閆 晨，葉 建，付 超

(北京航空航天大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院 航空發(fā)動機氣動熱力國家級重點實驗室，北京 100191)

1 引言

航空技術(shù)的發(fā)展對航空發(fā)動機提出了新的要求，為使飛行器在飛行包線內(nèi)的各個狀態(tài)均能獲得或接近最佳性能，要求發(fā)動機可實現(xiàn)對工作點的靈活調(diào)節(jié)，由此產(chǎn)生了變循環(huán)發(fā)動機的概念[1]，即通過改變發(fā)動機一些部件的幾何形狀、尺寸或位置來改變其熱力循環(huán)的燃氣渦輪發(fā)動機。為了在發(fā)動機工作過程中改變循環(huán)模式，就要求渦輪流量隨工作點變化而變化，以實現(xiàn)對渦輪功的調(diào)節(jié)。目前，調(diào)節(jié)渦輪流量的方式主要包括機械式引入障礙物到流道中，采用環(huán)形面積可調(diào)導(dǎo)葉，改變導(dǎo)葉安裝角或引入第二股氣流射入導(dǎo)葉位置等[2]，其中采用可調(diào)導(dǎo)葉是最主要的調(diào)節(jié)方式[3，4]。雖然采用可調(diào)導(dǎo)葉可有效實現(xiàn)對渦輪流量的實時調(diào)節(jié)，并可在寬廣的工作范圍內(nèi)提高循環(huán)匹配能力，但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，調(diào)節(jié)機構(gòu)帶來的額外重量容易影響發(fā)動機推重比，從而造成發(fā)動機性能下降。胡松巖對變幾何渦輪的設(shè)計特點和特性進行了詳細探討，并對葉片可調(diào)機構(gòu)的關(guān)鍵設(shè)計技術(shù)及所存在的問題進行了分析。為簡化調(diào)節(jié)裝置結(jié)構(gòu)，提高性能，Latimer和Stanley等進行了氣動方式調(diào)節(jié)渦輪流量的研究[5，6](其基本原理是利用外界引入的氣流對渦輪內(nèi)流場進行流動控制[7])，但研究結(jié)果表明，其實際效果較差，同時損失較大，因而最終未投入實際應(yīng)用。盡管如此，近年來氣動調(diào)節(jié)技術(shù)因其結(jié)構(gòu)簡單、對發(fā)動機穩(wěn)定性無影響以及有利于減小渦輪設(shè)計難度等優(yōu)點，重新引起研究人員的注意，北京航空航天大學(xué)的楊旸和付超等先后對在葉片表面噴氣調(diào)節(jié)渦輪流量進行了研究[8，9]。但到目前為止，氣動調(diào)節(jié)相關(guān)的研究仍比較缺乏，因此有必要對渦輪流量的氣動調(diào)節(jié)技術(shù)進行進一步探索，加深對該問題物理機制的理解，為未來變循環(huán)發(fā)動機的設(shè)計提供新的思路。

基于上述認(rèn)識，本文從原始渦輪流場結(jié)構(gòu)出發(fā)，采用三維數(shù)值模擬方法，通過在渦輪導(dǎo)葉端區(qū)引入第二股氣流對渦輪流場進行流動控制，以期改變渦輪流量的工作范圍，并通過改變噴氣參數(shù)，初步研究端區(qū)噴氣對渦輪流量的調(diào)節(jié)規(guī)律。

2 研究對象及方法

2.1 射流管路結(jié)構(gòu)模型

通過在機匣上附加環(huán)形射流管路的方式向渦輪流場內(nèi)引入射流，射流管路示意圖如圖1所示。由于射流進入主流后會與主流摩擦摻混，進而在射流孔周圍產(chǎn)生復(fù)雜的渦結(jié)構(gòu)，無法人為地直接給出射流孔處符合物理流動結(jié)構(gòu)的氣動參數(shù)分布?；诖?，本文近似認(rèn)為氣體在射流管路內(nèi)氣動參數(shù)分布均勻且無能量損失，將射流在射流腔中的氣動狀態(tài)參數(shù)(總溫、總壓等)作為邊界條件附加在射流管路的入口，并根據(jù)需要確定射流角度，即可進行主流場和射流場的耦合計算。給定邊界條件后，管路的幾何參數(shù)亦得到確定。

圖1 射流管路示意圖(單個葉柵)Fig.1 Injection pipe(single cascade)

2.2 計算域和網(wǎng)格

以某在研通用渦輪為研究對象，CFD計算采用NUMECA商用軟件。計算中求解三維定常粘性的雷諾平均N-S方程，數(shù)值方法采用時間追趕的有限體積法，空間離散采用中心差分，時間離散應(yīng)用四階龍格-庫塔法，并采用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。湍流模型選取Spalart-Allmaras模型。計算網(wǎng)格如圖2所示，網(wǎng)格劃分采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。靜子葉型環(huán)繞葉片采用O型網(wǎng)格，進口段增加一個H型網(wǎng)格與之相連。對葉片表面網(wǎng)格進行加密，以更好地分辨近壁面的邊界層流動。葉片前緣及尾緣也作了一定的加密處理。轉(zhuǎn)子葉型環(huán)繞葉片同樣采用O型網(wǎng)格，出口段增加一個H型網(wǎng)格與之相連。給定葉尖間隙0.3 mm，間隙處給定17個網(wǎng)格節(jié)點，在端壁和葉尖部分適當(dāng)加密，并對轉(zhuǎn)子前緣和尾緣的控制點進行適當(dāng)調(diào)整。射流噴管區(qū)域內(nèi)兩端采用邊界層加密方式，原流場周圍的網(wǎng)格也作了適當(dāng)加密。沿葉高方向網(wǎng)格節(jié)點數(shù)選為57個。生成的三維網(wǎng)格中靜子網(wǎng)格節(jié)點數(shù)約為60萬，轉(zhuǎn)子網(wǎng)格節(jié)點數(shù)約為54萬。流場壁面y+＜2，符合所用Spalart-Allmaras湍流模型的要求。計算中，葉片表面設(shè)為絕熱無滑移壁面，輪轂與機匣給定絕熱壁面，主流通道側(cè)壁按周期性邊界條件處理。主流通道進口給定來流總壓、總溫和氣流角，出口按徑向平衡方程給定靜壓。由于渦輪進出口溫度差異較大，計算中根據(jù)油氣比計算變比熱來模擬真實燃氣的特性。射流管路入口給定流量和靜溫，氣流速度方向定為與噴管入口垂直。

圖2 三維計算域網(wǎng)格圖Fig.2 Three-dimensional computational mesh

2.3 算例選取

為研究各噴氣參數(shù)對渦輪流量的影響規(guī)律，選取不同條件下的19個算例進行計算。首先，為探討噴氣位置的影響，選取了導(dǎo)葉前16.9%弦長、導(dǎo)葉中距前緣20.4%弦長、導(dǎo)葉中部距前緣約48.7%弦長以及導(dǎo)葉距前緣89.7%弦長4個不同的噴氣位置，并進行了優(yōu)化；為研究噴氣角的影響，選取了與主流分別成45°、90°和135°3個不同的噴氣角，并進行了進一步的探討；射流流量分別選取了主流流量的1%～5%共5種不同流量；在亞聲速范圍內(nèi)計算了5個不同噴氣馬赫數(shù)的算例，也對總溫總壓變化情況進行了討論。

3 計算結(jié)果與分析

圖3給出了噴氣相對流量為5%、噴氣角為90°時，沿流向不同位置在機匣部位噴氣的主流通道側(cè)壁馬赫數(shù)云圖，圖中突起處為射流噴管位置。由圖中可見，在導(dǎo)葉前、導(dǎo)葉前緣附近以及尾緣附近噴氣時，整個流場的流線分布均勻，僅管路附近的流線略受影響，故可認(rèn)為在這三個位置噴氣基本沒有影響到整個流場的流動；而在導(dǎo)葉中部噴氣時，在管路后方造成了一處明顯的低速區(qū)，進而使流道的環(huán)面積減小，使得管路后部機匣附近的流線明顯靠向輪轂，渦輪導(dǎo)葉入口流量也隨之減小6.15%。圖4(a)、圖4(b)分別給出了原始渦輪和中部噴氣后95%葉高截面導(dǎo)葉通道的馬赫數(shù)云圖。從圖中可見，噴氣后在導(dǎo)葉通道內(nèi)形成的低速區(qū)堵塞了流道面積，說明渦輪流量減小的結(jié)論可信。為進一步明確噴氣位置的影響，將噴氣管路沿流向后移6.25 mm至較精確的氣動喉道處，并與中部噴氣對比。從圖4(b)、圖4(c)及其局部放大圖圖5可以看出，噴氣管路后移，形成的低速區(qū)更靠近氣動喉道，更直接地減小了渦輪的喉道面積。計算結(jié)果表明，喉道噴氣使渦輪導(dǎo)葉入口流量減小7.92%。這意味著渦輪流量對噴氣位置的變化非常敏感，其形成的低速區(qū)越靠近氣動喉道，對流量的調(diào)節(jié)效果越明顯。可見，對渦輪喉部位置的精確定位將對流量調(diào)節(jié)效果起到明顯的改善作用。

圖6給出了噴氣相對流量為5%時不同噴氣角度下的馬赫數(shù)云圖。從圖中可見，噴氣后管路附近均出現(xiàn)了部分低速區(qū)，而135°噴氣所形成的低速區(qū)范圍明顯大于另兩個噴氣角的情況，其流線的偏轉(zhuǎn)也更為明顯，在結(jié)果上表現(xiàn)為喉道面積和渦輪流量都減小得更多。由于喉道處氣體更快膨脹加速，還造成流場內(nèi)最大馬赫數(shù)變大，這意味著逆主流噴氣對渦輪流量的調(diào)節(jié)效果更好。另外，45°和90°噴氣后的流場內(nèi)均出現(xiàn)了尺度明顯的分離，這可能對渦輪氣動性能有著更為不利的影響。為進一步探討噴氣角度對流量調(diào)節(jié)的影響，另選取120°和150°噴氣角作對比。從表1中可以看出，噴氣角為非鈍角時，流量減小量相近；噴氣角增大為鈍角后，流量進一步減小。但在120°～150°范圍內(nèi)，噴氣角度的變化對流量調(diào)節(jié)效果的影響已經(jīng)不大，并未出現(xiàn)一個最佳角度。

圖3 不同噴氣位置下導(dǎo)葉主流通道側(cè)壁的馬赫數(shù)云圖Fig.3 Mach number distribution of main flow path sidewall of stator at different injection positions

圖4 95%葉高截面葉柵通道馬赫數(shù)云圖Fig.4 Mach number distribution of 95%span in cascade path

圖5 導(dǎo)葉中部及喉部噴氣導(dǎo)葉尾緣馬赫數(shù)云圖(局部放大)Fig.5 Mach number distribution near stator trailing edge(local zoom-in)

圖7給出了在喉部與主流成135°角噴氣且噴氣相對流量分別為1%～5%時，流量調(diào)節(jié)能力隨噴氣相對流量的變化。由圖中可知，渦輪流量變化與噴氣流量變化呈線性關(guān)系。從導(dǎo)葉入口流量變化來看，當(dāng)噴氣相對流量為1%時，導(dǎo)葉入口流量減小量為6.21%；當(dāng)噴氣相對流量為5%時，導(dǎo)葉入口流量減小量可達8.77%。

圖8給出了不同噴氣馬赫數(shù)下渦輪流量的變化情況。從圖中看，噴氣馬赫數(shù)從0.30逐步上升到0.95的過程中，流量變化基本保持恒定，可見噴氣馬赫數(shù)在亞聲速范圍內(nèi)的變動基本不影響渦輪流量(本文未對超聲速范圍內(nèi)的變動進行討論)。

表2和表3分別給出了不同噴氣總溫及總壓對渦輪流量的影響。需指出的是，本文出于探討規(guī)律的目的，因此并未考慮真實的引氣氣源。由表2可知，提高噴氣總溫對于提高渦輪流量的調(diào)節(jié)能力有利，且噴氣總溫的提高意味著引入的射流與主流的能量接近，對于減小渦輪的摻混損失也有好處。但渦輪本身已屬高溫部件，因而噴氣總溫不能過高，需在渦輪承受范圍內(nèi)尋求平衡。表3表明，二次流總壓的增大對流量調(diào)節(jié)的效果并不明顯，而且渦輪膨脹比的增大還可能帶來更大的效率損失，這對于渦輪氣動性能而言將是得不償失。損失的具體量級則有待進一步的研究。

圖8 不同噴氣馬赫數(shù)下的渦輪流量變化Fig.8 Variation of turbine flow capacity at different injection Mach numbers

表2 不同噴氣總溫下渦輪參數(shù)變化Table 2 Variation of turbine parameters at different injection total temperatures

4 結(jié)論

(1)渦輪流量對噴氣位置非常敏感，渦輪喉部位置為噴氣最佳位置，對渦輪喉部位置精確定位將對流量調(diào)節(jié)效果起到非常明顯的改善作用。

(2)與主流成鈍角噴氣對渦輪流量的調(diào)節(jié)能力強于成銳角和直角的情況，但在鈍角范圍內(nèi)噴氣角度變化對流量的影響已經(jīng)不大，并未出現(xiàn)一個最佳角度。

(3)噴氣相對流量不大于5%的條件下，噴氣相對流量與渦輪流量變化呈線性關(guān)系；渦輪導(dǎo)葉入口流量最多可減小約9%。

(4)噴氣馬赫數(shù)在亞聲速范圍內(nèi)的變化對渦輪流量基本無影響。

(5)增大噴氣總溫有利于渦輪流量的調(diào)節(jié)，但增大噴氣總壓的效果并不明顯，且增大的渦輪膨脹比可能造成更大的效率損失。

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[2]胡松巖.變幾何渦輪及其設(shè)計特點[J].航空發(fā)動機，1996，3(24)：30—36.

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[9]付 超.先進渦輪氣動設(shè)計技術(shù)若干問題研究[D].北京：北京航空航天大學(xué)，2010.