鄭曉宇，林奇燕，王 磊

（北京航天動(dòng)力研究所，北京100076）

小型部分進(jìn)氣亞聲速渦輪流動(dòng)損失研究及優(yōu)化

鄭曉宇，林奇燕，王 磊

（北京航天動(dòng)力研究所，北京100076）

為拓展某小型部分進(jìn)氣亞聲速渦輪的應(yīng)用能力，要求進(jìn)一步提高其氣動(dòng)性能。使用Numeca商用計(jì)算流體力學(xué)軟件建立了原型部分進(jìn)氣渦輪流道的全環(huán)域網(wǎng)格，進(jìn)行了流場(chǎng)的粘性數(shù)值仿真，通過(guò)與相同葉型全周進(jìn)氣式渦輪的流場(chǎng)對(duì)比分析，揭示了部分進(jìn)氣式渦輪的流動(dòng)機(jī)理和流動(dòng)損失分布規(guī)律。在流場(chǎng)結(jié)構(gòu)研究的基礎(chǔ)上，對(duì)原型渦輪的動(dòng)葉進(jìn)行了改型優(yōu)化，將動(dòng)葉葉型由原來(lái)的純沖擊式葉型改為略帶反力度的葉型，流場(chǎng)仿真結(jié)果表明渦輪效率提高了5個(gè)百分點(diǎn)。通過(guò)對(duì)改型前后2種部分進(jìn)氣式渦輪氣動(dòng)參數(shù)分布情況的對(duì)比分析，表明略帶反力度的動(dòng)葉葉型能有效減小部分進(jìn)氣式渦輪非進(jìn)氣扇區(qū)動(dòng)葉通道內(nèi)的回流損失，對(duì)提高渦輪性能有利，可為同類渦輪的氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供參考。

亞聲速渦輪；部分進(jìn)氣；流動(dòng)損失；優(yōu)化

0 引言

隨著太空探索活動(dòng)的發(fā)展，多次啟動(dòng)、小推力高性能液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用前景越來(lái)越廣闊。根據(jù)工作需求，小推力發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪具有結(jié)構(gòu)尺寸小、流量小及落壓比低的特點(diǎn)，因此多采用部分進(jìn)氣式亞聲速渦輪，如NASA研究的中徑為3.75英寸的兩級(jí)渦輪和日本LE-7發(fā)動(dòng)機(jī)早期采用的氧渦輪[1－2]。小型部分進(jìn)氣式渦輪比全周進(jìn)氣大尺寸渦輪的流動(dòng)狀態(tài)更加復(fù)雜，由于早期針對(duì)這類渦輪的損失模型研究以及氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法研究較少，渦輪的設(shè)計(jì)效率偏低。現(xiàn)在借助計(jì)算流體力學(xué)中的三維粘性流場(chǎng)數(shù)值仿真工具，能夠預(yù)估渦輪性能、對(duì)渦輪進(jìn)行流場(chǎng)分析和設(shè)計(jì)改進(jìn)，大大提高研制效率。He.L研究了部分進(jìn)氣汽輪機(jī)內(nèi)的非定常流動(dòng)對(duì)氣動(dòng)性能的影響[3]。隋秀明等人借助流場(chǎng)分析手段研究了進(jìn)氣扇區(qū)周向分布規(guī)律對(duì)渦輪效率的影響[4]。伊進(jìn)寶等人通過(guò)對(duì)部分進(jìn)氣超音速渦輪內(nèi)的流場(chǎng)研究，捕捉到渦輪內(nèi)部復(fù)雜的激波、邊界層損失和漩渦結(jié)構(gòu)[5]。馬海紅開(kāi)展了局部進(jìn)氣向心透平的葉頂間隙影響和變工況分析工作[6]。

本文進(jìn)行了某單級(jí)小型部分進(jìn)氣亞聲速渦輪的全環(huán)域粘性流場(chǎng)數(shù)值仿真分析，通過(guò)與全周進(jìn)氣式渦輪的流場(chǎng)對(duì)比分析，對(duì)渦輪的流動(dòng)損失分布規(guī)律及其原因進(jìn)行了分析；對(duì)動(dòng)葉葉型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，通過(guò)將純沖擊式動(dòng)葉葉型改為略帶反力度的動(dòng)葉葉型，使渦輪效率提高了5個(gè)百分點(diǎn)；闡述了略帶反力度的動(dòng)葉葉型在部分進(jìn)氣式渦輪中應(yīng)用的優(yōu)勢(shì)，為設(shè)計(jì)高效率的小型部分進(jìn)氣渦輪提供了參考。

1 研究對(duì)象

圖1是某單級(jí)小型部分進(jìn)氣式渦輪的級(jí)幾何三維圖，結(jié)構(gòu)上采用了葉片式噴嘴和純沖擊式動(dòng)葉葉型，部分進(jìn)氣度為0.39，即有噴嘴部分集中在約1/3圓周部分，其余約2/3圓周部分為實(shí)體結(jié)構(gòu)，動(dòng)葉葉頂?shù)膰鷰c外壁面間隙為0.3 mm。該渦輪以熱氣甲烷為工質(zhì)，主要設(shè)計(jì)參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 主要設(shè)計(jì)參數(shù)Tab.1 Main design parameters

2 仿真分析方法

對(duì)于全周進(jìn)氣式渦輪，可以應(yīng)用周期性邊界條件，只提取一個(gè)葉柵通道作為計(jì)算域[7]。但對(duì)于部分進(jìn)氣式渦輪，由于不同的動(dòng)葉通道內(nèi)流動(dòng)差異較大，不能應(yīng)用周期性的計(jì)算方法，必須建立全環(huán)域計(jì)算模型[8]。本文工作中建立了全三維計(jì)算域，如圖2所示，計(jì)算域包括噴嘴進(jìn)口延伸段、噴嘴葉片通道、動(dòng)葉葉片通道、動(dòng)葉葉頂間隙和動(dòng)葉出口延伸段，由NUMECA軟件生成HOH型全六面體網(wǎng)格。

渦輪的三維流場(chǎng)計(jì)算采用NUMECA軟件的FINE/Turbo模塊，求解三維定常雷諾平均N-S方程組，湍流模型采用S-A模型。轉(zhuǎn)靜子交界面設(shè)置中采用凍結(jié)轉(zhuǎn)靜子交界面法，該方法使得轉(zhuǎn)靜子交界面完全連接，忽略轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)，通過(guò)插值、坐標(biāo)變換計(jì)算交界面前后的數(shù)據(jù)，這樣最終得到的是一個(gè)瞬時(shí)的平均化穩(wěn)態(tài)，其計(jì)算的流場(chǎng)狀態(tài)是非定常計(jì)算某一特定時(shí)間點(diǎn)的流動(dòng)狀態(tài)，適用于定常計(jì)算。轉(zhuǎn)子和靜子之間的信息通過(guò)插值而來(lái)，這樣就充分考慮了氣流參數(shù)沿周向分布的不均勻性。

為驗(yàn)證凍結(jié)轉(zhuǎn)靜子交界面法計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，首先對(duì)幾個(gè)不同動(dòng)靜葉相對(duì)位置下的流場(chǎng)進(jìn)行比較計(jì)算。通過(guò)旋轉(zhuǎn)第一排的噴嘴葉柵，將噴嘴從初始位置依次移動(dòng)1/4柵距、2/4柵距和3/4柵距，流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果表明，4種轉(zhuǎn)靜子相對(duì)位置關(guān)系下，渦輪流量和功率的計(jì)算結(jié)果均一致。

邊界條件為進(jìn)口給定總壓、總溫、氣流角和湍流粘度，出口給定背壓，固壁為絕熱和粘性的，在葉片表面和上下端壁給定無(wú)滑移條件，工質(zhì)選用甲烷實(shí)際氣體。

3 流動(dòng)損失研究

在渦輪級(jí)設(shè)計(jì)中，通常要考慮的流動(dòng)損失包括葉型損失和端壁潛流、徑向泄漏等二次損失，而部分進(jìn)氣式渦輪除了上述損失外，還有一些與其特殊結(jié)構(gòu)相關(guān)的損失。為了研究部分進(jìn)氣式亞聲速渦輪中的流動(dòng)特性，本文將其與相同葉型的全周進(jìn)氣式渦輪進(jìn)行了對(duì)比，兩者的總性能參數(shù)見(jiàn)表2。由數(shù)據(jù)可見(jiàn)，兩者在單個(gè)噴嘴通道的流量相差不大，但部分進(jìn)氣式渦輪比全周進(jìn)氣式渦輪的效率低了13個(gè)百分點(diǎn)。

表2 總性能參數(shù)Tab.2 Total aerodynamic performance parameters

圖3為部分進(jìn)氣式渦輪和全周進(jìn)氣式渦輪在葉展中截面上的相對(duì)速度流線圖。由圖3（a）可見(jiàn)，全周進(jìn)氣式渦輪中，氣流由動(dòng)葉前緣分開(kāi)向壓力面和吸力面流動(dòng)，由于動(dòng)葉通道設(shè)計(jì)為先擴(kuò)張后收斂型，氣流在通道內(nèi)先減速后加速，減小了通道內(nèi)的逆壓力梯度，有利于減少氣流分離，氣流在動(dòng)葉通道內(nèi)沒(méi)有產(chǎn)生分離。由圖3（b）可見(jiàn)，部分進(jìn)氣式渦輪在不同葉片通道內(nèi)的流動(dòng)差異很大：在進(jìn)氣扇區(qū)的動(dòng)葉通道內(nèi)流動(dòng)順暢，而在非進(jìn)氣扇區(qū)的動(dòng)葉通道內(nèi)，出現(xiàn)了較多的回流區(qū)，甚至有部分回流區(qū)占據(jù)了整個(gè)動(dòng)葉通道。

圖4為非進(jìn)氣扇區(qū)一個(gè)動(dòng)葉通道內(nèi)的相對(duì)速度矢量圖（葉展中截面），由于亞聲速渦輪的動(dòng)葉入口氣流相對(duì)速度較小，且純沖擊式動(dòng)葉的進(jìn)、出口壓力差別不大，通道中部的低速氣流在逆壓力梯度的作用下逐漸減速，并最終返向葉背的低壓區(qū)流動(dòng)；同時(shí)，動(dòng)葉出口的氣流也向葉背的低壓區(qū)流動(dòng)，甚至又流回到了動(dòng)葉的入口。上述兩種作用綜合，在動(dòng)葉通道內(nèi)形成了逆時(shí)針?lè)较虻幕亓鲄^(qū)，回流區(qū)的出現(xiàn)使得氣流作用在葉盆上的力與作用在葉背上的力相互抵消，造成不做功或者做負(fù)功的情況，是渦輪效率低的主要原因之一。

圖5 為全周進(jìn)氣與部分進(jìn)氣渦輪在轉(zhuǎn)靜子交界面上的靜壓分布云圖。全周進(jìn)氣的渦輪，氣流壓力在周向上分布均勻，在徑向上由于氣體受離心力作用，壓力呈現(xiàn)外高內(nèi)低的有規(guī)律的梯度分布。部分進(jìn)氣式渦輪在轉(zhuǎn)靜子交界面上的壓力分布明顯有別于前者：在進(jìn)氣扇區(qū)的7個(gè)通道中，在周向和徑向上都存在壓力梯度；在非進(jìn)氣扇區(qū)的通道內(nèi)，由于氣流在盲腔內(nèi)摻混，壓力分布在周向和徑向上都趨向均勻。通道1、2處于動(dòng)葉剛剛進(jìn)入噴嘴出口氣流區(qū)的區(qū)域，由噴嘴出來(lái)的高速氣流吹除和置換動(dòng)葉通道內(nèi)的滯止氣流，因而在這一邊緣區(qū)域產(chǎn)生一定的邊緣摻混損失。通道6、7處于動(dòng)葉即將離開(kāi)噴嘴出口氣流區(qū)的區(qū)域，在葉根附近，由于盲腔內(nèi)的壓力更低，氣流離開(kāi)動(dòng)葉葉背，轉(zhuǎn)而沿著圓周方向流向盲腔內(nèi)，產(chǎn)生周向上的竄漏損失。

4 優(yōu)化設(shè)計(jì)

小型部分進(jìn)氣亞聲速渦輪的回流損失、邊緣損失和竄漏損失有別于全周進(jìn)氣式渦輪，從降低回流損失的角度考慮，需要提高動(dòng)葉進(jìn)出口的壓差來(lái)減少動(dòng)葉通道內(nèi)的回流；從降低渦輪的周向竄漏損失考慮，動(dòng)葉進(jìn)出口的壓差不宜過(guò)大。為提高渦輪效率，本文對(duì)渦輪的動(dòng)葉葉型做了改進(jìn)，由原來(lái)的純沖擊式葉型改為略帶反力度的葉型，改型前后的動(dòng)葉葉型見(jiàn)圖6，葉片后半段增厚，動(dòng)葉通道由原來(lái)的進(jìn)出口等面積設(shè)計(jì)改為出口收斂型，進(jìn)出口面積比為1.06。

改型前、后渦輪的總性能參數(shù)列于表3?？梢?jiàn)，渦輪單個(gè)通道的流量相差不大，但略帶反力度式渦輪比純沖擊式渦輪的效率提高了5個(gè)百分點(diǎn)。

表3 總性能參數(shù)Tab.3 Total aerodynamic performance parameters

提取2個(gè)動(dòng)葉葉片表面靜壓分布曲線（葉展中截面），見(jiàn)圖7，曲線所包圍的面積大小即代表著氣流對(duì)動(dòng)葉做功的大小。由圖7可見(jiàn)，相對(duì)于純沖擊式動(dòng)葉，略帶反力度的動(dòng)葉葉盆壓力更高一些。葉背上的最低壓力點(diǎn)有所提高且向后推移，這代表著葉背上的逆壓力梯度的大小和作用面積均有所減小?？傮w上來(lái)看，通過(guò)引入反力度，氣流對(duì)這2個(gè)動(dòng)葉所做的有效功均有所增加。

5 結(jié)論

通過(guò)對(duì)某小型部分進(jìn)氣亞聲速渦輪的流動(dòng)損失研究和優(yōu)化設(shè)計(jì)，得出以下結(jié)論：

1）部分進(jìn)氣式渦輪的效率相比同葉型全周進(jìn)氣式渦輪低了12個(gè)百分點(diǎn)，回流損失、邊緣損失以及竄漏損失是部分進(jìn)氣式渦輪損失嚴(yán)重、效率低的主要原因。

2）在部分進(jìn)氣式渦輪的動(dòng)葉葉型設(shè)計(jì)中，引入一定的反力度，能有效減少非進(jìn)氣扇區(qū)動(dòng)葉通道內(nèi)的回流損失，渦輪的效率獲得明顯提升。

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[3]HE L.Computation ofunsteadyflow through steamturbine blade rows at partial admission[J].Journal of power and energy,1997,211(3)：197-205.

[4]隋秀明,趙慶軍,趙曉路.低進(jìn)氣度部分進(jìn)氣渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)與內(nèi)部流動(dòng)研究 [J].工程熱物理學(xué)報(bào),2013,34(3)：419-422.

[5]伊進(jìn)寶,趙衛(wèi)兵,師海潮.部分進(jìn)氣燃?xì)鉁u輪機(jī)葉輪流場(chǎng)數(shù)值模擬[J].魚(yú)雷技術(shù),2010,18(6)：456-460.

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（編輯：馬 杰）

Research and optimization for flow loss of a small partial admission subsonic turbine

ZHENG Xiaoyu,LIN Qiyan,WANG Lei
（Beijing Aerospace Propulsion Institute,Beijing 100076,China）

In order to expand the application of a small partial admission subsonic turbine,its aerodynamic performance is required to be improved further.The commercial use CFD software Numeca is used to build an entire annular domain grid of the prototype partial admission turbine flow path and conduct a viscid numerical simulation of flow field.In contrast with the flow field of the full admission turbine with the same blade profile,the flow loss distribution and flow mechanism of the partial admission subsonic turbine were revealed.On the basis of research on flow field,the moving blade of the prototype turbine was remodeled and optimized,changing it from impulse shape to slight reaction shape.The result of the flow field simulation indicates that the turbine efficiency is increased by 5%.The comparison and analysis of aerodynamic parameter distributions of the two partial admission turbines show that the blade shape of the slight reaction can reduce backflow loss in the flow path in non-admission fan-type area of the partial admission turbine,which is beneficial toimprovement of turbine performance.This study can offer a reference for the aerodynamic design of the same kind ofturbines.

subsonic turbine;partial admission;flow field;optimization

V430-34

A

1672-9374(2017)01-0032-05

2016-05-31；

2016-09-11

鄭曉宇（1979—），女，工程師，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵設(shè)計(jì)