C.B.雷茲尼克，V.I.亞什尼科夫，S.A.霍梅列夫，E.L.比卡，S.V.葉爾少夫

（1.伊夫琴科前進設(shè)計局，烏克蘭扎波羅熱；2.機械工程研究院，烏克蘭哈爾科夫）

程 燕，陳 云，譯

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015）

0 引言

現(xiàn)代航空發(fā)動機制造業(yè)的主要趨勢是在設(shè)計中提高部件氣動負荷，進而降低加工、維護成本和提高結(jié)構(gòu)質(zhì)量，可以在不同程度上減少壓氣機和渦輪葉片的數(shù)量。

高壓渦輪可采用跨聲速和超聲速的導(dǎo)向葉片和工作葉片。通常，由于氣動參數(shù)梯度較大，存在壓縮和膨脹激波之間的相互作用，以及附面層和尾跡流動，這種葉柵內(nèi)的流體具有非常復(fù)雜的流動特性。直接通過試驗研究上述特性成本較高，而且很多研究無法通過試驗的方式開展，需要采用一些現(xiàn)代化的數(shù)學(xué)方法進行研究。

本文運用可靠的數(shù)值計算方法進行了葉柵型面特性研究，計算精度可以滿足葉柵氣動參數(shù)的確定。

1 計算方法

為了實現(xiàn)對工作介質(zhì)物理特性的準確模擬，目前使用的半經(jīng)驗湍流模型基于雷諾平均Navier-Stokes算法[1]在工程上滿足模擬了工作介質(zhì)流動的所有現(xiàn)象（激波、湍流、分離流動等）和由其引起的氣流參數(shù)的局部和積分的變化。

本文應(yīng)用“伊夫琴科－前進”設(shè)計局FlowER程序中的2維流體模塊，基于Menter的k-ω SST模型[3]實現(xiàn)了流動的數(shù)值計算，方程采用2階精度隱格式差分求解[1]。渦輪葉柵葉間流路的計算網(wǎng)格采用H型網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)為100×160，附面層網(wǎng)格不少于22～25，葉片表面第1層網(wǎng)格厚度小于1/√Re。葉型前、后緣計算網(wǎng)格如圖1所示。

圖1 葉型前、后緣計算網(wǎng)格

2 計算方法的驗證

所使用計算方法的有效性經(jīng)公開出版刊發(fā)的檢測計算方法以及“伊夫琴科－前進”設(shè)計局積累的試驗數(shù)據(jù)進行了驗證。文獻[4-6]有關(guān)葉型葉柵試驗和計算結(jié)果對比分別如圖2～5所示。

圖2 M2is=1.19狀態(tài)下渦輪葉柵流場對比

圖3 葉柵1試驗結(jié)果和計算結(jié)果對比

圖4 М2is=0.96狀態(tài)下渦輪葉柵流場對比

圖5 葉柵2試驗與計算結(jié)果對比

從上述圖中可見，該計算方法準確地模擬了葉柵流場內(nèi)的流動現(xiàn)象（激波的形成和位置，激波與葉背處附面層流動的相互作用等），并完整地再現(xiàn)氣流積分參數(shù)的變化。對于葉柵1損失系數(shù)計算值的絕對偏差不超過1%，氣流出口角偏差不超過1°。對于葉柵2損失系數(shù)及出口氣流角特性計算值也都在試驗范圍的邊界內(nèi)。

3 基礎(chǔ)葉柵的流體計算分析

運用上述方法研究了某航空發(fā)動機單級高壓渦輪工作葉片中截面葉型的特性。葉型幾何參數(shù)見表1，初始和優(yōu)化葉型對比如圖6所示，計算狀態(tài)為λ2is=0.90。研究了單級渦輪落壓比由πT*=2.73提高到3.05時，在該渦輪動葉葉柵內(nèi)增大壓差的可能性。

表1 葉型幾何參數(shù)

λ2is=1.20時，葉柵等馬赫數(shù)線對比如圖7所示，葉柵尾緣繞流矢量如圖8所示。從圖8中可見，隨著飛行高度的變化，當(dāng)雷諾數(shù)減小時，葉背處斜激波后附面層出現(xiàn)局部分離流動，可能會發(fā)展為氣流在斜切面上的明顯分離流動，這必定伴隨著損失的明顯增加。由于葉背附面層與尾緣分離的摻混，會形成較大的尾跡流動。尾跡與葉柵內(nèi)一系列壓縮波及膨脹波的相互作用造成氣流的能量損失進一步增加。

圖6 初始和優(yōu)化葉型對比

圖7 λ2is=1.20葉柵等馬赫數(shù)線對比

圖8 λ2is=1.20葉柵尾緣繞流矢量

初始葉型和優(yōu)化葉型的損失特性對比如圖9所示。從圖9中可見，初始葉型在這種流動特性下λ2is=1.20狀態(tài)的損失比λ2is=0.90狀態(tài)的高2倍。如果不進行葉型的改進設(shè)計而提高該渦輪膨脹比是不合理的，因此對渦輪工作葉片進行重新氣動優(yōu)化設(shè)計是非常有必要的。

圖9 初始葉型和優(yōu)化葉型的損失特性對比

4 葉型氣動優(yōu)化結(jié)果

葉型的氣動優(yōu)化主要是指幾何參數(shù)的變化。依照葉柵的損失水平和葉片數(shù)進行優(yōu)化，來減輕質(zhì)量及加工成本。使用2DFlowER黏性計算程序?qū)χ匦略O(shè)計的葉型方案進行分析。受冷卻要求制約，新的葉型前緣較厚，尾緣較薄，有效出氣角變化較小，進口構(gòu)造角明顯變小，尾緣楔角減小，尾緣彎折角變小，喉部后葉背型線曲率變小，喉部面積增大。

通過計算獲得的損失系數(shù)與葉柵相對柵距的關(guān)系如圖10所示。從圖中可見，新的葉型相對柵距接近最佳值。葉型弦長相對于初始葉型長度增大的同時相對間距變化量較小，使葉柵稠度變小（葉片數(shù)量減少5%）但效率沒有明顯降低。

圖10 損失系數(shù)與葉柵相對柵距的關(guān)系曲線

葉型表面等熵馬赫數(shù)分布對比如圖11所示。從圖11中可見，葉型表面繞流特性的變化主要表現(xiàn)在載荷的重新分配，進、出口段的載荷減小了，型面中部的載荷增大了。

在亞聲速繞流狀態(tài)下，優(yōu)化后葉型顯然是小載荷的，該變化導(dǎo)致葉柵出口段亞聲速氣流的流動范圍和強度增大，使得葉型損失相對于初始葉型有所增大，如圖11（a）所示。

圖11 葉型表面等熵馬赫數(shù)分布對比

隨著工作狀態(tài)的提高，優(yōu)化后葉型可以保證氣流沿葉背更為均勻的加速，從而避免在斜激波后的尾緣處發(fā)生氣流分離，減弱了尾跡流動。這種葉型修改的積極效果在于明顯減小了損失系數(shù)（由8.6%減到5.8%），如圖11（b）所示。

綜上所述，新的葉型在所研究的整個工作狀態(tài)范圍內(nèi)損失變化更為平緩。該葉型在亞臨界或超臨界壓差下都具有較高的效率。另外，計算數(shù)據(jù)表明，優(yōu)化后的葉型對于進一步提高工作狀態(tài)具有一定的儲備。

改進后的葉型的缺點是在葉盆側(cè)的進口邊還存在一定的分離流動，該分離區(qū)的形成需要進一步限制，便于冷卻設(shè)計而采用的較厚的前緣厚度。

根據(jù)以上結(jié)果對葉型開展了進一步優(yōu)化。前緣厚度增大2.5%，前緣楔角從12.4°增大到23°，在所研究的工況范圍內(nèi)基本上成功消除了氣流分離（如圖12所示），但葉型總效率的提高并不明顯。主要原因是在葉型前緣氣流速度相對較低，因此，能量損失總體水平比例不明顯。另外，這種氣動優(yōu)化增大了2%以上的葉型截面面積，增加了葉片質(zhì)量，所以，在目前這一階段葉型不是最優(yōu)的，但可以作為后續(xù)研究的對象。

圖12 葉型面進口段重新造型消除分離區(qū)域

5 結(jié)果確認

在“前進”設(shè)計局開展了平面葉柵吹風(fēng)試驗，以對優(yōu)化葉型的平面葉柵試驗件氣流參數(shù)的測量結(jié)果進行驗證，如圖13所示；葉柵的損失特性得到了驗證，如圖14所示。在所研究的換算速度范圍內(nèi)，測量的損失系數(shù)均未超過計算值，從而驗證了該葉型具有較高的效率。

圖13 平面葉柵試驗件氣流參數(shù)測量

圖14 優(yōu)化葉柵的損失特性

6 結(jié)論

（1）提高部件氣動負荷可以降低航空發(fā)動機的成本和結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

（2）在設(shè)計高壓渦輪葉型時應(yīng)廣泛運用現(xiàn)代數(shù)學(xué)研究方法，即可壓氣體黏性流計算方法。

（3）用FlowER程序?qū)?維流體計算方法的校核表明，該方法計算的效率及其在工程上應(yīng)用是可行的。

（4）使用燃氣黏性流體2維計算方法對航空發(fā)動機高壓渦輪工作葉片葉型進行了優(yōu)化設(shè)計。經(jīng)與初始葉型對比，優(yōu)化葉型在各狀態(tài)下?lián)p失特性變化更為平緩，并且在超臨界狀態(tài)時效率更高。與初始葉型相比，在λ2is=1.20狀態(tài)下的損失減少了2.8%。

（5）通過平面葉柵吹風(fēng)試驗對葉型的優(yōu)化計算結(jié)果做了驗證。在各研究狀態(tài)下測得的損失系數(shù)均未超出計算值。

致謝

向參與本研究工作的“伊夫琴科－前進”設(shè)計局試驗研究部主任設(shè)計師U.A.法金先生表示感謝！

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