權(quán)少寧 范小明

（1.西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院，陜西 西安710089；

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渦輪設(shè)計(jì)方法改進(jìn)研究

權(quán)少寧1范小明2

（1.西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院，陜西 西安710089；

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首先從渦輪總體設(shè)計(jì)性能要求出發(fā)，運(yùn)用流線曲率法設(shè)計(jì)渦輪子午流道，并獲得設(shè)計(jì)所需的氣流速度三角形；然后運(yùn)用課題組開發(fā)的“十四”參數(shù)法[1]進(jìn)行二維葉柵設(shè)計(jì)，由參數(shù)曲面完成三維葉片造型以及構(gòu)建渦輪特征模塊化體系進(jìn)行網(wǎng)格劃分；最后得到可直接用于計(jì)算的網(wǎng)格。設(shè)計(jì)過程表明，經(jīng)過改進(jìn)后的設(shè)計(jì)方法可方便、快捷的完成渦輪設(shè)計(jì)。

渦輪設(shè)計(jì)；流線曲率法；S2流面

1 引言

隨著燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的迅速發(fā)展，發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件渦輪的設(shè)計(jì)，不僅在葉片結(jié)構(gòu)表達(dá)方面，而且在設(shè)計(jì)周期方面也提出更高的要求。因此，常規(guī)的渦輪設(shè)計(jì)體系已經(jīng)不能滿足渦輪設(shè)計(jì)的需要。本文在現(xiàn)有設(shè)計(jì)體系的基礎(chǔ)上，利用課題組開發(fā)的造型體系、渦輪特征模塊化的網(wǎng)格劃分體系，改進(jìn)了常規(guī)的渦輪設(shè)計(jì)方法。并完成了常規(guī)渦輪的驗(yàn)證性設(shè)計(jì)，經(jīng)過試驗(yàn)表明，改進(jìn)后的設(shè)計(jì)體系能夠滿足工程需要。

2 改進(jìn)的渦輪設(shè)計(jì)體系

本設(shè)計(jì)體系采用NUBURS曲線進(jìn)行平面葉柵設(shè)計(jì)，并運(yùn)用參數(shù)化的思想，進(jìn)行葉片的葉型積疊造型。由于可自由控制葉片計(jì)算域，易于完成網(wǎng)格模塊和網(wǎng)格的劃分。因此獲得的網(wǎng)格可直接用于全三維有粘計(jì)算分析。

在葉柵造型方面，由于是利用NURBS的14參數(shù)法設(shè)計(jì)思想，方法簡(jiǎn)單易行。并且在參數(shù)控制上有較好的裕度。

在從平面葉柵到三維葉片的積疊控制上，可以選前緣圓弧圓心、尾緣圓弧圓心、最大內(nèi)切圓圓心、形心或其它點(diǎn)為參考點(diǎn)，沿選用的積疊線進(jìn)行積疊。因此，能夠更好的控制與描述葉片的彎、扭、掠等形狀特征。

在計(jì)算網(wǎng)格的劃分方面，采用渦輪葉片特征部件的專門劃分體系， 即對(duì)葉片前緣、尾緣、主流區(qū)采取確定的分塊策略，利用開發(fā)的網(wǎng)格劃分體系完成各個(gè)塊的網(wǎng)格劃分，并且可以直接用于計(jì)算。

改進(jìn)后的渦輪設(shè)計(jì)體系與原體系相比，能方便的進(jìn)行平面葉型設(shè)計(jì)以及葉片造型，尤其是自動(dòng)網(wǎng)格劃分。所以，可以高效的進(jìn)行設(shè)計(jì)調(diào)整改進(jìn)，直到獲得滿足設(shè)計(jì)要求性能的葉片。

圖1 渦輪設(shè)計(jì)體系

2.1 子午流道設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)以兩級(jí)常規(guī)渦輪總體性能參數(shù)為基礎(chǔ)，通過控制各葉片進(jìn)口葉片排環(huán)量，通過S2流面計(jì)算程序可以求的各級(jí)的氣流速度三角形和其他的氣流參數(shù)，初步獲得設(shè)計(jì)平面葉柵數(shù)據(jù)。葉柵通道采用等中徑方法，由載荷系數(shù)和進(jìn)口條件可分別確定通道進(jìn)口內(nèi)、外半徑。

表1列出了設(shè)計(jì)的兩級(jí)常規(guī)渦輪，通過S2流面計(jì)算所得總體性能參數(shù)。圖2是基元級(jí)速度三角形的示意圖。

表1 設(shè)計(jì)渦輪總體性能參數(shù)

圖2 基元速度三角形示意圖

2.2 S2流面設(shè)計(jì)計(jì)算

首先根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能對(duì)渦輪的要求，初步給定子午流道尺寸、進(jìn)口參數(shù)及環(huán)量分布規(guī)律等，預(yù)估參考的子午流線速度。然后經(jīng)過多次S2流面調(diào)整，在滿足渦輪功率、效率的要求下，獲得渦輪各葉片排進(jìn)出口沿徑向截面的速度三角形、氣動(dòng)熱力參數(shù)、級(jí)參數(shù)和渦輪性能參數(shù)。

在S2流面的計(jì)算中，需要求解渦輪葉片排之間流場(chǎng)的徑向平衡方程，包括徑向分速、流線及熵的徑向變化。其子午面流場(chǎng)在軸向間隙中，沿任意方向y的速度梯度方程運(yùn)動(dòng)方程為：

式中，

式中Cm為子午分速度， 為Cm與軸線的夾角， 兩葉排間軸向間隙與半徑方向的夾角，rm為曲率半徑。

2.2.1 環(huán)量的確定

良好的環(huán)量分布可以提高級(jí)性能，包括降低葉柵的二次流損失，減小動(dòng)葉頂部漏氣損失，提高做功能力，改善動(dòng)葉成型及振動(dòng)性能。更重要的是它能夠提高級(jí)的根部反力度，降低根尖反力度差，改善級(jí)的變工況性能。

圖3 環(huán)量沿徑向的分布

圖4 反力度沿徑向的分布

渦輪平均反力度高則效率高，但反力度變化劇烈，功沿徑向的變化梯度過大，會(huì)帶來大的流動(dòng)損失造成效率降低。本文設(shè)計(jì)中，采用了接近等反力度的葉片設(shè)計(jì)，并且沿徑向的變化梯度也較小。平均半徑處的反力度在0.2～0.4之間，并且符合要求。

2.2.2 損失模型的使用

為了設(shè)計(jì)出高效率的葉輪機(jī)械，必須考慮氣流經(jīng)過葉片排的損失。由于在解徑向平衡方程時(shí)，熵梯度和焓梯度都要依賴于出口速度，速度對(duì)計(jì)算結(jié)果影響較大。因此由每次迭代速度得到的馬赫數(shù)和葉片排的氣流角為自變量，根據(jù)選用的損失模型，獲得該馬赫數(shù)下的損失系數(shù)。在此基礎(chǔ)上求其它氣流參數(shù)，循環(huán)迭代直到收斂。

所采用的Dunham & Came模型是基于當(dāng)時(shí)的實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果由Dunham & Came從Ainley & Mathieson發(fā)展來的。主要考慮的葉型損失、二次流損失和葉尖間隙損失，計(jì)算上述三種損失時(shí)，需要給定葉片進(jìn)出口氣流角、馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，在每次迭代計(jì)算時(shí)這些參數(shù)均可以通過S2流面計(jì)算求得。

由于考慮到葉型二次流及間隙損失，可以看出在葉片根部、頂端的恢復(fù)系數(shù)較小，損失較大。并且可以看出渦輪級(jí)第5、7級(jí)的損失較大，第4、6級(jí)為靜葉，第8級(jí)流道為損失較小，其余的都為1 ，與事實(shí)符合。

圖5 總壓恢復(fù)系數(shù)沿徑向的分布

2.3 二維葉型表達(dá)

根據(jù)S2流面的初步設(shè)計(jì)，可以獲得子午截面參數(shù)以及葉型的角度和弦長(zhǎng)參數(shù)，其他參數(shù)要綜合考慮才能選取。在14個(gè)獨(dú)立參數(shù)確定后，葉型五個(gè)關(guān)鍵點(diǎn)C1、K1、C2、K2、S（分別為前、尾緣圓弧起、止點(diǎn)與喉道點(diǎn)，圖6(b））及該點(diǎn)型線的斜率即可得出；同時(shí)最大內(nèi)切圓位置亦可確定。其中圖6(a)較全面地給出了渦輪葉柵輪廓與渦輪造型參數(shù)之間的關(guān)系，圖6(b)給出了最大內(nèi)切圓位置，前緣圓弧與最大內(nèi)切圓之間用相切的圓弧連接，通過迭代計(jì)算可以得到最大內(nèi)切圓上的兩個(gè)切點(diǎn)Tk和Tp。

在獲得圖6（b）所示關(guān)鍵點(diǎn)及其對(duì)應(yīng)的切矢量之后，前尾緣、C1與Tp之間及K1與Tk之間采用二次NURBS圓弧曲線連接。對(duì)于C2與S、S與Tp以及Tk與K2之間的三段曲線，根據(jù)各起始點(diǎn)及其對(duì)應(yīng)切矢量分別求得各交點(diǎn)P1、P2、P3，取各點(diǎn)相應(yīng)的權(quán)因子為1.0，獲得三段二次NURBS曲線。最后采用 NURBS曲線組合算法對(duì)整個(gè)葉片截面線進(jìn)行統(tǒng)一表達(dá)。

圖6 渦輪葉柵輪廓線

2.4 三維葉片成型

根據(jù)二維成型的葉型，沿徑向插值確定積疊所需的葉根、葉中和葉尖葉型參數(shù)，插生成多個(gè)葉型截面，沿確定的積疊規(guī)律和積疊線，生成三維葉片體。

考慮到離心力對(duì)其各自的影響的不同，靜子葉片采用的是以最大內(nèi)切圓圓心為積疊參考點(diǎn)的積疊；而轉(zhuǎn)子葉片則采用形心為參考進(jìn)行積疊的。

圖7 靜葉積疊型面

圖8 靜葉實(shí)體

圖9 動(dòng)葉積疊型面

圖10 動(dòng)葉實(shí)體

2.5 計(jì)算網(wǎng)格劃分

在常規(guī)的渦輪設(shè)計(jì)體系中，生成實(shí)體模塊以后，計(jì)算前處理過程中，計(jì)算域網(wǎng)格的劃分會(huì)耗費(fèi)大量的人力、物力，結(jié)果也不太理想。并且設(shè)計(jì)過程中還需反復(fù)調(diào)整修改，然后再進(jìn)行計(jì)算，工作量會(huì)更為繁重。改進(jìn)后的設(shè)計(jì)體系針對(duì)渦輪流場(chǎng)計(jì)算域采用特征模塊的分塊方法，將整個(gè)流場(chǎng)區(qū)域參數(shù)化，按照渦輪部件標(biāo)準(zhǔn)的網(wǎng)格劃分策略，利用開發(fā)的網(wǎng)格劃分體系，對(duì)流場(chǎng)計(jì)算域自動(dòng)進(jìn)行網(wǎng)格劃分。

圖11 渦輪葉片網(wǎng)格劃分策略示意圖

圖12 第一級(jí)靜葉實(shí)體

通過自動(dòng)的網(wǎng)格劃分體系生成的網(wǎng)格，可以直接進(jìn)行計(jì)算；若有缺陷或不足，可以在網(wǎng)格預(yù)處理軟件中稍加調(diào)整。這樣節(jié)省了時(shí)間，大大縮短了渦輪設(shè)計(jì)周期。

2.6 計(jì)算結(jié)果分析

本文針對(duì)設(shè)計(jì)出的一級(jí)渦輪葉片， 采用商用 CFD軟件Fluent對(duì)生成的該級(jí)渦輪模型進(jìn)行三維粘性數(shù)值計(jì)算。

渦輪靜葉性能見圖13和圖14。葉片表面幾何形狀過渡非常光滑，又由于流動(dòng)是順壓力梯度，整個(gè)流場(chǎng)內(nèi)的流動(dòng)都很順暢。靜葉出口馬赫數(shù)接近 1.0，工作在堵塞狀態(tài)，基本達(dá)到設(shè)計(jì)要求；葉背出現(xiàn)了明顯的膨脹區(qū)和加速區(qū)，使得流體在通道內(nèi)得到很好地加速，并且效果良好。

圖13 渦輪靜葉馬赫數(shù)分布圖

圖14 渦輪靜葉流場(chǎng)分布圖

動(dòng)葉性能見圖15和圖16，靜葉內(nèi)流動(dòng)與動(dòng)葉進(jìn)口流動(dòng)銜接很好，雖然葉背處存在一個(gè)不明顯的膨脹加速區(qū)，但無激波出現(xiàn)。從圖20的轉(zhuǎn)子流場(chǎng)總溫分布圖中可以看出，總溫隨著流向的變化梯度比較均勻。因此，轉(zhuǎn)子做功效果也比較理想。

圖15 渦輪動(dòng)葉馬赫數(shù)分布圖

圖16 渦輪動(dòng)葉總溫分布圖

在整級(jí)性能方面，通道內(nèi)流動(dòng)順暢，沒有出現(xiàn)分離和倒流；在靜葉尾緣和動(dòng)葉前緣無激波出現(xiàn)，損失較?。涣黧w在導(dǎo)向器中的加速、在轉(zhuǎn)子中的做功效果亦較好。整級(jí)渦輪的效率為0.90，導(dǎo)向器葉片總壓恢復(fù)系數(shù)約0.97，效率和功率都滿足了設(shè)計(jì)要求，達(dá)到了預(yù)期設(shè)計(jì)效果。

3 結(jié)論

（1）改進(jìn)了三維成型體系。將NURBS方法用于葉型以及葉片的參數(shù)化表達(dá)，參數(shù)調(diào)整方便，并且在該體系下易于指定和劃分流動(dòng)邊界、流動(dòng)區(qū)域。

（2）發(fā)展了渦輪網(wǎng)格劃分方法。根據(jù)渦輪葉片流場(chǎng)計(jì)算特征建立特征模塊，在計(jì)算域內(nèi)自動(dòng)劃分流塊，實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格的自動(dòng)劃分，大大縮短設(shè)計(jì)周期。

（3）設(shè)計(jì)方法基于流線曲率法的可控渦設(shè)計(jì)技術(shù)，需要反復(fù)調(diào)節(jié)葉片環(huán)量分布與給定參考速度，高壓級(jí)與低壓級(jí)等的匹配關(guān)系，必須綜合考慮這些因素，才能獲得較好的結(jié)果。

（4）利用改進(jìn)的設(shè)計(jì)方法對(duì)一級(jí)渦輪模型設(shè)計(jì)經(jīng)過CFD性能計(jì)算驗(yàn)證，與流線曲率法設(shè)計(jì)結(jié)果比較符合并且性能良好。表明該方法能夠滿足工程需要，可以設(shè)計(jì)出性能良好的渦輪。

[1] 孟軍強(qiáng),鐘易成.基于NURBS的渦輪葉片設(shè)計(jì)及其性能分析[C].中國航空學(xué)會(huì)第六屆動(dòng)力年會(huì)論文集(上), 2006.11.

[2] [俄]B.M.阿洛諾夫,等著.航空燃?xì)鉁u輪葉片的造型[M].北京:國防工業(yè)出版社,1980.

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[8] 蘇士甄,等.葉輪機(jī)械原理[M].北京:清華大學(xué)出版社,1991.10.

RESEARCH ON AERODYNAMICS DESIGN SYSTEM OF GAS TURBINE

Quan Shao Ning Fan Xiao Ming
(Xi”an Aeronautical Polytechnic Institute,Xi”an,710089,China;)
(Xi”an Aero- Engine PLC,Xi”an,710021,China)

From the total desire of turbine，Based on the meridional streamlinecurvature method which is widely used in the design and performance analys of turbomachinery ,design flow channels.Through this process, also can get the triangle of airflow speed. Next using the method of “fourteen” parameter design planar blade，also the three-dimensional blade is expressed as parameter .The end,Using the special griding system can generation grid easily. The designing process of turbine show that this system can be used to design turbine efficieny.

Turbine design; Steamline-curvature method;S2 flow surface

V235.1

A

1008-1151(2011)08-0147-03

2011-05-17

權(quán)少寧（1981－），男，陜西扶風(fēng)人，西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院航空維修工程系教師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)維修工程；范小明（1982 －），男，四川資中人，供職于西安航空動(dòng)力股份有限公司客戶服務(wù)部，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)外場(chǎng)服務(wù)。