李劍白，賀進(jìn)，唐洪飛，黃康才，曾軍，李曉明

緊湊式多功能低壓渦輪導(dǎo)向器設(shè)計(jì)

李劍白，賀進(jìn)，唐洪飛，黃康才，曾軍，李曉明

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

在某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化中，為滿足總體結(jié)構(gòu)和機(jī)械系統(tǒng)的要求，采用了兼具支板功能的緊湊式低壓渦輪導(dǎo)向器設(shè)計(jì)方案。在完成常規(guī)渦輪設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，通過子午流道設(shè)計(jì)和大葉片設(shè)計(jì)及數(shù)值仿真，對(duì)導(dǎo)向器內(nèi)的流動(dòng)進(jìn)行了細(xì)致而有效的控制，并對(duì)其進(jìn)行了三輪優(yōu)化設(shè)計(jì)和流場(chǎng)分析。結(jié)果表明，該優(yōu)化設(shè)計(jì)方案在滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求的同時(shí)保持了良好的氣動(dòng)性能，具有明顯的先進(jìn)性，并在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)試驗(yàn)中取得了良好效果，可推廣到其它發(fā)動(dòng)機(jī)研制和改型設(shè)計(jì)中。

緊湊式低壓渦輪導(dǎo)向器；航空發(fā)動(dòng)機(jī)；匹配性能；周向不均勻度；子午流道；葉片造型

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的支撐方式多種多樣，僅就軸流渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪端的支撐位置而言，就有高、低壓渦輪級(jí)間支撐和低壓渦輪后支撐。其結(jié)構(gòu)往往采用獨(dú)立的承力支柱或承力框架，在穿過主流道時(shí)需對(duì)其進(jìn)行包絡(luò)，以降低對(duì)主流的損失、避免與高溫氣體直接接觸，而對(duì)支撐結(jié)構(gòu)的包絡(luò)一般采用獨(dú)立支板來實(shí)現(xiàn)。支板可實(shí)現(xiàn)較大的厚度設(shè)計(jì)，除了能穿過承力系統(tǒng)外，還可穿過油管、氣管等零組件，這是常規(guī)渦輪葉片難以實(shí)現(xiàn)的。但支板的設(shè)計(jì)將大幅增加發(fā)動(dòng)機(jī)的長度和重量，影響發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)性能。同時(shí)，由于支板數(shù)量較少且氣動(dòng)通道往往為擴(kuò)張通道，使得氣流容易分離，非設(shè)計(jì)工況下的性能較差。

緊湊式多功能低壓渦輪導(dǎo)向器，是在相同軸向位置交替放置大、小葉片，大葉片內(nèi)通過各種管路和支撐件使其具有支板功能，且大、小葉片配合形成的收斂通道可保證良好的氣動(dòng)性能，實(shí)現(xiàn)導(dǎo)向器功能。相對(duì)于獨(dú)立支板，這種結(jié)構(gòu)緊湊、性能優(yōu)越的低壓渦輪導(dǎo)向器的尺寸和重量大幅降低，具有明顯的先進(jìn)性。文獻(xiàn)[1]將此類設(shè)計(jì)定義為過渡段支板軸向位置與導(dǎo)向器重疊設(shè)計(jì)，并對(duì)其流場(chǎng)細(xì)節(jié)進(jìn)行了詳細(xì)評(píng)估，認(rèn)為過渡段支板會(huì)增強(qiáng)渦系的徑向發(fā)展，同時(shí)容易產(chǎn)生不定數(shù)量的小渦系，需要對(duì)其流動(dòng)進(jìn)行精細(xì)控制。而Paniagua等[2，3]稱這種導(dǎo)向器為創(chuàng)新低壓渦輪導(dǎo)向器，其研究的導(dǎo)向器由16片大葉片和48片小葉片組成并置于高壓渦輪后，對(duì)該導(dǎo)向器的流動(dòng)和換熱性能進(jìn)行的詳細(xì)試驗(yàn)與計(jì)算研究表明，大葉片對(duì)小葉片流場(chǎng)有較大影響，非設(shè)計(jì)工況下大葉片存在較大分離流動(dòng)并影響相鄰葉片通道。

本文針對(duì)緊湊式多功能低壓渦輪導(dǎo)向器的特點(diǎn)，從工程應(yīng)用角度，對(duì)某發(fā)動(dòng)機(jī)緊湊式多功能低壓渦輪導(dǎo)向器設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了較為深入的探討，在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)要求的基礎(chǔ)上，對(duì)該導(dǎo)向器進(jìn)行了全三維優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2 設(shè)計(jì)方法

緊湊式多功能低壓渦輪導(dǎo)向器中的大葉片作為承力框架和管路的整流罩，需滿足結(jié)構(gòu)要求；作為低壓渦輪導(dǎo)向器的一部分，需滿足性能要求。在滿足結(jié)構(gòu)要求前提下實(shí)現(xiàn)良好的氣動(dòng)性能，具有較高的難度。首先，由于大葉片葉型較厚，破壞了小葉片渦輪葉柵氣動(dòng)通道的良好收斂性，因此有效組織大、小葉片通道內(nèi)氣流的流動(dòng)，是保證渦輪導(dǎo)向器具有較高性能的關(guān)鍵。其次，由于相同軸向位置兩種葉片的存在，增加了導(dǎo)向器出口流場(chǎng)的周向不均勻性，一方面影響動(dòng)葉的性能，另一方面會(huì)形成新的振動(dòng)誘因，因此保證導(dǎo)向器出口流場(chǎng)周向盡量保持周期性也是設(shè)計(jì)難點(diǎn)之一。

設(shè)計(jì)方法分為常規(guī)渦輪設(shè)計(jì)與大葉片設(shè)計(jì)兩個(gè)階段。常規(guī)渦輪設(shè)計(jì)階段主要完成渦輪流道、動(dòng)葉和導(dǎo)向器小葉片的設(shè)計(jì)，大葉片設(shè)計(jì)在常規(guī)渦輪(原型渦輪)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上完成。本文重點(diǎn)介紹大葉片設(shè)計(jì)階段的方法。由于相同軸向位置異型葉片的存在，傳統(tǒng)的渦輪設(shè)計(jì)方法很難完成此類渦輪導(dǎo)向器的設(shè)計(jì)，因此充分利用已有的渦輪設(shè)計(jì)體系，建立了緊湊式多功能低壓渦輪導(dǎo)向器設(shè)計(jì)方法。該方法包括子午流道設(shè)計(jì)、大葉片造型設(shè)計(jì)和數(shù)值仿真三個(gè)方面。

2.1子午流道設(shè)計(jì)

采用流道設(shè)計(jì)軟件Mecroo[4]完成新流道設(shè)計(jì)，如圖1所示。為保證低壓渦輪導(dǎo)向器喉部尺寸，設(shè)計(jì)中盡可能保證葉片喉部的子午流道尺寸與原型一致，通過平移背景流道視圖(虛線)實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)參考。從圖1可看出，該低壓渦輪導(dǎo)向器子午流道輪轂略擴(kuò)，采用直線，輪緣具有較大擴(kuò)張度。因此，在設(shè)計(jì)中主要對(duì)低壓渦輪導(dǎo)向器輪緣流道進(jìn)行優(yōu)化。采用Bezier曲線進(jìn)行流道設(shè)計(jì)，曲線兩端分別與高、低壓渦輪轉(zhuǎn)子輪緣相切。

圖1 流道設(shè)計(jì)界面Fig.1 Flow path design interface

2.2大葉片造型設(shè)計(jì)

利用葉片設(shè)計(jì)軟件BladeDesign[5]進(jìn)行葉片型線設(shè)計(jì)。采用三截面設(shè)計(jì)、拋物線規(guī)律進(jìn)行葉片積疊。大葉片的設(shè)計(jì)首先要滿足插入承力框架的結(jié)構(gòu)需求，因此對(duì)各截面葉型的最大厚度及最大厚度位置有嚴(yán)格要求。由于這種大葉片的兩側(cè)是不同的葉片，因此設(shè)計(jì)中不能采用傳統(tǒng)的渦輪葉柵設(shè)計(jì)方法，不能直接進(jìn)行傳統(tǒng)意義的葉柵S1流面計(jì)算評(píng)估。

設(shè)計(jì)中利用BladeDesign背景葉柵的功能來判斷大葉片左右氣動(dòng)通道的寬度分布。如圖2所示，大葉片壓力側(cè)型線與背景葉片(虛線葉型)吸力側(cè)型線對(duì)應(yīng)組成一條氣動(dòng)通道，大葉片吸力側(cè)型線與背景葉片壓力側(cè)型線對(duì)應(yīng)組成另一條氣動(dòng)通道。為保證導(dǎo)向器流通能力及導(dǎo)向器出口流場(chǎng)與原型一致，保證插入承力支柱，在大葉片設(shè)計(jì)中摸索出三點(diǎn)準(zhǔn)則：①保證喉部尺寸與原型盡量一致；②葉片積疊保證各截面葉型尾緣與原型葉片相應(yīng)截面葉型尾緣的位置盡量一致；③保證積疊葉片具有良好的包絡(luò)性，設(shè)計(jì)參數(shù)及型線具有規(guī)律性。從圖2和圖3可以看出，設(shè)計(jì)中很好地保證了上述三點(diǎn)準(zhǔn)則。

圖2 葉型設(shè)計(jì)界面Fig.2 Airfoil profile design interface

圖3 葉片積疊界面Fig.3 Blade stack interface

2.3數(shù)值仿真

如前所述，對(duì)大葉片葉型的設(shè)計(jì)不能采用傳統(tǒng)的S1流面計(jì)算評(píng)估，考慮到低壓渦輪導(dǎo)向器具有較大的擴(kuò)張度，流動(dòng)具有強(qiáng)烈的三維特征，同時(shí)低壓渦輪導(dǎo)向器狀態(tài)與高壓渦輪和低壓轉(zhuǎn)子相關(guān)，因此采用全三維粘性CFD方法對(duì)高、低壓渦輪進(jìn)行聯(lián)合計(jì)算，綜合評(píng)估插入大葉片后的高、低壓渦輪匹配性能和低壓渦輪轉(zhuǎn)、靜子匹配性能。

高壓渦輪轉(zhuǎn)、靜子和低壓渦輪轉(zhuǎn)子計(jì)算模型采用常規(guī)方法建模分網(wǎng)。低壓渦輪導(dǎo)向器共有27片葉片，其中3片為大葉片。為保證流場(chǎng)周期性，將3片大葉片均布，計(jì)算模型包含1片大葉片和8片小葉片。網(wǎng)格劃分采用CFX-TurboGrid12.0，流場(chǎng)計(jì)算采用CFX12.0。采用六面體網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)1 214 706，壁面網(wǎng)格加密，保證y+＜10，如圖4所示。

圖4 計(jì)算模型網(wǎng)格Fig.4 Computational grids

計(jì)算邊界為高壓渦輪進(jìn)口總壓、總溫、氣流角、湍流度和渦粘性比，低壓渦輪出口平均靜壓；葉片表面和上、下壁面無滑移；周期性邊界上強(qiáng)迫對(duì)應(yīng)點(diǎn)上的所有物理量相等；級(jí)交界面采用stage方式。求解器均采用高分辨率差分格式、SST湍流模型，計(jì)算收斂精度設(shè)置為最大殘差不大于5×10-4。計(jì)算中考慮變物性的影響，粘性系數(shù)和導(dǎo)熱系數(shù)采用Sutherland法則計(jì)算。

3 優(yōu)化設(shè)計(jì)分析

低壓渦輪導(dǎo)向器優(yōu)化設(shè)計(jì)經(jīng)歷了三輪(d1，d2，d3分別對(duì)應(yīng)第一、第二和第三輪優(yōu)化設(shè)計(jì))。最初的設(shè)計(jì)方案(即第一輪優(yōu)化設(shè)計(jì)，d1)為了便于控制最大厚度位置，采用前緣積疊，且前緣子午投影與軸向垂直(圖5、圖6)。輪緣子午流道從高壓渦輪動(dòng)葉出口到低壓渦輪動(dòng)葉進(jìn)口采用漸擴(kuò)方案(圖6)。評(píng)估結(jié)果表明，該方案高、低壓匹配關(guān)系發(fā)生了變化。從表1可看到，高壓渦輪膨脹比下降1.13%，低壓渦輪膨脹比增加1.09%，主要原因在于流道設(shè)計(jì)中減小了低壓渦輪導(dǎo)向器喉部面積。為避免此問題，在后續(xù)設(shè)計(jì)中盡可能保證低壓渦輪導(dǎo)向器喉部面積。

圖5 最初方案葉片設(shè)計(jì)結(jié)果Fig.5 Initial scheme

圖6 前兩輪流道設(shè)計(jì)對(duì)比Fig.6 Contrast of the flow path between the first two designs

表1 低壓渦輪導(dǎo)向器優(yōu)化后高、低壓渦輪性能與原型性能的百分比差異%Table 1 Percentage difference of turbine performance between the three schemes and the original scheme

第二輪優(yōu)化設(shè)計(jì)對(duì)流道和葉型均進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。流道設(shè)計(jì)利用流道設(shè)計(jì)軟件中背景流道的功能，盡可能保證導(dǎo)向器喉部位置的流道尺寸與原型一致。從圖6中可看到第二輪優(yōu)化設(shè)計(jì)與第一輪優(yōu)化設(shè)計(jì)的差異，調(diào)整后的高、低壓渦輪的匹配與原型基本一致(表1)。葉片設(shè)計(jì)中，采用葉片前緣與流道正交設(shè)計(jì)以改善端壁二次流動(dòng)的影響，同時(shí)優(yōu)化大葉片兩側(cè)的氣動(dòng)通道，最終使低壓渦輪效率較第一輪優(yōu)化設(shè)計(jì)提高了0.56%，與原型接近。本輪設(shè)計(jì)葉片如圖7所示。

圖8為前兩輪設(shè)計(jì)中導(dǎo)向器出口的二次流動(dòng)矢量圖，圖中同時(shí)畫出大葉片及其兩側(cè)的小葉片以確定位置?？梢?，第一輪優(yōu)化設(shè)計(jì)中大葉片尾緣靠近上端壁附近有明顯的角渦(橢圓標(biāo)識(shí)位置)，第二輪優(yōu)化設(shè)計(jì)中則消除了該角渦。端壁附面層是形成二次流動(dòng)的主要因素，二次流動(dòng)的強(qiáng)度與端壁附面層的厚度緊密相關(guān)。由于低壓渦輪導(dǎo)向器進(jìn)口擴(kuò)壓段端壁附面層厚度沿流動(dòng)方向會(huì)逐漸加厚，故采用適當(dāng)尺度的葉片前掠設(shè)計(jì)可有效降低二次流動(dòng)強(qiáng)度，這與文獻(xiàn)[6]中的研究結(jié)果相符。

圖7 第二輪優(yōu)化葉片設(shè)計(jì)結(jié)果Fig.7 Second scheme

圖8 低壓渦輪導(dǎo)向器出口二次流動(dòng)矢量圖Fig.8 The secondary flow vector at low pressure turbine nozzle outlet

但第二輪優(yōu)化設(shè)計(jì)得到的低壓渦輪導(dǎo)向器流場(chǎng)并不理想。從圖9可看出，大葉片盆側(cè)的小葉片吸力面有局部高速區(qū)(尖、中、根截面的峰值馬赫數(shù)分別達(dá)到1.128、1.525和1.632)，根截面的強(qiáng)激波誘發(fā)氣流分離，這是因?yàn)榇笕~片盆側(cè)的氣動(dòng)通道為收擴(kuò)形式，根截面尤其明顯。同時(shí)，大葉片根截面左右兩側(cè)的氣動(dòng)通道收斂性較為矛盾，大葉片最小厚度向其吸力面一側(cè)移動(dòng)會(huì)導(dǎo)致該側(cè)氣動(dòng)通道成為擴(kuò)張通道。經(jīng)過第二輪優(yōu)化設(shè)計(jì)發(fā)現(xiàn)，在固定的軸向長度、尾緣位置及最大厚度條件下無法消除根截面的分離流動(dòng)。繼續(xù)加長大葉片長度可解決這一矛盾，但會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸和重量增加，不是首選方案，因此在第三輪優(yōu)化設(shè)計(jì)中采取了平移葉片尾緣的措施。

圖9 第二輪設(shè)計(jì)結(jié)果S1流面馬赫數(shù)云圖Fig.9 S1 stream surface Mach number distribution of the second scheme

從圖10可看出，尾緣向大葉片吸力側(cè)做適當(dāng)平移后，有效緩解了大葉片壓力側(cè)氣動(dòng)通道的問題，槽道中的峰值馬赫數(shù)大幅降低，流場(chǎng)分布較為理想，不存在流動(dòng)分離現(xiàn)象。適當(dāng)調(diào)整大葉片的安裝角和葉型，使大葉片吸力側(cè)氣動(dòng)通道的流場(chǎng)也較為理想。從表1可看出，第三輪優(yōu)化設(shè)計(jì)得到的高、低壓渦輪的匹配和效率均與原型接近，令人滿意。且采用全三維CFD軟件對(duì)渦輪流場(chǎng)進(jìn)行評(píng)估得到的流場(chǎng)較為理想，沒有分離，在氣流速度適中的情況下計(jì)算精度較高。因此，本輪設(shè)計(jì)評(píng)估結(jié)果較為可信，第三輪優(yōu)化設(shè)計(jì)得到的葉片如圖11所示。

圖10 第三輪設(shè)計(jì)結(jié)果S1流面馬赫數(shù)云圖Fig.10 S1 stream surface Mach number distribution of the third scheme

圖11 第三輪優(yōu)化葉片設(shè)計(jì)結(jié)果Fig.11 Third scheme

4 導(dǎo)向器流場(chǎng)分析

進(jìn)一步分析第三輪優(yōu)化設(shè)計(jì)得到的低壓渦輪導(dǎo)向器流場(chǎng)，葉片編號(hào)如圖12所示。

圖12 葉片編號(hào)示意圖Fig.12 Sketch map of blade number

由圖10可知，大葉片對(duì)相鄰氣動(dòng)通道的流場(chǎng)影響較大，對(duì)其它通道流場(chǎng)影響較小。從葉片表面等熵馬赫數(shù)分布(圖13)可更為清晰地看出，2號(hào)葉片吸力面和6號(hào)葉片壓力面的等熵馬赫數(shù)均與其它葉片差異很大；但2號(hào)葉片的壓力面等熵馬赫數(shù)與原型分布非常接近，說明該側(cè)氣動(dòng)通道中的氣流幾乎不受大葉片的影響；6號(hào)葉片吸力面根、尖截面等熵馬赫數(shù)分布與原型分布略有差異，說明該側(cè)氣動(dòng)通道中的氣流僅在端壁受到大葉片的影響，且影響較??；其余葉片表面馬赫數(shù)分布較為一致，說明其附近流場(chǎng)基本不受大葉片的影響。

圖13 葉片表面等熵馬赫數(shù)分布Fig.13 Isentropic Mach number distribution at blade surface

從低壓渦輪導(dǎo)向器出口馬赫數(shù)云圖(圖14)可看出，大葉片對(duì)出口流場(chǎng)的影響基本在其兩側(cè)的氣動(dòng)通道，且所有通道的激波系結(jié)構(gòu)基本一致(圖10)。圖15給出了低壓渦輪導(dǎo)向器出口10%、50%、90%葉高的馬赫數(shù)周向分布，計(jì)算區(qū)域跨度為120°。其中，馬赫數(shù)低點(diǎn)處于尾跡區(qū)域，據(jù)此可區(qū)分各葉片的位置?？梢姡?0%葉高位置的大葉片左側(cè)葉柵狀態(tài)略高于其右側(cè)，50%葉高位置的大葉片兩側(cè)葉柵狀態(tài)較為接近，90%葉高位置的大葉片右側(cè)葉柵狀態(tài)略高于其左側(cè)；3、4、5號(hào)葉片氣動(dòng)通道狀態(tài)略低于7、8、9號(hào)葉片。從低壓渦輪動(dòng)葉進(jìn)口相對(duì)氣流角周向分布(圖16)可看出，低壓渦輪動(dòng)葉前緣感受到的導(dǎo)向器出口各氣動(dòng)通道氣流角度均值基本一致；大葉片導(dǎo)致其兩側(cè)氣動(dòng)通道的動(dòng)葉相對(duì)氣流角與其他通道相應(yīng)位置的氣流角相差3°以內(nèi)；根截面和尖截面的動(dòng)葉進(jìn)口氣流角峰值與谷值差異約11°，而中截面的差異較小，僅為7°。

圖14 低壓渦輪導(dǎo)向器出口馬赫數(shù)云圖Fig.14 Mach number contours at low pressure turbine nozzle outlet

圖15 低壓渦輪導(dǎo)向器出口馬赫數(shù)周向分布Fig.15 Mach number circumferential distribution at low pressure turbine nozzle outlet

圖16 低壓渦輪動(dòng)葉進(jìn)口相對(duì)氣流角周向分布Fig.16 Relative flow angle distribution at low pressure turbine rotor inlet

5 結(jié)束語

緊湊式多功能低壓渦輪導(dǎo)向器由于相同軸向位置異型葉片的存在，破壞了常規(guī)導(dǎo)向器良好的收斂性，增加了導(dǎo)向器出口流場(chǎng)的周向不均勻性。本文詳細(xì)討論了該種導(dǎo)向器的特點(diǎn)和設(shè)計(jì)方法，通過葉片和流道的耦合設(shè)計(jì)，對(duì)導(dǎo)向器內(nèi)流動(dòng)進(jìn)行了細(xì)致而有效的控制，最終獲得的低壓渦輪導(dǎo)向器在滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需求的同時(shí)保持了良好的氣動(dòng)性能，其設(shè)計(jì)具有明顯的先進(jìn)性。該類導(dǎo)向器已在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)試驗(yàn)中進(jìn)行了嘗試，取得了良好的效果，可推廣到其它發(fā)動(dòng)機(jī)研制和改型設(shè)計(jì)中。目前對(duì)此類導(dǎo)向器的研究較少，有必要深入研究該類導(dǎo)向器的設(shè)計(jì)方法，并開展進(jìn)一步的試驗(yàn)研究工作。

[1]唐洪飛.渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪導(dǎo)葉及過渡段分離流動(dòng)控制技術(shù)研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2010.

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Design of Compact and Multifunctional Low-Pressure Turbine Nozzle

LI Jian-bai，HE Jin，TANG Hong-fei，HUANG Kang-cai，ZENG Jun，LI Xiao-ming
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

According to the turbofan engine structure optimization design,a compact low pressure turbine nozzle with the function of the strut was adopted to meet the requirements of general structure and mechani?cal system.On the basis of conventional turbine design,the flow inside of nozzle was effectively controlled by means of meridian flowpath,large vane design and numerical simulation;and three rounds of optimiza?tion design and flowfield analysis were accomplished.The results show that this scheme meets the structur?al requirements with favorable performance,and represents famous result in the engine test that could be generalized in the development and derivative design of other models.

compact low pressure turbine nozzle；aero-engine；matching performance；circumferential asymmetry;meridian flowpath;airfoil profile

V235.1

A

1672-2620(2013)02-0012-06

2012-08-30；

2013-02-20

李劍白(1979-)，男，黑龍江林口縣人，工程師，碩士，主要從事渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究。