高负荷涡轮扇形叶栅变攻角气动试验研究

(1.中国船舶重工集团公司第七○三研究所，黑龙江 哈尔滨 150078; 2.海军驻哈尔滨七〇三所军事代表室，黑龙江 哈尔滨 150078; 3.哈尔滨工程大学，黑龙江 哈尔滨 150078)

0 引 言

随着燃气轮机单机功率的增大，对燃气轮机经济性的要求也在不断提高。为提高机组的内效率，需要气动性能优良、损失系数小的叶片，对于静叶栅而言，其流动损失主要包括叶型损失和二次流损失[1-5]，因此详细研究高负荷涡轮内的流动对现代涡轮叶片的设计具有重要意义。

文献[6]通过良好的端壁成型改善了流道内端壁区域的流动状况，大大减少了二次流损失。文献[7-9]采用弯曲叶型控制端区二次流的研究方法，指出导叶尾迹和轮毂通道涡的二次流相互作用占主要地位。文献[10]认为，叶型积叠方式及叶型的几何选择在很大程度上能影响流道内二次流的生成与发展。文献[11]表明攻角变化对二次流造成的损失有较大影响。本文利用实验数据分别分析了不同出口气流马赫数和不同进气攻角条件下，涡轮静叶栅的气动性能。

1 试验系统

涡轮静叶吹风试验系统如图1所示，气流由气源产生，然后经风机加压后进入稳压筒，再经过蜂窝器整流，接着依次通过收敛器、进口段、活动侧板，最终进入叶栅试验段。叶栅嵌装于可转动的半圆盘上，通过转动该圆盘来调节叶栅的入口气流角从而改变叶栅攻角。

涡轮叶栅试验数据采集：在方变扇段上游的风洞稳压箱内布置总温、总压探针采集试验件进口总温、总压；在扇形叶栅中间三个叶片上的10%、50%、90%叶高处设置表面静压孔采集叶片静压；在叶栅出口用五孔探针测量叶栅出口的气流情况。

2 研究对象及试验内容

本次叶栅试验段由7叶片6通道构成，在扇形叶栅中间三个叶片上的10%、50%、90%叶高处分别开设27、25和26个静压孔，并在试验叶栅的前部向前延长70 mm，在后部向后延长70 mm，为确保叶栅试验件的结构强度，预定轮毂与机匣厚度为25 mm。其实物如图2所示。

试验内容为在进口气流偏离轴向23°条件下，试验出口马赫数分别为0.7、0.8、0.9；在出口马赫数为0.8的条件下，攻角为0、±7.5°与±15°，对叶栅进行吹风试验。

3 试验结果及分析

图3是不同相对叶高处在不同马赫数下静压系数的分布情况。在叶片压力面中前部，三个工况下的静压系数基本不变。随着马赫数的增加，整体上叶片表面静压系数下降，说明气流的加速能力增强，同时可以看到叶片的负荷增加，并且在叶片中部和尾缘附近比较明显。同时，随着马赫数的增加，在尾缘处的相对静压相差较大，最大负荷值增加，但是最大负荷位置变化不大，这意味着来流马赫数影响叶片的负载特性。而在叶根和中间叶高位置的叶型最大负荷位置靠后，为后加载形式；在叶顶部分，叶型则趋向于均匀加载，可能原因是上通道涡对叶顶附近气流的牵引影响了叶片载荷分布。

图4是不同出口马赫数下出口总压损失分布图，由图4可以看出，在出口尾迹区域附近存在上下两个高损失的通道涡区域，大概位于1/3和2/3相对叶高位置。此外，每个工况下的通道涡在出口位置均表现为上通道涡的影响范围大于下通道涡。从图4中还可以看出，在马赫数为0.9的工况下，损失核心区的总压损失较高，而0.7马赫数工况下总压损失则较低。由此可以推测出，随着马赫数的增加，总压损失系数会随之增加，同时上下通道涡的强度也会随之增加。

图5为不同马赫数下，叶栅出口气流角沿径向的分布图。从图中可以看出，随着马赫数的增加，出口气流角变化相对缓和，且随着马赫数的增加，气流角略微减小，这是由于更大的马赫数减小了叶型落后角所致。

图6是叶片不同相对叶高处在不同进口攻角情况下的静压系数分布图。从图中可以看出在叶片压力面一侧存在较为明显的区别，进口攻角越大，压力面上的静压系数则相对越大，而同时叶片吸力面的中部和尾缘区别不大，因此叶片前缘的压力载荷随着进口攻角的增加而增大，但变化幅值并不太明显。在不同来流攻角工况下的三个相对叶高处均有相似的分布规律。叶片中部的压力载荷随着攻角增大而略有增加，但最大载荷位置几乎不变，叶片后部压力变化不明显。因此，进口攻角的变化对叶片中部与尾缘的压力载荷影响不大。由此可知此扇形叶栅叶型具有较佳的对攻角变化的敏感性。

图7是不同进口气流攻角时出口总压损失系数分布图。从图7中可以看出，五种来流攻角工况下的出口总压损失分布具有相似的特点，即存在上下两个高总压损失的通道涡区域，且上通道涡的损失影响范围要明显大于下通道涡。从图8中可以看出，随着来流攻角从零到正/负的变化，总压损失系数均增加。因为只有当进口攻角为0°或者接近0°时，气流才能较好地流经叶片表面，具有较小的流动损失，否则气流冲击叶片，造成较大的流动损失。

图9是叶栅出口节距平均总压损失系数沿叶高的分布情况，在图中约70%和30%相对叶高位置，总压损失系数存在两个峰值，这是上下通道涡所在的位置，并且通道涡所在位置的节距平均总压损失系数明显比其他位置要大，其中上通道涡产生了最大的损失。此外，随着进口气流攻角的增大，峰值位置逐渐向叶片中部靠近，即表示通道涡逐渐向叶片中部靠近，而随着来流攻角的变化，出口气流角的峰值逐渐向中间叶高位置移动，并且中间叶高位置的出口气流角不断增加，这同样印证了通道涡随进口攻角变化的规律。

4 结 论

经过对涡轮扇形静叶栅的试验结果的对比分析，得出涡轮扇形静叶栅的流动特性，具体情况如下：

(1)随着出口马赫数的增加，叶片表面静压系数下降，表明叶片气流加速能力增强，且叶片载荷增大；

(2)随着出口马赫数的增加，通道涡增强，出口总压损失随之增加，出口气流角有所减小；通道涡位置随着出口马赫数的增加向中间靠拢，且上通道涡的影响范围更大；

(3)叶片前缘的压力载荷随着进口攻角的增加而增大，但进口攻角的变化对叶片中部与尾缘的压力载荷影响不大，叶栅叶型对攻角变化具有较佳的敏感性；

(4)随着进口攻角从零到正/负的变化过程中，上下两个通道涡影响范围逐渐增大，在攻角为0°时，叶栅出口总压损失具有最小值，随着来流攻角由负到正的变化过程中，出口气流角的峰值逐渐向中间叶高位置移动，且中间叶高位置的出口气流角不断增加。