毛　凱，王曉鋒，李昌奐，袁偉為

(西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

0　引言

為了追求高比沖，開式循環(huán)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪燃?xì)饬髁客ǔ７浅Ｐ?，依靠高比功獲得渦輪功率。小流量直接限制了葉片通道高度，然而當(dāng)葉片很短時(shí)，端壁二次流損失則迅速增大。因此為保證葉片高度，開式循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噴嘴大多采用部分進(jìn)氣的方案。

關(guān)于全周進(jìn)氣渦輪設(shè)計(jì)、流動(dòng)及損失特點(diǎn)的研究文獻(xiàn)較多，各葉片通道內(nèi)部流動(dòng)一致，氣流參數(shù)沿周向比較均勻。而部分進(jìn)氣渦輪噴嘴出口氣流只通過部分轉(zhuǎn)子葉片，大部分轉(zhuǎn)子葉片不僅不做功，而且內(nèi)部流動(dòng)復(fù)雜，損失大。

目前工程計(jì)算中采用經(jīng)驗(yàn)性損失模型對渦輪總體性能進(jìn)行初步評估，若需獲得準(zhǔn)確的性能及其內(nèi)部流動(dòng)特征，則需采用全三維粘性流場數(shù)值模擬。中科院工熱所隋秀明等[1-2]對低進(jìn)氣度渦輪進(jìn)氣扇區(qū)的分布以及低導(dǎo)葉展弦比的影響進(jìn)行了研究，結(jié)果表明相對于進(jìn)氣扇區(qū)沿周向均布，進(jìn)氣扇區(qū)集中分布能夠減少混合以及膨脹損失；當(dāng)進(jìn)氣度小于50%，尤其是當(dāng)進(jìn)氣度接近10%時(shí)，導(dǎo)葉展弦比增加的收益顯著大于其帶來的負(fù)面影響。當(dāng)進(jìn)氣度大于50%以后，展弦比增加帶來的負(fù)面影響逐漸提升。西安航天動(dòng)力研究所嚴(yán)俊峰等[3]以及中船重工705所伊進(jìn)寶等[4]對部分進(jìn)氣渦輪內(nèi)部流動(dòng)特點(diǎn)進(jìn)行了仿真分析，結(jié)果表明渦輪轉(zhuǎn)子靠近尾緣部分分離嚴(yán)重，部分進(jìn)氣燃?xì)鉁u輪機(jī)葉輪內(nèi)部流動(dòng)呈強(qiáng)三維特性，存在各種分離渦、通道渦等復(fù)雜漩渦結(jié)構(gòu)。北京航天動(dòng)力研究所李旭升等[5]對動(dòng)葉圍帶頂部泄漏間隙進(jìn)行了影響研究，結(jié)果表明不同密封間隙對渦輪性能影響很大，在機(jī)械結(jié)構(gòu)允許的情況下，減小密封進(jìn)、出口軸向間隙、密封齒間隙可較大提高渦輪性能。

本文采用一維設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)了某型發(fā)動(dòng)機(jī)用部分進(jìn)氣超聲速沖擊式渦輪，通過求解全三維Navier-Stokes方程組對其內(nèi)部流動(dòng)進(jìn)行了全三維仿真計(jì)算，獲得總體性能并分析其內(nèi)部主要損失特點(diǎn)。研究了轉(zhuǎn)子葉片通道變化規(guī)律對渦輪性能的影響，為后期優(yōu)化以及此類結(jié)構(gòu)渦輪的設(shè)計(jì)提供一定參考意義。

1　一維設(shè)計(jì)及性能評估

1.1　一維設(shè)計(jì)

一維設(shè)計(jì)計(jì)算按照文獻(xiàn)[6]中介紹的方法進(jìn)行。系統(tǒng)工況參數(shù)和設(shè)計(jì)結(jié)果如表1和表2所示。

.

.

1.2　一維性能評估

渦輪輪周效率ηu文獻(xiàn)[6]中表達(dá)式進(jìn)行計(jì)算。對于本文設(shè)計(jì)的部分進(jìn)氣式渦輪還應(yīng)考慮鼓風(fēng)損失、驅(qū)氣損失、輪盤摩擦損失以及葉頂泄漏損失，計(jì)算方法參考文獻(xiàn)[7]。

最終渦輪總效率η按下列計(jì)算：

η=ηu·ηp-ξ1-ξ2-ξ3

式中：ηu為輪周效率；ηp為容積效率；ξ1為鼓風(fēng)損失系數(shù)；ξ2為驅(qū)氣損失系數(shù)；ξ3為輪盤摩托系數(shù)。

渦輪一維性能計(jì)算結(jié)果如表3所示。

.

1.3　噴嘴及轉(zhuǎn)子葉型設(shè)計(jì)

噴嘴收縮段角度選擇60°，擴(kuò)張角度15°，如圖1所示。保證進(jìn)、出口角度以及柵距要求，采用兩段直線和一段二階Bezier曲線構(gòu)成，前緣、尾緣為圓弧對轉(zhuǎn)子葉型進(jìn)行造型設(shè)計(jì)，徑向?yàn)榈冉孛胬熘比~片。圖2示出葉型，其中：β1f為葉片進(jìn)口角；β2f為葉片出口角。

圖1　噴嘴結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1　Nozzle structure diagram

圖2　轉(zhuǎn)子葉片造型Fig.2　Rotor blade profile

2　三維性能仿真及流動(dòng)分析

2.1　模型及網(wǎng)格劃分

為了模擬低部分進(jìn)氣狀態(tài)下無進(jìn)氣區(qū)域?qū)χ髁髟斐傻母郊幽芰繐p失，計(jì)算模型包括整周葉片通道，并帶渦輪集氣環(huán)結(jié)構(gòu)。

進(jìn)氣環(huán)和噴嘴區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)六面體和四面體混合網(wǎng)格，葉柵通道采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格。壁面與葉頂間隙進(jìn)行了加密處理。整個(gè)計(jì)算通道內(nèi)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)約830萬。計(jì)算模型及網(wǎng)格劃分如圖3所示。

圖3　計(jì)算模型及網(wǎng)格劃分Fig.3　Computational model and mesh generation

2.2　數(shù)值計(jì)算方法及邊界條件

數(shù)值計(jì)算采用CFX軟件，基于有限體積格式對相對坐標(biāo)系下的三維雷諾平均Navier-Stokes方程進(jìn)行求解，方程的離散采用二階中心差分格式。選用標(biāo)準(zhǔn)兩方程的k-ε湍流模型以及近壁函數(shù)法。靜子和轉(zhuǎn)子之間采用“動(dòng)靜交界面模型”。計(jì)算工質(zhì)采用理想氣體，工質(zhì)參數(shù)按總體參數(shù)給定。

給定進(jìn)氣環(huán)進(jìn)口總壓、總溫，渦輪轉(zhuǎn)子葉片出口靜壓。所有固體壁面均采用絕熱無滑移邊界條件。

2.3　計(jì)算結(jié)果及分析

2.3.1總體性能

表4給出了額定工況渦輪總體性能參數(shù)及其與一維計(jì)算結(jié)果的對比。三維計(jì)算的效率為扭矩效率，按如下公式計(jì)算:

式中T為輪轂和葉片扭矩。其余參數(shù)含義參見文獻(xiàn)[1]。

.

三維計(jì)算獲取的流量比一維值稍微偏大，說明一維設(shè)計(jì)選取的流量系數(shù)偏小。三維仿真模型未考慮輪盤前后表面摩擦損失，因此效率略高于一維計(jì)算?？傮w來看，均滿足發(fā)動(dòng)機(jī)總體系統(tǒng)的要求，說明一維設(shè)計(jì)方法預(yù)估此類結(jié)構(gòu)渦輪性能基本可靠，偏差不大。

2.3.2流場分布

由于部分進(jìn)氣的結(jié)構(gòu)，加上圓錐形噴嘴出口與轉(zhuǎn)子葉片通道不匹配的原因，導(dǎo)致轉(zhuǎn)子入口進(jìn)氣工況沿周向和徑向極不均勻，進(jìn)氣區(qū)周向約占60°。50%截面處正處于噴嘴核心區(qū)，馬赫數(shù)高，在2左右，10%和90%位置由于噴嘴出口橢圓的影響，馬赫數(shù)較低，平均值約為1.0～1.5。其余大部分非進(jìn)氣區(qū)馬赫數(shù)均在0.3左右。圖4和圖5給出了轉(zhuǎn)子入口馬赫數(shù)分布。

圖4　轉(zhuǎn)子入口不同展向位置馬赫數(shù)沿周向分布Fig.4　Mach number distribution of different span along circumference at rotor inlet

圖6給出了不同展向位置轉(zhuǎn)子入口壓力沿周向分布。由于葉片未進(jìn)行徑向造型，葉根處的靜壓明顯較低，存在一定的負(fù)反力度。中截面和葉尖處壓力水平基本相當(dāng)，但沿周向差異仍較大，存在非進(jìn)氣區(qū)和進(jìn)氣區(qū)之間的徑向和周向摻混流動(dòng)。

圖5　轉(zhuǎn)子入口馬赫數(shù)Fig.5　Mach number at rotor inlet

圖7給出了整個(gè)計(jì)算通道內(nèi)的流線圖，整個(gè)流場三維流動(dòng)現(xiàn)象明顯。在非進(jìn)氣區(qū)葉片通道內(nèi)存在較多大型漩渦流動(dòng)，轉(zhuǎn)子進(jìn)口處存在氣流沿周向流動(dòng)現(xiàn)象。轉(zhuǎn)子出口處氣流存在較大的切向分速度，導(dǎo)致轉(zhuǎn)子葉片出口進(jìn)氣區(qū)和非進(jìn)氣區(qū)強(qiáng)烈摻混，產(chǎn)生較大損失。

2.3.3損失分析

表5中列出了不同軸向截面處的氣流參數(shù)值。從表中數(shù)據(jù)可以計(jì)算得到噴嘴通道其總壓損失約為20%，轉(zhuǎn)子葉片總壓損失約24.5%，轉(zhuǎn)子葉柵出口延伸段由于氣流摻混總壓損失2.2%，轉(zhuǎn)子葉片通道總壓損失最大。

圖8列出一部分進(jìn)氣流道不同展向位置處馬赫數(shù)分布。由于沖擊式葉柵的轉(zhuǎn)角和厚度較大，氣流產(chǎn)生的離心力強(qiáng)，葉盆壓力大于葉背壓力，造成強(qiáng)烈的二次流動(dòng)。從圖8中可以看出，10%截面由于負(fù)反力度存在導(dǎo)致整個(gè)葉片通道分離嚴(yán)重，50%截面在葉盆前部分和葉背出口也存在分離現(xiàn)象。90%截面在葉片尾緣處由于葉頂間隙產(chǎn)生明顯的泄漏渦。而且由于噴嘴出口超聲速，轉(zhuǎn)子前緣存在斜激波和正激波，亦造成較大附加損失。超聲速沖擊式轉(zhuǎn)子葉柵通道內(nèi)損失大主要是由于氣流分離以及激波及附面層相互干涉導(dǎo)致。

圖6　轉(zhuǎn)子入口不同展向位置壓力沿周向分布Fig.6　Pressure distribution of different span along circumference at rotor inlet

圖7　計(jì)算區(qū)域三維流線圖Fig.7　3D streamlines diagram of the computation area

.

圖8　部分進(jìn)氣通道不同展向位置馬赫數(shù)Fig.8　Mach number of different span at the partial admission channel

3　轉(zhuǎn)子葉片通道變化規(guī)律的影響

沖擊式轉(zhuǎn)子葉柵大多采用對稱葉型，安裝角度為0，轉(zhuǎn)子進(jìn)出口通道面積相等。本文進(jìn)行渦輪設(shè)計(jì)時(shí)，通過對吸力面和壓力面型線的調(diào)整獲取三種不同通道面積變化規(guī)律的轉(zhuǎn)子葉型，進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算。分別為：方案A為收縮-擴(kuò)張型通道，喉部位于葉片中間部位；方案B為等面積通道設(shè)計(jì)；方案C為擴(kuò)張-收縮型通道，進(jìn)出口為喉部位置，如圖9所示。

圖9　不同方案的轉(zhuǎn)子葉型及通道面積變化規(guī)律Fig.9　Change rule for rotor blade shape and channel area of different schemes

表6給出了3種不同葉型方案下渦輪總體性能計(jì)算結(jié)果?？梢钥闯觯D(zhuǎn)子葉片通道變化規(guī)律對渦輪總體性能影響不大，對渦輪流通能力基本無影響，方案A比方案C效率高0.005，方案B居中。

.

圖10給出了不同方案50%展向位置進(jìn)氣區(qū)馬赫數(shù)數(shù)分布圖，三者有一定的差異性。從圖10中可以看出，3種方案在葉片前緣以及通道入口處均存在一道斜激波和一道正激波減速，而且在通道入口附近區(qū)域存在局部高馬赫數(shù)區(qū)，在葉背處均存在不同程度的氣流分離。仔細(xì)觀察可發(fā)現(xiàn)，方案A的流動(dòng)狀態(tài)要優(yōu)越于方案C，方案B為中間狀態(tài)。對于方案A，從入口至中間喉部截面通道逐漸收縮，超聲速氣流逐漸減速至接近聲速，氣流在低速下轉(zhuǎn)彎可明顯減小葉背附近的氣流分離，然后在擴(kuò)張段加速至超聲速。方案C流動(dòng)情況正好相反。

因此，從上面分析來看，對于葉輪入口超聲速的流動(dòng)，其通道截面應(yīng)避免采用方案C的擴(kuò)張-收縮型通道，設(shè)計(jì)時(shí)盡量采用收縮-擴(kuò)張型通道方案A或者等截面通道方案B，但應(yīng)考慮葉片加工方法對結(jié)構(gòu)要求，例如電火花加工需要保證葉片通道喉部最小寬度。

圖10　不同方案進(jìn)氣區(qū)50%展向位置馬赫數(shù)Fig.10　Mach number at 50% span of admission channel for different schemes

提取葉片表面溫度分布，發(fā)現(xiàn)采用方案A設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)子葉片表面溫差略低于方案C，主要是因?yàn)槿肟谔幦~背氣流速度低，相應(yīng)氣流溫度較高，與葉片前緣滯止溫度差值則較小。開式循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪入口燃?xì)鉁囟纫话愫芨?，其溫差?yīng)力對葉片強(qiáng)度的影響很大，因此降低葉片表面溫差對輪盤強(qiáng)度設(shè)計(jì)有一定幫助。

對于馬赫數(shù)較高的超聲速葉柵流動(dòng)，除了葉片通道變化規(guī)律外，動(dòng)葉葉型的變化對激波系分布影響較大，精細(xì)設(shè)計(jì)激波系的分布可以一定程度降低動(dòng)葉損失。

4　結(jié)論

針對文中設(shè)計(jì)的部分進(jìn)氣、超聲速、沖擊式單級軸流式渦輪，通過三維仿真計(jì)算分析，得到以下幾條結(jié)論：

1)部分進(jìn)氣渦輪內(nèi)部流動(dòng)流線不規(guī)則、存在較多漩渦流動(dòng)、轉(zhuǎn)子葉柵激波復(fù)雜、葉片通道內(nèi)分離較為嚴(yán)重。

2)噴嘴通道和轉(zhuǎn)子葉柵通道內(nèi)總壓損失均在20%以上，其中轉(zhuǎn)子葉柵通道損失更大。

3)不同轉(zhuǎn)子葉柵通道面積的變化對渦輪總體性能影響基本不大。但收縮-擴(kuò)張型通道可降低流速，緩解氣流分離，對降低葉片溫差應(yīng)力有一定幫助。