真研究

詹洪飞1,黄帅1,杨欣毅2

(1.海军驻常州地区航空军事代表室,江苏 常州213022;2.海军航空工程学院飞行器工程系,山东 烟台264001)

摘要：利用计算流体力学的前处理软件,对某型涡轴发动机的燃气、自由涡轮进行了三维叶型建模。在考虑燃气比热变化、部件之间相互影响的基础上,通过燃气涡轮、自由涡轮流场的联合计算获得了多级涡轮工作流场的参数分布。计算结果表明:该小尺寸涡轮叶顶间隙对工作性能有显著影响,不同工作状态下燃气涡轮-支板-自由涡轮之间的匹配工作也会影响涡轮的工作效率。

关键词：涡轮; 前处理; 流场; 数值仿真

1引言

航空燃气轮机的涡轮是发动机最为关键的部件之一,其气动性能的预测对发动机性能分析和发动机的改进有重要的意义[1]。但是作为典型的高温、高速燃气流中工作的热端部件,涡轮的性能测试实验难度很大。正因为如此计算流体力学(CFD)作为一种数值分析工具近年来在叶轮机械的流场分析中得到了广泛的应用[2-3]。在国内,借助于各种CFD通用软件和专用的叶轮气动流场分析软件,对压气机、涡轮等叶轮部件流场进行分析研究的工作已经较多[4-7],等对多级叶轮机械前处理和多部件流场的联合计算尚不多。

某型涡轴发动机是带有自由涡轮的小型航空燃气轮机,由于发动机改型,燃气涡轮、自由涡轮进行了局部修型[8],需要对发动机涡轮流场参数分布进行分析,确认能涡轮性能否达到设计要求。本文针对该型发动机的燃气涡轮和自由涡轮进行多级涡轮的联合计算,分析发动机设计状态下涡轮的流场和工作性能。

2涡轮建模和网格划分

该型发动机燃气涡轮和自由涡轮的叶型参数和气流通道参数均为生产图纸提供的生产工艺数据,为保证叶片和涡轮建模能够用于CFD计算网格划分,本文首先对每一级叶片的等叶高的线型进行反设计和三维重构,并将形成的通用几何文件(IGES)传递给后续处理软件,如图1所示。

图1　涡轮叶片点线重构示意图Fig.1　Diagram of reconstruction of turbine blades by point lines

此后以BLADEGEN软件对叶片型线、前后沿进行设置构成前处理设计软件能识别的流面数据和叶型数据,并对叶尖、叶根等无数据截面进行插值拟合,生成整个叶片的叶型文件。在网格划分软件中以每一级叶型为基础,利用O-H-O混合格式对计算区域进行划分。涡轮叶型和网格划分如图2所示。

图2　涡轮叶型和计算网格Fig.2　Computational mesh for turbine blade profile

3多级涡轮的联合计算模型

3.1流场湍流模型

设燃气为完全气体,不计化学反应和组分输运的三维时均N-S方程组为

(1)

其中:μeff=μ+μt,μt为需要用湍流理论计算的湍流粘性。

相比其他的两方程湍流模型,k-ω可以很好的处理近壁低雷诺数流场和旋转流场,k-ω湍流模型为

(2)

3.1联合计算模型

采用混合平面方处理多级涡轮动静区域共存的问题,该方法在进行坐标变化基础上,对交界面上各种物理量沿径向的加权平均,并且可以利用叶轮的周期性边界,减小计算量。为提高计算精度,对应涡轮热状态对流道进行了修正,利用有限元热力分析的位移值对叶片长度、轮毂尺寸、叶间间隙和机匣尺寸进行了修正。

由于涡轮级间边界条件难以获得,而且考虑到燃气涡轮、自由涡轮工作流场相互影响。本文对燃气涡轮各个工作点计算采用燃气涡轮和自由涡轮多级联合计算的方式进行。发动机燃气涡轮和自由涡轮之间有周向均布的三个翼型支板,计算中进行一体化建模。发动机采用的分叉式喷管,以面积比相同的流道进行当量模拟。联合计算可以将两种涡轮的相互影响考虑在内,同时假设的各种边界相对少,整个计算区域见图3。

进行多级涡轮的联合计算,主要边界条件设置如下:

(1) 设置燃气涡轮入口的总温总压;

(2) 两级燃气涡轮设置工作转速,两级自由涡轮设置转速;

(3) 自由涡轮出口:标准大气压;

(4) 假设叶片、轮毂、机匣壁面绝热、无滑移。

图3　燃气涡轮和自由涡轮联合计算区域示意图Fig.3　Diagram of computational area for gas turbine and free turbine

3.4比热的处理

燃气在流动过程中因温度等条件变化引起的燃气比热改变对涡轮性能有一定的影响。按照发动机典型工作状态和耗油率折算,发动机燃烧室余气系数为3左右。将燃气定压比热拟合为温度的函数

(3)

R为气体常数。该涡轴发动机涡轮工作温度范围内涡轮中燃气比热都可以由下列拟合系数计算:

a1=3.661 6,a2=-0.001 216,3,

a3=3.622e-6,a4=-2.5487e-9.

a5=5.9191e-13

4计算结果分析

按照发动机台架数据,在设计状态燃气流量(空气+燃油流量)分别为:6.84kg/s,本文计算值为6.89kg/s,符合较好。计算得到的设计点自由涡轮功率相比台架测试功率大2%左右,在可接受的范围内,可见联合计算有较好的计算精度。

计算结果表明涡轮的平均级单位质量轮缘功在160kJ以下,燃气涡轮和自由涡轮均为低负荷的涡轮。在慢车以上的转速,燃气涡轮的绝热效率大致在0.877～0.884左右,自由涡轮的总绝热效率在0.88～0.89左右,满足设计要求。

由涡轮设计点工作流场的计算结果图4～5可见,燃气、自由涡轮流场压力和温度分布无明显不合理之处。计算得到的燃气最大马赫数0.9,燃气、自由涡轮均工作在亚临界状态。

该发动机采用了增加空气流量、增加压比和涡轮前温度的技术途径提升整个发动机的输出功率,以上的改动也给燃气涡轮和自由涡轮的工作造成一定的影响。以燃气涡轮为例,二级涡轮出口气流角度会在一定程度上偏离气动设计值。图6给出了二级工作轮绝对出气角度,可见气流并非沿轴向流出涡轮(在本文坐标体系中,90度为轴线方向),这会使燃气经三个支板流入自由涡轮的过程中总压损失增大,进而影响燃气、自由涡轮的联合工作。以上气动特性的变化和下降影响功率的进一步提高。

图4　燃气、自由涡轮不同叶高上静压分布Fig.4　Static pressure distribution along different height of gas and free turbine blades

图5　燃气、自由涡轮不同叶高上静温分布Fig.5　Static temperature distribution along different height of gas and free turbine blades

图6　二级燃气涡轮转子和支板区域相对速度速度矢量图Fig.6　Relative velocity vector around 2nd gas turbine rotor and support-plate

此外,由于燃气涡轮、自由涡轮均属于小尺度的叶轮机械,叶尖间隙大小对涡轮工作流场的影响相对明显。燃气涡轮一级工作轮由于采用了减小叶尖间隙的工艺,其叶尖间隙对流场影响小;燃气涡轮和自由涡轮的二级工作轮叶尖间隙较大,出口流场受叶顶涡流的影响显著。图7中叶顶区域气流存在有明显落后角,图8中涡轮转子流场的流线图也表明叶顶间隙的二次流对叶顶区域流线存在明显的扰动,制约涡轮效率的提高。

5结论

(1) 叶型的反设计和建模技术以及燃气涡轮、自由涡轮流场的多级联合计算解决了部件之间边界和干扰不容易确定的问题。

图7　二级燃气涡轮出口绝对速度角度沿叶高的分布Fig.7　Absolute velocity along blade height at the outlet of 2nd gas turbine

(2) 燃气涡轮、自由涡轮以及两个部件之间支板区域的流场存在一定的相互干扰,进而会影响整个发动机涡轮的效率。

图8　二级燃气涡轮、二级自由涡轮叶片静压和流线分布Fig.8　Static pressure and fluid line distribution of 2nd gas turbine and 2nd free turbine blades

(3) 小尺寸涡轮的叶顶间隙以及叶顶区域的泄漏涡对工作流场有相对明显的影响。

参考文献:

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詹洪飞男(1977-):浙江吉安人,研究生,主要研究方向为航空发动机性能及可靠性。

黄帅男(1986-),江苏徐州人,硕士生,主要研究方向为航空发动机性能及可靠性。

中图分类号：TK 472

文献标识码：A

Numeric Simulation on Multiple Stage Turbine Working Fluid Field

ZHAN Hongfei1,HUANG Shuai1,YANG Xinyi2

(1.MilitaryRepresentativesOfficeofNavyinChangzhou,JiangsuChangzhou213022,China;2.NavalAeronauticalEngineeringInstitute,Yantai264001,China)

Abstract：In this paper,we first developed three dimensional models for the gas turbine and free turbines of a certain type of turbo jet engine using computational fluid dynamics pre-treatment software.Under the consideration of varying specific heat ration and mutual effects of components,we obtained parameter distribution of multiple stage turbine fluid field.Simulation results indicate that the tip clearance of turbine blade has great impact on engine working performance.The matching of gas turbine-support plate-free turbine also affects turbine efficiency under different working condition.

Key words：turbine; pre-treatment; flow filed; numeric simulation