郭兆元，曹 浩，趙衛(wèi)兵

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純沖動式魚雷渦輪機動葉柵超音速流動數(shù)值仿真

郭兆元，曹 浩，趙衛(wèi)兵

(中國船舶重工集團第705研究所, 陜西 西安, 710075)

為了研究魚雷渦輪機通流道內(nèi)的流動特征進而指導(dǎo)渦輪通流結(jié)構(gòu)設(shè)計, 在合理簡化模型基礎(chǔ)上, 采用計算流體力學(xué)(CFD)方法對純沖動式魚雷渦輪發(fā)動機轉(zhuǎn)子動葉流道內(nèi)超音速流動狀況進行了數(shù)值仿真, 詳細分析了葉柵內(nèi)流動狀況、總壓損失、葉片氣動載荷和溫度載荷。仿真結(jié)果表明, 動葉流道內(nèi)流動比較復(fù)雜, 攻角對其內(nèi)的流動有較大影響, 該數(shù)值越大, 附面層分離越嚴(yán)重, 激波越強, 總壓損失也越大; 同一個葉片在經(jīng)過噴嘴流域時, 其氣動載荷呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢, 受交變的氣動力作用, 而葉片氣動承受載荷越大其溫度載荷就越小, 葉片內(nèi)的溫度梯度就越小。

魚雷渦輪機; 動葉柵; 流動特性; 熱傳遞; 數(shù)值仿真

0 引言

渦輪發(fā)動機適用于采用閉式熱動力系統(tǒng)的輕型反潛魚雷及重型通用魚雷, 也適用潛深不很大但要求很高航速的開式熱動力系統(tǒng)重型魚雷, 以單純沖動式為主[1-2]。魚雷渦輪機具有結(jié)構(gòu)尺寸小、工質(zhì)膨脹比高、單級焓降大、馬赫數(shù)高等特點, 其葉柵內(nèi)流動、傳熱特性及損失規(guī)律由于流動與波系耦合作用而比較復(fù)雜, 深入分析和研究內(nèi)部流動、傳熱特性、損失規(guī)律和葉片載荷分布可以為渦輪氣動和結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化設(shè)計提供理論依據(jù)和指導(dǎo)。

隨著計算機、計算數(shù)學(xué)的發(fā)展, 計算流體力學(xué)(computational fluid dynamics, CFD)被廣泛應(yīng)用于渦輪機內(nèi)流動相關(guān)的設(shè)計和研究。文獻[3]和[4]對水下航行體渦輪機通流部分的流場及性能進行了數(shù)值仿真, 預(yù)測的渦輪機性能與試驗吻合較好。文獻[5]利用FLUENT商用軟件對跨音速透平葉柵進行了內(nèi)流場數(shù)值分析, 所得流場參數(shù)和試驗結(jié)果較為吻合。本文在簡化模型基礎(chǔ)上, 采用數(shù)值仿真方法, 應(yīng)用商用CFD軟件ANSYS CFX對帶有鉆孔噴嘴的純沖動式渦輪葉柵內(nèi)流動進行數(shù)值仿真, 研究和探討動葉流道內(nèi)流動特性、傳熱特性、損失規(guī)律及動葉載荷分布細節(jié)等。

1 計算模型與方法

1.1 計算模型

本文研究魚雷渦輪發(fā)動機動葉流道內(nèi)的流動狀況。由于動葉內(nèi)的流動受來流狀況和來流條件影響, 超音速進口問題計算的入口邊界條件不易給出, 且計算不易收斂到正確的結(jié)果, 因此計算時需增加噴嘴段數(shù)量, 以提高數(shù)值計算的穩(wěn)定性和模擬噴嘴流動對動葉柵內(nèi)流動的影響。為了噴嘴段網(wǎng)格劃分簡單以及噴嘴和動葉通流段之間有明確的物理意義, 單獨劃分出連接段, 渦輪轉(zhuǎn)子在旋轉(zhuǎn)工作過程中1個噴嘴出口對應(yīng)4個動葉流道。在實際魚雷渦輪中, 一般都帶有葉冠且留有一定尺寸的葉頂間隙, 為了簡化計算, 文中只對1個噴嘴以及其對應(yīng)的4個動葉流道區(qū)域進行計算, 這種簡化對分析動葉內(nèi)的流動特性影響不大。計算域見圖1, 整個計算段分為3部分，即噴嘴段和連接段和動葉段。

圖1 計算域模型

1.2 邊界條件

1.3 計算網(wǎng)格

計算網(wǎng)格劃分是在CFD計算前處理軟件ANSYS-ICEM中進行, 全部采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格, 如圖2所示。噴嘴采用OH型網(wǎng)格, 網(wǎng)格數(shù)量為17.2×104; 連接段采用H型網(wǎng)格, 網(wǎng)格數(shù)量為1.6×104; 動葉通流部分流場為本文最關(guān)心的部分, 由4個流道組成, 預(yù)處理時只對其中1個流道劃分網(wǎng)格, 其余通過旋轉(zhuǎn)變換得到, 采用OH型網(wǎng)格、繞葉片表面為O型網(wǎng)格, 其他區(qū)域為H型網(wǎng)格, 為了能夠較為準(zhǔn)確地模擬出邊界層內(nèi)流動細節(jié)以及溫度分布, 對靠近壁面區(qū)域進行了局部加密, 每一個通道7.1×104, 4個共28.4×104; 整個計算域總共47.2×104個網(wǎng)格。為減小各區(qū)域之間插值誤差, 2個網(wǎng)格區(qū)域交接面附近網(wǎng)格尺寸相差不宜過大, 文中保證相鄰的2個網(wǎng)格塊相對應(yīng)的網(wǎng)格長度比值在0.5~2之間。

圖2 計算網(wǎng)格

1.4 計算方法

2 計算結(jié)果與分析

高溫高壓燃氣進口經(jīng)過拉放噴嘴膨脹加速并沖擊動葉帶動渦輪轉(zhuǎn)子高速旋轉(zhuǎn)做功, 由于該動葉為純沖動式葉片, 燃氣在動葉中只將動能轉(zhuǎn)換為機械能, 進出口壓力相同, 在理想情況下燃氣進入動葉和離開動葉時相對速度相同, 但是由于各項損失的存在部分動能改變成熱量加熱燃氣, 使得前者高于后者, 這些損失主要包括葉型損失、尾跡損失和激波損失等等。

噴嘴出口面上氣流分布是不均勻的, 氣流壓力、速度、溫度在出口面各個位置有較大的差別, 雖然在超音速流動過程中下游的擾動不能傳到上游, 影響上游的氣動參數(shù), 但是在進入轉(zhuǎn)子通流部分時, 氣流由橢圓形擴展到整個圓周流道, 且通流部分形狀發(fā)生了突變, 氣流的速度、方向都會改變, 氣流的均勻性進一步遭到破壞, 因此不同葉片在同一個時間所承受的氣動載荷和熱載荷是不同的, 損失分布很不均勻。

2.1 動葉內(nèi)中徑截面流場分析

從噴嘴噴出的高速燃氣, 在前緣尖角處分成兩股即吸力面分支和壓力面分支。吸力面分支的氣流首先因葉片前緣的阻擋流動速度減小、壓力升高, 成為一束壓縮波, 由于葉片前緣與氣流方向角度不大且前緣長度小, 壓縮波強度弱, 不足以形成激波。經(jīng)過壓縮波束后, 氣流方向與葉片具有一定的夾角(有可能是正攻角的存在), 使流道在靠近吸力面?zhèn)葹閿U張型的, 超音速氣流速度有了一定的提高, 特別是到了30%軸向弦長位置, 葉片形狀由直線段變成圓弧度, 流道擴張更為嚴(yán)重, 氣流的速度進一步提高, 馬赫數(shù)最高為2.56。由于圓弧型葉盆使壓力面分支氣流受到阻擋, 形成壓縮波束, 這些波束在大致壓力面20%弦長位置匯集形成一道強激波, 為垂直于流動方向的正激波, 該激波延展到吸力面在大致45%弦長位置與吸力面處的分離渦相交, 分離渦的阻擋使激波無法橫貫整個流道。經(jīng)過激波后, 氣流速度氣流馬赫數(shù)降為0.44, 壓力迅速升高, 從整個動葉柵流道來看, 由于漩渦的存在, 流道為先收縮后擴張, 而這段剛好位于激波之后, 為收縮型流道, 亞音速氣體流過收縮型會逐漸加速, 超音速氣流經(jīng)過漸擴型流道也會逐漸加速膨脹, 馬赫數(shù)再次到達1.4左右。這一現(xiàn)象可以從圖3的靠近吸力面?zhèn)鹊?個葉片與第4個葉片之間的流道明顯觀察到, 而葉片1氣流再次加速的程度較其他3個葉片要弱一些。分離渦在激波后逐漸變?nèi)? 大致在55%弦長位置逐漸消失, 在氣流加速過程中, 到達80%軸向弦長的位置, 由于過膨脹在80%軸向弦長的位置壓力較低(葉片4的表面壓力在該處低于尾緣壓力)。在80%軸向弦長的位置, 靠近壓力面?zhèn)葰饬魇艿綁嚎s, 形成了一組壓縮波, 葉片2和葉片3之間的壓縮波比較強烈, 可能是一條弱激波, 由圖4可知, 其他葉片吸力面?zhèn)妊刂飨蚍较蚰鎵毫μ荻炔淮? 應(yīng)該不是激波。

圖3 中徑處相對馬赫數(shù)分布云圖

圖4 中徑處壓力分布云圖及流線圖

總壓損失系數(shù)是衡量流動損失的一個重要參數(shù), 在動葉柵中一般采用相對總壓損失系數(shù), 現(xiàn)定義相對總壓損失系數(shù)

由于氣流通道從噴嘴出口橢圓形變化到動葉入口扇形, 中徑處氣流的方向發(fā)生了一定的變化, 各個通道處氣流入口攻角各不相同, 從通道1到通道4攻角的數(shù)值是增加的, 從圖4可以看出, 入口負攻角越大, 氣流在葉片吸力面附近分離也就越早, 分離渦越大, 同時通道激波也越強, 激波前的馬赫數(shù)也越高, 而激波后的馬赫數(shù)就越低, 也可以說激波損失也越大。根據(jù)圖5可知, 流道中動葉相對總壓損失在3個地方比較明顯, 其一是吸力面?zhèn)雀矫鎸臃蛛x區(qū)域, 流體的分離形成了較大的相對總壓損失; 其二是激波附近區(qū)域, 氣流經(jīng)過激波后相對總壓明顯降低, 激波越強總壓損失系數(shù)越大, 損失越大; 其三是尾跡區(qū)域, 從吸力面?zhèn)瘸鰜淼母咚贇饬魍瑝毫γ鎮(zhèn)瘸鰜淼牡退贇饬飨嘤? 兩者經(jīng)過摩擦摻混, 高速氣流拖著低速氣流加速、低速氣流拽著高速氣流減速, 經(jīng)過大致一個軸向弦長距離后氣流流動均勻, 在這個過程中造成相對總壓的損失。

圖5 中徑處相對總壓損失系數(shù)分布云圖

2.2 葉片表面壓力分布

從前面的分析可知, 燃氣從噴嘴流出進入動葉通道, 流道形狀和流態(tài)都發(fā)生了很大的變化, 1個噴嘴對應(yīng)的4個動葉通道內(nèi)的流動狀況不相同, 而且同一個葉片通道從葉根到葉頂流動狀況也是不同的, 因此葉片壓力載荷也是不同的, 對推動動葉做功所做的貢獻也是不同的。葉片壓力載荷是推動葉片做功的原動力, 但是不合理的壓力載荷分布會引起葉片轉(zhuǎn)子振動、葉片應(yīng)力集中, 對葉片起破壞性作用。

圖6給出了不同葉片表面在不同葉高截面上的壓力分布曲線, 其中縱坐標(biāo)為無量綱壓力值(為壓力，*為總壓), 橫坐標(biāo)為葉片軸向無量綱坐標(biāo)值(為葉片軸向坐標(biāo),為葉片軸向弦長), 葉片從1到4壓力分布可以認為同一時刻噴嘴出口4個葉片表面壓力分布, 也可以理解為某一個葉片動葉在轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)過程中4個時刻對應(yīng)的表面壓力分布; 同一時刻, 每個葉片所受的壓力載荷不同, 同一葉片在不同時刻所受壓力載荷不同, 在轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)過程中, 承受交變載荷的作用。

在根部截面, 4個葉片的壓力載荷都比較小, 葉片1在入口位置沒有主氣流進入, 只有周向和徑向的二次流流動, 氣流入口速度不高, 沒有形成激波, 在20%軸向弦長之前葉片背弧面的壓力高于葉片內(nèi)弧面壓力, 氣流阻止轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)做功, 后部分由于竄流的影響, 內(nèi)弧面氣流壓力高于背弧面氣流壓力。葉片4內(nèi)背弧兩側(cè)壓差不大, 背弧壓力雖小于內(nèi)弧側(cè)壓力, 對推動葉片做功貢獻不大; 葉片2和3流動有所改善, 內(nèi)背弧的壓差有了提高, 但是對推動葉片做功的貢獻也不是太明顯。

圖6 葉片表面壓力分布曲線

在中部截面, 4個葉片在吸力面大致30%軸向弦長位置都產(chǎn)生了分離, 分離使得該位置的壓力要較其他位置低一些。在壓力面?zhèn)? 葉片1由于入口氣流角與設(shè)計氣流角有較大的偏差, 流動速度比較低, 沒有形成激波, 整個壓力側(cè)的壓力變化比較平緩, 但是對推動動葉做功貢獻也比較小; 葉片2, 3, 4所在流道中都有激波產(chǎn)生, 而且激波打到了壓力面?zhèn)? 使得壓力側(cè)的壓力有了較大的波動, 葉片載荷主要在前60%屬于前加載葉型, 葉片3激波前馬赫數(shù)最高, 激波前壓力也是最高的, 經(jīng)過激波后氣流再次加速, 在80%軸向弦長位置形成了一束壓縮波, 整個葉片兩側(cè)的壓力差也是最大的, 對推動葉片做功貢獻最大。

在葉片頂部截面上看, 整個壓力面和吸力面上壓力變化相對比較平緩, 在動葉流道中應(yīng)該沒有產(chǎn)生激波, 但是壓力載荷要較根部位置大一些, 這可能是由兩方面原因造成的, 其一是氣流在離心力的作用下, 向頂部竄流要比向根部竄流更為嚴(yán)重; 其二是噴嘴出口面在動葉流道入口面偏頂部位置。整個葉片的壓力載荷作用在葉片偏頂部位置, 產(chǎn)生的扭矩大, 同時形成的葉片應(yīng)力載荷也大。

對于每一個葉片從根部到頂部應(yīng)力載荷是先增大后減小, 大致在中徑處偏頂部位置達到最大, 根部載荷要大于頂部載荷; 每一個葉片從進入噴嘴區(qū)域到離開噴嘴區(qū)域壓力載荷也是先增大后減小的, 呈交替變化。

2.3 葉片表面溫度分布

渦輪轉(zhuǎn)子葉片在旋轉(zhuǎn)過程中受到多個載荷作用, 其中熱載荷對葉片的影響主要有兩方面, 一是溫度載荷直接引起熱應(yīng)力; 二是葉片承受應(yīng)力大小與溫度成反比, 溫度越高承受應(yīng)力的能力越低。在渦輪轉(zhuǎn)子中, 葉片表面溫度分布主要由流道內(nèi)流動狀況和附面層內(nèi)傳熱決定。圖7給出了葉片2表面溫度分布曲線, 其中縱坐標(biāo)為折合溫度值、橫坐標(biāo)為葉片軸向無量綱坐標(biāo)值, 在不考慮葉片導(dǎo)熱的情況下, 葉片內(nèi)部溫度梯度大, 溫度最高值在10%葉高前緣位置, 最低值在90%葉高尾緣位置。結(jié)合圖6可知, 葉片承載大的地方葉片內(nèi)背弧兩側(cè)氣流溫差越小, 葉片的熱載荷也就越小。根據(jù)能量守恒可知, 氣流的流速越低其溫度越高, 從葉片表面溫度分布進一步說明, 葉片根部流速相對較慢, 葉片載荷主要集中在中上部位置。激波和壓縮波的作用使葉片表面氣流溫度較高, 這主要是激波造成的能量損失轉(zhuǎn)化為無用能加熱氣體, 激波后的氣體速度大幅度減小轉(zhuǎn)化為內(nèi)能, 減弱激波強度可以減少葉片表面氣流溫度梯度分布, 改善葉片的熱載荷分布; 同時減小氣動參數(shù)沿徑向的變化可以減小溫度沿徑向梯度。流道內(nèi)的流動在很短的時間內(nèi)達到相對穩(wěn)定狀態(tài), 而傳熱穩(wěn)定時間要遠高于流動穩(wěn)定時間, 在渦輪轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)過程中, 葉片內(nèi)部的傳熱不能夠達到穩(wěn)定, 葉片受到氣體對它的加熱或者冷卻周期性的作用, 葉片的熱應(yīng)力主要表現(xiàn)為瞬態(tài)熱應(yīng)力, 瞬態(tài)的熱應(yīng)力對轉(zhuǎn)子破壞力更為嚴(yán)重。

3 結(jié)論

本文對純沖動式魚雷渦輪機動葉流道內(nèi)的流場進行了數(shù)值仿真, 并對動葉流道內(nèi)流動狀況、總壓損失, 以及葉片所承受的氣動載荷、溫度載荷進行分析, 得出如下結(jié)論。

圖7 葉片2表面溫度分布曲線

1) 進口氣流角對渦輪葉柵流場影響較大, 氣流在50%葉片弦長位置形成分離渦, 該漩渦的存在使得流道內(nèi)的激波增強, 同時流道內(nèi)的流動比較復(fù)雜, 流動損失增加; 攻角越大, 附面層分離越嚴(yán)重, 激波越強, 總壓損失越大;

2) 受離心力和噴嘴出口形狀的影響, 每一個葉片其頂部氣動載荷要高于根部氣動載荷; 同一個葉片在經(jīng)過噴嘴流域時, 其氣動載荷呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢, 受交變的氣動力作用;

3) 葉片氣動承受載荷越大, 其溫度載荷就越小, 葉片內(nèi)的溫度梯度就越小, 均化動葉流道內(nèi)的沿葉高流場分布可以大幅度減小葉片沿葉高變化的溫度梯度。

[1] 趙寅生. 魚雷渦輪機原理[M]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué)出版社, 2002.

[2] 查志武, 史小鋒. 魚雷熱動力技術(shù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2006.

[3] 伊進寶, 錢建平, 董春鵬, 等. 水下航行體渦輪機通流部分流場及性能數(shù)值研究[J]. 魚雷技術(shù), 2006, 17(4): 61-66.Yi Jin-bao, Qian Jian-ping, Dong Chun-peng, et al. Numerical Investigation on Turbine Flow Field and Performance of Underwater Vehicle[J]. Torpedo Technology, 2006, 17(4): 61-66.

[4] 伊進寶, 趙衛(wèi)兵, 師海潮. 水下航行體燃氣渦輪機工作特性數(shù)值研究[J]. 魚雷技術(shù), 2010, 18(5): 376-380.Yi Jin-bao, Zhao Wei-bing, Shi Hai-chao. Numerical Investigation to Gas Turbine Performance of Underwater Vehicle[J]. Torpedo Technology, 2010, 18(5): 376-380.

[5] 張敏健. 跨音速透平葉柵內(nèi)流場數(shù)值分析[J]. 電站系統(tǒng)工程, 2008, 24(2): 25-26. Zhang Min-jian. Numerical Analysis of Flow Field in Trans-sonic Turbine Cascade[J]. Power System Engineering, 2008, 24(2): 25-26.

Numerical Simulation of Supersonic Flow Field in Rotor Blade Cascade for Impulse Torpedo Turbine

GUO Zhao-yuan, CAO Hao, ZHAO Wei-bing

(The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi′an 710075, china)

To study fluid characteristic in torpedo turbine flow passages and guide structure design of the flow passages, the flow field in rotor blade cascade of an impulse supersonic torpedo turbine was numerically investigated by computational fluid dynamics (CFD) method. The detail information of flow, total pressure loss, and aerodynamic load and temperature load on a blade were analyzed. Simulation results show that: flow in rotor flow passages is very complicated; blade incidence angle exerts significant effect on the flow; the larger the incidence angle, the more severe the boundary layer separation, the stronger the shock wave, and the more the total pressure loss; when a blade is pass through the nozzle area, the aerodynamic load on it first increases and then decreases; heavier aerodynamic load leads to smaller temperature load and temperature gradient in the blade.

torpedo turbine；rotor blade cascade；flow characteristic；heat transfer; numerical simulation

TJ630.32

A

1673-1948(2013)01-0043-05

2011-11-21;

2012-03-09.

郭兆元(1980-), 男, 博士, 高級工程師, 主要研究方向為魚雷熱動力技術(shù).

(責(zé)任編輯: 陳 曦)