白　濤

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院， 西安　710077)

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寬廣攻角范圍內(nèi)不同加載形式渦輪氣動性能研究

白濤

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院， 西安710077)

摘要：攻角和負荷分布形式的變化必然會導(dǎo)致渦輪葉片邊界層結(jié)構(gòu)的改變，從而影響渦輪的損失特性。本文通過設(shè)計負荷能力相同而負荷分布形式不同的3種葉型分析在寬廣的攻角范圍內(nèi)，負荷分布對渦輪葉型邊界層發(fā)展的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明：前加載和均勻加載葉型在寬廣的攻角范圍內(nèi)表現(xiàn)較低的損失特性，尤其是在負攻角范圍內(nèi)；后加載葉型的設(shè)計使得邊界層提前轉(zhuǎn)捩，氣動損失較大。

關(guān)鍵詞：負荷分布；攻角；邊界層；氣動損失

本文引用格式：白濤.寬廣攻角范圍內(nèi)不同加載形式渦輪氣動性能研究[J].兵器裝備工程學(xué)報，2016(7):163-167.

Citationformat:BAITao.ResearchofAerodynamicPerformanceofTurbineBladewithDifferentLoadingDistributionatWindRangeIncidence[J].JournalofOrdnanceEquipmentEngineering,2016(7):163-167.

發(fā)動機的設(shè)計要兼顧設(shè)計點和非設(shè)計點的性能。高負荷低壓渦輪的設(shè)計是減輕發(fā)動機的重量的有效途徑，然而高負荷低壓渦輪葉片的設(shè)計使得葉輪機對工況的變化更為敏感。攻角是影響渦輪性能的主要參數(shù)[1-5]。攻角的變化會改變前緣流線的曲率，改變吸力峰的強度和前緣的分離結(jié)構(gòu)，最終影響到葉片邊界層分離情況，因此其對渦輪效率和穩(wěn)定工作的影響不可忽略[6-7]。

負荷分布形式直接決定著流過其表面的流線曲率，從而影響著葉片表面的壓力分布。好的負荷分布可以有效的降低渦輪葉柵通道氣動損失。目前高負荷低壓渦輪葉片的負荷分布有前加載和后加載兩種形式，前加載葉型可以有效的減弱渦輪槽道逆壓力區(qū)邊界層的分離，而后加載葉型因可以有效的降低槽道中的橫向壓力梯度，因此對二次流的強度有一定的減弱作用[8]。Benner,jouini，Sjolander[9-12]對不同攻角下渦輪葉柵損失的大量實驗研究也表明了攻角對渦輪葉柵的葉型損失和二次流損失的顯著影響。其中Sjolander等測量了在±5°攻角下三種不同加載形式葉片的葉型損失和二次流損失。三種葉型為別為：載荷系數(shù)為1.08的基準葉型和載荷系數(shù)均為1.37的前加載和后加載葉型。研究結(jié)果表明載荷系數(shù)為1.37的后加載葉型在整個攻角范圍內(nèi)都有比其他兩個葉型更高的葉型損失；相反，前加載葉型在整個攻角范圍內(nèi)的二次流損失都要顯著的高于后加載的二次流損失。鄒正平教授[13-14]也在此方面做了大量研究，并且通過設(shè)計渦輪的負荷分布形式來實現(xiàn)在非設(shè)計工況范圍內(nèi)對流動的控制。

葉型損失主要有邊界層內(nèi)的摩擦損失和分離損失構(gòu)成，邊界層的發(fā)展直接決定著葉型損失的大小[15]。尤其是葉片吸力面邊界層的發(fā)展。楊琳等[16]通過在平板上給定不同的負荷分布，研究了在不同攻角下，邊界層的發(fā)展情況，但平板上的流動忽略了前緣等流動細節(jié)，因此并不能反映真實葉片的邊界層發(fā)展情況。因此有必要在大攻角范圍內(nèi)研究不同加載形式渦輪葉片邊界層的發(fā)展規(guī)律，從機理的角度理解不同加載形式在非設(shè)計工況下的損失，為工作在設(shè)計和非設(shè)計狀態(tài)下高負荷渦輪葉片的設(shè)計提供理論指導(dǎo)。

基于以上本文將在3個加載能力相同但負荷分布形式不同的葉型上細致的分析在大攻角范圍內(nèi)邊界層的發(fā)展規(guī)律。

1研究方法及研究對象

設(shè)計3種加載形式的葉型，設(shè)計的過程中保證3種加載形式的負荷大小是相同的。負荷大小用Zweifel載荷系數(shù)衡量。本文主要通過改變安裝角和尾緣彎折角實現(xiàn)不同的加載形式，其中在均勻加載葉型的基礎(chǔ)上，通過增大尾緣彎折角，減小安裝角得到后加載葉型；通過減小尾緣彎折角和增大安裝角得到前加載葉型。造型過程中對前尾緣楔形角也進行了適當?shù)恼{(diào)整。由于高負荷低壓渦輪的需求，3種葉型的Zweifel載荷系數(shù)均設(shè)定為1.25。葉型的幾何參數(shù)如表1所示，葉型幾何截面如圖1所示。

表1　葉型幾何參數(shù)

數(shù)值模擬采用商用軟件CFX13.0求解三維定常粘性雷諾平均N-S方程，數(shù)值方法采用時間追趕的有限體積法，空間離散采用二階迎風格式，時間離散應(yīng)用二階后差歐拉格式。選用SST湍流模型和γ-θ轉(zhuǎn)捩模型。數(shù)值模擬單層網(wǎng)格數(shù)取為12萬，近壁處的Y+均小于1，近壁處的延展比在1.2左右。計算物理模型取上述設(shè)計的3個負荷能力相同但分別為前加載，均勻加載和后加載葉型。計算邊界條件給定進口總溫，總壓，氣流角，背壓，通過調(diào)整進口總壓、背壓和進口總溫，保證出口等熵馬赫數(shù)和雷諾數(shù)不變。通過改變進口氣流角來改變攻角。

圖1　葉型示意圖

2結(jié)果分析

在大攻角范圍內(nèi)研究不同加載形式的敏感性。本文選定攻角范圍為(-10°—10°)，為單獨分析攻角的影響，通過調(diào)整進口總壓、背壓和進口總溫，設(shè)置監(jiān)測，多次計算，來保證3種葉型的出口等熵馬赫數(shù)和雷諾數(shù)相同，其中設(shè)定的出口雷諾數(shù)為5×104，出口馬赫數(shù)為0.6。 圖2給出了不同加載形式在不同攻角下的負荷分布。橫坐標表示葉片無量綱的軸向位置；縱坐標是無量綱的壓力系數(shù)，衡量葉片表面的負荷。隨著攻角的增大，前緣處的過度膨脹增強。因此在10°攻角下，3種加載形式前緣都出現(xiàn)了分離泡。而后加載葉型在10°攻角下，擴壓段發(fā)生了開式分離。邊界層的流動細節(jié)將在下文中仔細分析。

下面從邊界層的角度分析不同攻角下，不同加載形式葉片表面邊界層的發(fā)展情況。這些參數(shù)分別為邊界層形狀因子，邊界層動量厚度，摩擦因數(shù)，間歇因子。邊界層形狀因子可以直觀的反映出邊界層速度分布情況，邊界層動量厚度表征了邊界層內(nèi)的損失，間歇因子可以直觀的反映出邊界層的流態(tài)(層流、湍流)，摩擦因數(shù)是無量綱的摩擦力，表征了壁面剪切應(yīng)力的大小，也可反映出邊界層分離泡的長度。對于后加載葉型，當攻角為-10°時，吸力面前緣處的吸力峰強度較弱，因此前緣附近形狀因子的變化平緩，吸力面前緣處沒有出現(xiàn)分離泡，而負攻角的作用下，使得壓力面吸力峰后出現(xiàn)了分離泡，由間隙因子的分布可以得出，壓力面前緣分離后，邊界層變成湍流邊界層。而在吸力面前緣后，邊界層繼續(xù)發(fā)展，順壓梯度下，邊界層發(fā)展緩慢，邊界層的厚度變化不明顯，因此形狀因子的變化也較為緩慢，當逆壓力梯度出現(xiàn)后，邊界層迅速變厚，在逆壓力梯度下邊界層發(fā)生分離，分離的邊界層誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩發(fā)生，在尾緣附近邊界層再附，當攻角為0°時，吸力面邊界層的變化同-10°攻角基本類似，不同的是：此時邊界層雖然發(fā)生了轉(zhuǎn)捩，但直到尾緣處邊界層都沒有再附，即為開式分離。當攻角增大到10°時，前緣處的過度膨脹，使得前緣吸力峰增強，前緣后的逆壓力梯度很大，于是前緣吸力峰后的邊界層發(fā)生了分離，分離后邊界層再附，形狀因子在2以下，結(jié)合間隙因子的分布，可以看出前緣的分離泡誘導(dǎo)了轉(zhuǎn)捩發(fā)生，此后邊界層保持為湍流狀態(tài)，由于后加載葉型的逆壓力梯度較強，因此湍流邊界層也不能抵抗邊界層的分離，于是邊界層發(fā)生了湍流分離，但是分離位置較-10°和0°攻角的更加靠近尾緣附近。由葉片表面的流線分布和摩擦因數(shù)分布，可以看出直到尾緣處邊界層沒有發(fā)生再附。由動量厚度的分布，可以看出在10°攻角下，前緣分離泡的出現(xiàn)，和分離泡后轉(zhuǎn)捩的完成，使得邊界層的動量厚度在整個弧長范圍內(nèi)都非常大，遠遠大于0°和-10°的。

圖2　不同攻角的負荷分布

圖3　后加載葉型在不同攻角下形狀因子和動量厚度分布

圖4　后加載葉型在不同攻角吸力面摩擦因數(shù)分布

圖5　后加載間歇因子以及分離泡示意圖

下面分析前加載葉型邊界層的發(fā)展。當攻角為-10°時，前加載葉型邊界層發(fā)展較為緩慢，在前緣和葉身處均沒有出現(xiàn)分離，由間隙因子的分布可以看出，在逆壓力梯度段，邊界層發(fā)生轉(zhuǎn)捩，到尾緣附近邊界層轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鬟吔鐚樱催吔鐚拥霓D(zhuǎn)捩長度很長。當攻角為0°時，在逆壓力梯度區(qū)，大概在32%弧長位置處，邊界層發(fā)生分離，分離泡誘導(dǎo)了邊界層發(fā)生轉(zhuǎn)捩(轉(zhuǎn)捩位置較-10°攻角時有所提前)，湍流邊界層使得邊界層在53%弧長位置處再附。當攻角為10°時，前緣附近出現(xiàn)前緣分離泡，再附后的邊界層為湍流邊界層，因此避免了逆壓力梯度區(qū)域邊界層的分離。湍流邊界層使得邊界層的損失增大，由邊界層動量厚度變化可以看出。前加載葉型在不同攻角下，邊界層的動量厚度都小于后加載葉型。

圖9圖10圖11給出了均勻加載邊界層的發(fā)展。在-10°和0°攻角下吸力面形狀因子幾乎呈現(xiàn)出相同的變化趨勢，僅僅前緣部分邊界層體現(xiàn)出了差異，在逆壓力梯度區(qū)域，邊界層均發(fā)生了分離，然后在尾緣處再附。當攻角達到10°時，邊界層在前緣后的分離誘導(dǎo)了轉(zhuǎn)捩，因此有效的抑制了擴壓段的分離。

圖6　前加載t葉型在不同攻角下形狀因子和動量厚度分布

圖7　前加載葉型在不同攻角吸力面摩擦因數(shù)分布

圖8　前加載間歇因子以及分離泡示意圖

綜合以上的分析可以得出，在負攻角下，不同加載形式吸力面邊界層發(fā)展的都較為平緩。而當攻角達到10°時，前緣過度膨脹導(dǎo)致分離泡誘導(dǎo)邊界層發(fā)生了轉(zhuǎn)捩，使得再附后的邊界層保持為湍流狀態(tài)，不同的是，后加載葉型較大的逆壓力梯度，使得湍流邊界層亦發(fā)生了分離，因此使得邊界層的損失急劇增大。而均勻加載和前加載由于其擴壓段的逆壓力梯度較弱，因此轉(zhuǎn)捩后的湍流抑制了擴壓段邊界層的分離。

圖9　均勻加載葉型在不同攻角下形狀因子和動量厚度分布

圖10　均勻加載葉型在不同攻角吸力面摩擦系數(shù)分布

圖11　均勻加載間歇因子以及分離泡示意圖

圖12出口雷諾數(shù)為5×104時不同加載形式的攻角特性?？v坐標損失系數(shù)是進出口總壓差與進口動壓頭的比，是衡量氣動損失的無量綱參數(shù)。由計算結(jié)果可知，后加載葉型能保持較小損失的攻角范圍較小，而前加載和均勻加載的則要寬于后加載的。對于后加載葉型：隨著正攻角的增大，前緣從滯止點后葉型吸力面氣流急劇加速，因此使得再附邊界層的外緣速度增大，因此再附邊界層的損失增大，而葉型吸力面的損失是葉型損失的主要貢獻；并且由于負荷較大，后加載的設(shè)計使得擴壓段承受著很強的逆壓力梯度，從而當攻角從正攻角方向增大時，邊界層極易發(fā)生分離，損失急劇增大。而當攻角從負方向增大時，葉片壓力面的分離增強，由于分離區(qū)域?qū)νǖ赖亩氯?，和后加載葉型較大的尾緣彎折角，使得葉片吸力面的分離亦增大，因此邊界層的損失亦急劇增大。前加載和均勻加載葉型的設(shè)計避免了擴壓段較大的逆壓力梯度，使得分離損失在整個攻角范圍內(nèi)都低于后加載葉型的，并且可以在較寬的攻角范圍內(nèi)保持較低的損失值。由于壓力面降低的速度和順壓梯度的環(huán)境，使得邊界層分離帶來的損失也不致很大，因此前加載和均勻加載葉型可以在很大的負攻角狀態(tài)保持較低的損失值。

圖12　不同加載形式攻角特性

3主要結(jié)論

通過在-10°—10°的攻角范圍內(nèi)仔細分析不同加載形式渦輪葉片的邊界層發(fā)展情況及損失特性得出以下結(jié)論：

1) 后加載葉型在研究的攻角范圍內(nèi)損失都大于前加載和均勻加載葉型。

2) 前加載和均勻加載葉型在大范圍的負攻角范圍內(nèi)都保持了比較低的損失。并且使得損失開始增大的攻角向著更大的正攻角方向移動。在大的正攻角下，后加載葉型較大的逆壓力梯度，使得轉(zhuǎn)捩后的湍流邊界層亦發(fā)生了分離，因此邊界層的損失急劇增大。

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(責任編輯楊繼森)

收稿日期：2016-02-19；修回日期：2016-03-18

基金項目：國家自然科學(xué)基金青年基金(51406003)

作者簡介：白濤(1988—)，女，碩士研究生，主要從事動力工程及工程熱物理研究。

doi:10.11809/scbgxb2016.07.035

中圖分類號：V231.3

文獻標識碼：A

文章編號：2096-2304(2016)07-0163-05

ResearchofAerodynamicPerformanceofTurbineBladewithDifferentLoadingDistributionatWindRangeIncidence

BAITao

(SchoolofAircraft,Xi’anAeronauticalUniversity,Xi’an710077,China)

Abstract:The boundary layer structure would be changed because of varies of incidence and loading distribution, so the loss property will be varied. The effect law of loading distribution on boundary layer development at wide range incidence was studied through design three turbine blades with different load distribution but same load level. The research indicates that: the aerodynamic loss is at low level for front and middle loaded turbine blade at wind range incidence especially for negative incidence, while the aerodynamic loss of aft loaded blade is high because of the advanced boundary layer transition.

Key words:load distribution; angle of attack; boundary layer; aerodynamic loss

【基礎(chǔ)理論與應(yīng)用研究】