楊榮菲,李云朋,仲冬冬,葛寧
(南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院, 江蘇 南京 210016)
對轉(zhuǎn)渦輪較常規(guī)渦輪能顯著提高發(fā)動機(jī)推重比、減少陀螺力矩,而取消低壓導(dǎo)葉的對轉(zhuǎn)渦輪,更能減少發(fā)動機(jī)軸向尺寸及冷氣需求量。因此,無導(dǎo)葉對轉(zhuǎn)渦輪技術(shù)受到各國航空工業(yè)界的廣泛重視。由于無導(dǎo)葉對轉(zhuǎn)渦輪高壓轉(zhuǎn)子出口通常為全展向、全超音[1],在通過調(diào)節(jié)尾噴管開度時(shí)僅影響低壓渦輪流動狀態(tài),無法調(diào)節(jié)高壓渦輪進(jìn)口流量。針對該問題,發(fā)展合適的對轉(zhuǎn)渦輪流量控制方法以實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動機(jī)變工況流量調(diào)節(jié)的需求,是將對轉(zhuǎn)渦輪推廣到工程應(yīng)用中的重要環(huán)節(jié)。
目前,渦輪流量調(diào)節(jié)方法主要包括機(jī)械式引入障礙物到流道中、可調(diào)導(dǎo)葉、引入第二股冷氣射流等,其中可調(diào)導(dǎo)葉曾被認(rèn)為是最有效的渦輪流量控制方法[2]。雛偉偉等[3-4]研究了1+1/2高壓渦輪中高壓導(dǎo)葉角度調(diào)節(jié)對流量、流場以及損失的影響,發(fā)現(xiàn)導(dǎo)葉角度增加15°或減少8°,渦輪流量變化為25%左右,而且導(dǎo)葉調(diào)節(jié)過程中端區(qū)泄露損失是影響渦輪性能的一個(gè)重要因素[5]。
雖然可調(diào)導(dǎo)葉具有高效率、寬范圍流量調(diào)節(jié)的優(yōu)勢,但其工程應(yīng)用面臨著一系列問題,包括:不利于冷氣流路布置、端區(qū)預(yù)留間隙產(chǎn)生的泄露流會增加流動損失、調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)增加額外質(zhì)量[6]等。為了規(guī)避這些問題,在幾何不變的前提下,采用氣動調(diào)節(jié)方法來控制渦輪流量不失為一種工程中預(yù)期可實(shí)現(xiàn)的研究方向。氣動調(diào)節(jié)是通過在渦輪導(dǎo)葉或轉(zhuǎn)子流道中噴氣來實(shí)現(xiàn)減小流通面積從而減小渦輪進(jìn)口流量的目的。該方法結(jié)構(gòu)簡單、對發(fā)動機(jī)質(zhì)量無影響、減少了渦輪設(shè)計(jì)難度。閏晨等[7]利用端區(qū)定常射流,張少波等[8]采用非定常脈沖射流來控制渦輪流量。結(jié)果表明:渦輪導(dǎo)葉喉部為最佳噴氣位置,在端區(qū)位置與主流成鈍角定常噴氣對渦輪流量的調(diào)節(jié)能力強(qiáng)于銳角或直角,流量最多可減少9%;脈沖噴氣的流量控制效果與定常噴氣相當(dāng),但對渦輪效率有小幅改善作用。
雖然國內(nèi)在對轉(zhuǎn)渦輪氣動調(diào)節(jié)方面開展了一些研究,但對葉片表面射流孔進(jìn)行氣動調(diào)節(jié)的系統(tǒng)研究較少,射流孔布局、角度設(shè)置仍存在經(jīng)驗(yàn)性。因此,本文對比研究了對轉(zhuǎn)渦輪中高壓部件導(dǎo)葉壓力面、吸力面布置不同軸向位置射流孔按照不同射流角度、射流流量噴氣時(shí)渦輪流量的變化情況,為渦輪氣動調(diào)節(jié)中參數(shù)設(shè)置提供指導(dǎo)。
以某對轉(zhuǎn)渦輪高壓部件為研究對象,如圖1所示。采用Autogrid5自動生成HOH結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,不考慮葉尖間隙,對固壁處進(jìn)行網(wǎng)格加密以保證第一層網(wǎng)格y+<1。
圖1 計(jì)算模型示意圖
數(shù)值模擬采用課題組自主開發(fā)的CFD軟件NUAA-Turbo2.0[9]。該程序求解守恒型可壓縮N-S控制方程,對流空間離散采用三階WENO格式[10]、SST湍流模型[11],并采用多核并行(MPI)計(jì)算。定常計(jì)算邊界條件:亞音速進(jìn)口給定總溫、總壓、氣流角以及出口背壓,葉片表面為絕熱無滑移固壁,計(jì)算域周向采用周期性邊界,轉(zhuǎn)/靜交界面為一維無反射[12]的摻混面方法,射流采用源項(xiàng)法[13]。
1) 源項(xiàng)法可靠性驗(yàn)證
源項(xiàng)法無需對離散孔劃分網(wǎng)格,只需在指定位置加入如質(zhì)量、動量、能量及湍動能源項(xiàng)即可,在保證精度的同時(shí)可大大減少計(jì)算量。為驗(yàn)證源項(xiàng)法的準(zhǔn)確性,本文使用BURD和SIMON[14-15]的平板氣膜冷卻實(shí)驗(yàn)?zāi)P图皵?shù)據(jù)。選用長徑比2.3的試驗(yàn)結(jié)果,其中射流角度為35°,射流孔D=19mm,主流速度為11m/s,速度比為1,主流溫度293K,射流溫度303K。計(jì)算域從孔上游5D到下游15D、高度5D、寬度3D。網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證后最終網(wǎng)格量為48萬,如圖2所示,流向、法向和展向上節(jié)點(diǎn)為225×65×33,其中流向和展向網(wǎng)格均勻分布,固壁法向網(wǎng)格加密,保證第一層網(wǎng)格y+<1。
圖2 網(wǎng)格示意圖
氣膜冷卻效率η定義為
式中:T∞為主流;Tw為絕熱壁面溫度;Tc表示射流溫度。
圖3是射流孔下游X/D=2.5、3.75展向位置冷卻效率與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對比。可看出數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合良好,說明源項(xiàng)法能有效預(yù)測射流與主流的摻混。
圖3 展向絕熱效率分布
2) 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證
靜子和轉(zhuǎn)子網(wǎng)格沿不同方向加密,計(jì)算得到不同網(wǎng)格量下渦輪進(jìn)口流量和導(dǎo)葉50%葉高葉片表面相對靜壓分布,如圖4-圖5所示(因本刊黑白印刷,如有疑問可咨詢作者。)??梢钥闯霎?dāng)網(wǎng)格量達(dá)到271.7萬以上時(shí),渦輪流量基本不變,葉片表面相對靜壓分布基本重合,因此可認(rèn)為本文選用的271.7萬網(wǎng)格量滿足網(wǎng)格無關(guān)性。
圖4 渦輪流量隨網(wǎng)格量的變化
圖5 導(dǎo)葉50%葉高相對靜壓分布
為了研究冷氣射流孔調(diào)節(jié)渦輪流量的可行性,以葉片表面無射流的對轉(zhuǎn)渦輪高壓級設(shè)計(jì)工況為基準(zhǔn),在導(dǎo)葉吸力面、壓力面分別沿展向布置17個(gè)直徑1mm的射流孔,射流孔位置為10%~90%軸向弦長、射流角度分別為30°、50°、90°、120°、150°,按照壓氣機(jī)出口總溫給定射流總溫,射流流量分別給定為1%、3%、5%、7%、8.4%渦輪設(shè)計(jì)點(diǎn)流量,數(shù)值計(jì)算不同射流參數(shù)下渦輪進(jìn)口流量相較于基準(zhǔn)工況的改變情況,用符號Rc表示:
式中:m表示渦輪進(jìn)口流量;下標(biāo) “f” 、“c”分別為基準(zhǔn)工況和冷氣射流工況。
圖6為無射流時(shí)葉中截面相對馬赫數(shù)云圖??梢钥吹轿?cè)激波向下游發(fā)展并與尾跡作用;壓力面?zhèn)葍?nèi)伸激波打在相鄰葉片吸力面并產(chǎn)生反射。轉(zhuǎn)子吸力面距前緣約55%軸向弦長處產(chǎn)生一道壓縮波,與轉(zhuǎn)子尾緣壓力面?zhèn)犬a(chǎn)生的內(nèi)伸激波相交后與下游尾跡相交。這在常規(guī)渦輪中是沒有的,這是因?yàn)槌R?guī)渦輪中喉道位置在葉片尾緣附近,葉柵通道中氣流是亞音速流動的。
圖6 馬赫數(shù)云圖
圖7為最大冷氣量8.4%時(shí)壓力面不同噴射位置(相對軸向弦長x/Cx)和射流角度對渦輪流量的影響??梢钥吹较嗤錃饬肯聹u輪流量調(diào)節(jié)效果與射流位置基本無關(guān),射流角增加有利于增大流量調(diào)節(jié)范圍??紤]到導(dǎo)葉前緣附近溫度較高需要進(jìn)行氣膜冷卻,因此選取靠近尾緣溫度較低的位置布置射流孔進(jìn)行氣動調(diào)節(jié)。
圖7 壓力面射流流量8.4%時(shí)渦輪流量變化
圖8 壓力面80%軸向弦長處噴氣時(shí)渦輪流量變化
選取距導(dǎo)葉前緣80%軸向弦長處噴射冷氣,計(jì)算不同射流角和冷氣量下渦輪進(jìn)口流量變化(圖8)??梢钥吹嚼錃饬繛?%時(shí)進(jìn)口流量僅減小了1%,基本無法起到氣動調(diào)節(jié)作用。銳角噴射時(shí)不同冷氣量下渦輪流量變化基本相同,當(dāng)射流角度增加到90°、120°時(shí)渦輪流量隨冷氣量變化明顯,特別是當(dāng)冷氣量較大時(shí),120°射流角射流引起的渦輪流量減小量是銳角射流時(shí)的將近一倍,進(jìn)一步增加射流角度至150°時(shí)渦輪流量調(diào)節(jié)效果并沒有較大改善,因此壓力面最佳射流角為90°~120°,冷氣量越大渦輪流量調(diào)節(jié)效果越好。
圖9為葉中截面馬赫數(shù)云圖,其中圖9(a)為基準(zhǔn)工況,圖9(b)-圖9(d)為射流角、冷氣量改變工況??梢钥闯?,射流以高于當(dāng)?shù)厮俣葒娚溥M(jìn)主流道,射流本身以及射流下游的低速區(qū)形成堵塞,在射流軌跡與相鄰葉片吸力面之間形成喉道,見圖中馬赫數(shù)為1的等值線,射流角越大、冷氣量越大,導(dǎo)葉喉道面積減小越多,對應(yīng)于渦輪進(jìn)口流量減小量增加。
圖9 壓力面80%軸向弦長噴氣時(shí)葉中截面馬赫數(shù)
對比圖7和圖10可看出,相較壓力面射流,相同噴氣流量下,吸力面射流位置對渦輪流量調(diào)節(jié)的影響更大,喉道下游射流引起渦輪流量改變量基本為零;喉道上游射流均能調(diào)節(jié)渦輪流量,其中喉道上游附近位置(距前緣50%、60%軸向弦長)射流對渦輪流量調(diào)節(jié)最敏感,此處除了流量調(diào)節(jié)范圍達(dá)到最大外,射流角增加引起的流量調(diào)節(jié)范圍增加量也最大。
選取50%軸向弦長處噴氣,計(jì)算不同射流角和冷氣量下渦輪流量變化見圖11。由圖可看出,相同射流角下渦輪流量變化量隨冷氣量增加而線性增加,相同冷氣量下渦輪流量變化量隨射流角增加先快速增加后緩慢增加。當(dāng)射流角增加到120°時(shí),進(jìn)一步增加射流角引起的渦輪流量變化不大,因此120°為最佳射流角。相較壓力面,吸力面噴射冷氣對渦輪流量的改變量更大,特別是吸力面射流角120°、冷氣量8.4%時(shí)渦輪流量減小15%,是壓力面相同射流條件下渦輪流量減小量的1.5倍。
圖10 吸力面噴氣流量8.4%時(shí)渦輪流量變化
圖11 吸力面50%軸向弦長處噴氣時(shí)渦輪流量變化
圖12為導(dǎo)葉吸力面不同射流角度及冷氣量下葉中截面馬赫數(shù)云圖。對比圖9可看出,類似于壓力面射流通過流道堵塞實(shí)現(xiàn)渦輪流量調(diào)節(jié)的機(jī)理,射流軌跡與相鄰葉片壓力面之間的區(qū)域形成了渦輪喉道,隨射流角增加,射流軌跡遠(yuǎn)離吸力面引起渦輪喉道面積減小;隨冷氣量減小,射流流動由超音速降為亞音速,射流軌跡受主流影響并更加貼近吸力面,引起渦輪喉道面積增加,同時(shí)亞音速射流削弱相鄰葉排壓力面內(nèi)伸波撞擊在吸力面上的激波強(qiáng)度,使得反射波消失。
圖12 吸力面50%軸向弦長處噴氣時(shí)葉中截面馬赫數(shù)
以對轉(zhuǎn)渦輪高壓級為研究對象,采用源項(xiàng)法數(shù)值研究了導(dǎo)葉吸力面、壓力面不同位置、角度射流孔以不同冷氣量調(diào)節(jié)渦輪流量的可行性,結(jié)論如下:
1) 壓力面不同位置射流均可調(diào)節(jié)渦輪流量,且調(diào)節(jié)效果基本相同;在壓力面近尾緣附近溫度較低區(qū)適合布置射流孔,渦輪流量調(diào)節(jié)效果與射流角、射流流量正相關(guān),最佳射流角度為90°~120°。
2) 吸力面射流調(diào)節(jié)渦輪流量時(shí),渦輪流量對射流位置敏感,渦輪喉道上游附近為最佳射流位置,渦輪流量的調(diào)節(jié)量隨射流角、冷氣量的增加而增加,最佳射流角為120°。
3) 相同射流參數(shù)下,吸力面射流較壓力面射流對渦輪流量調(diào)節(jié)效果更好,流動機(jī)理來源于射流軌跡及其下游低速區(qū)域形成的堵塞減少了渦輪喉道面積。