李聰

（沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

0引 言

篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)被廣泛應(yīng)用于燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)靜子內(nèi)環(huán)和轉(zhuǎn)子鼓筒之間的密封。篦齒封嚴(yán)對(duì)壓氣機(jī)氣動(dòng)性能的影響不可忽視。1958年Jefferson等［1］認(rèn)識(shí)到泄漏流量隨著封嚴(yán)間隙的增大而增大，多級(jí)壓氣機(jī)性能也隨之趨于惡化；R.M.Hawkins等［2-5］通過比較各種泄漏流量對(duì)壓氣機(jī)性能的影響，認(rèn)為1%的效率降低對(duì)應(yīng)0.9%的泄漏流量。Wellborn等［7］發(fā)現(xiàn)靜子內(nèi)環(huán)泄漏會(huì)對(duì)下游葉排全葉高產(chǎn)生影響；高學(xué)林、袁新［8］對(duì)某軸流壓氣機(jī)中3排葉片在不同的靜葉氣封間隙下進(jìn)行了定常和非定常數(shù)值模擬，認(rèn)為隨間隙增大，壓氣機(jī)性能下降；顧春偉等［9］優(yōu)化了篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)，通過定常和非定常計(jì)算研究了優(yōu)化前后內(nèi)部流動(dòng)和整體氣動(dòng)性能的變化。

國內(nèi)外文獻(xiàn)大多集中在描述篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)內(nèi)部的流動(dòng)或單排篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)對(duì)壓氣機(jī)性能的影響，罕有針對(duì)多級(jí)壓氣機(jī)環(huán)境下多排篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)對(duì)級(jí)間氣動(dòng)參數(shù)的影響方面的研究，為此，本文以一臺(tái)五級(jí)低壓壓氣機(jī)為例，對(duì)其中的第一、二、三級(jí)靜子按照真實(shí)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)圖紙，劃分出篦齒封嚴(yán)網(wǎng)格塊，然后用CFX軟件結(jié)合SST湍流模型分析篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)對(duì)多級(jí)壓氣機(jī)級(jí)間氣動(dòng)參數(shù)的影響，希望能借此指導(dǎo)多級(jí)壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)。

1 數(shù)值模擬方法

本文采用Pointwise 軟件根據(jù)真實(shí)篦齒幾何結(jié)構(gòu)劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，如圖1所示。篦齒間隙取為0.3 mm，篦齒數(shù)為4，每排篦齒網(wǎng)格數(shù)為5×105。本文采用Turbogrid軟件對(duì)壓氣機(jī)流道內(nèi)幾何進(jìn)行結(jié)構(gòu)化分網(wǎng)，然后用CFXPre將流道內(nèi)網(wǎng)格與3排靜子的篦齒結(jié)構(gòu)網(wǎng)格連接在一起，如圖2所示，并設(shè)置恰當(dāng)?shù)倪吔鐥l件。其中，進(jìn)口邊界給均勻的總溫總壓，出口邊界給均勻靜壓，固壁為絕熱、無滑移邊界條件，周向邊界處為周期性邊界條件，葉排上下游連接處按照周向平均方法設(shè)置為‘STAGE’，篦齒塊與流道之間的連接采用非匹配連接‘General Connection’，篦齒塊的輪轂部分設(shè)為旋轉(zhuǎn)固壁，與靜子相連的壁面設(shè)為靜止固壁，每排轉(zhuǎn)子葉尖間隙為0.3 mm。網(wǎng)格總數(shù)約為550萬，采用對(duì)逆壓梯度下分離預(yù)測(cè)較為準(zhǔn)確的SST模型進(jìn)行定常計(jì)算，對(duì)流項(xiàng)離散格式設(shè)為‘High Resolution’，湍流模型數(shù)值精度為‘First Order’。

圖1 篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格

圖2 帶有3排篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)的五級(jí)壓氣機(jī)網(wǎng)格

圖3 不帶篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)的五級(jí)壓氣機(jī)網(wǎng)格

本文僅對(duì)比設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下設(shè)計(jì)壓比點(diǎn)的帶篦齒塊和不帶篦齒塊（圖3）的CFX計(jì)算結(jié)果。

2 計(jì)算結(jié)果分析

本文著重分析第二級(jí)靜子和第三級(jí)轉(zhuǎn)子的流場，以考察前后排靜子篦齒塊對(duì)中間排轉(zhuǎn)靜子的影響。

圖4是帶篦齒塊結(jié)構(gòu)的第二級(jí)靜子根部泄漏流圖譜，可以看到通過篦齒間隙泄漏的流體在空腔內(nèi)卷起的漩渦。圖5是設(shè)計(jì)壓比點(diǎn)下帶篦齒塊和不帶篦齒塊的第二級(jí)靜子總壓恢復(fù)系數(shù)沿葉高對(duì)比，篦齒結(jié)構(gòu)明顯增加了靜子20%葉高以下的氣動(dòng)損失。圖6和圖7分別是帶篦齒塊和不帶篦齒塊的第二級(jí)靜子進(jìn)出口馬赫數(shù)的沿葉高分布對(duì)比，可見篦齒結(jié)構(gòu)減小了10%葉高以下的氣流馬赫數(shù)。圖8和圖9分別是帶篦齒塊和不帶篦齒塊的進(jìn)出口氣流角沿葉高分布對(duì)比，可以看出20%葉高以下的進(jìn)出口氣流角相差超過1°，其余葉高相差不大，其中篦齒結(jié)構(gòu)使攻角增大值超過2°（不考慮附面層部分），并使出口氣流角在根部產(chǎn)生劇烈轉(zhuǎn)折，從而導(dǎo)致圖10所示的下游轉(zhuǎn)子的根部進(jìn)口相對(duì)氣流角也有顯著變化：帶篦齒塊結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)子根部攻角明顯大于不帶篦齒塊結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)子根部攻角，使轉(zhuǎn)子根部偏離了正常攻角。圖11是帶篦齒塊和不帶篦齒塊的第三級(jí)轉(zhuǎn)子進(jìn)口相對(duì)馬赫數(shù)沿葉高分布對(duì)比，篦齒結(jié)構(gòu)明顯減小了20%葉高以下的轉(zhuǎn)子進(jìn)口相對(duì)馬赫數(shù)。

圖4 帶篦齒塊結(jié)構(gòu)的第二級(jí)靜子根部泄漏流

圖5 第二級(jí)靜子總壓恢復(fù)系數(shù)

圖6 第二級(jí)靜子進(jìn)口馬赫數(shù)

圖7 第二級(jí)靜子出口馬赫數(shù)

圖8 第二級(jí)靜子進(jìn)口氣流角

圖9 第二級(jí)靜子出口氣流角

3結(jié) 論

圖10 第三級(jí)轉(zhuǎn)子進(jìn)口相對(duì)氣流角

圖11 第三級(jí)轉(zhuǎn)子進(jìn)口相對(duì)馬赫數(shù)

通過以上對(duì)比，可以得出以下幾點(diǎn)結(jié)論：1）篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)將會(huì)減小靜子20%葉高以下的總壓恢復(fù)系數(shù)，增加該處的氣動(dòng)損失；2）篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)將會(huì)減小靜子10%葉高以下的進(jìn)出口馬赫數(shù)；3）篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)將會(huì)對(duì)20%葉高以下的靜子進(jìn)出口氣流角產(chǎn)生一定影響，其中攻角增大值超過2°；4）篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)將會(huì)明顯增大10%葉高以下的轉(zhuǎn)子攻角，這一點(diǎn)需要引起氣動(dòng)設(shè)計(jì)者注意。

因此，在多級(jí)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中，篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)是無法忽略的因素，必須引起設(shè)計(jì)者的足夠重視。

［ 1］ Jefferson J L，Turner R C.,Some shrouding and Tip Clearance Effects in Axial Flow Compressor ［ J］.International Ship Building Progress，1958（ 5）：78.

［2］ Hawkins R M.Development of compressor end seals,stator interstage seals， and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report ［R］.East Hartford，Connecticut：Pratt& Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，1 Jan.-30 Jun，1966.

［3］ Hawkins R M，Mc Kibbin A H，Ng C C.W.Development of compressor end seals stator interstage seals，and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report［ R］.East Hartford，Connecticut：Pratt&Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，1 Jul.-31 Dec， 1966.

［4］ Hawkins R M.Mc Kibbin A H，Ng C C W.Development of compressor end seals stator interstage seals，and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report［ R］ .East Hartford，Connecticut：Pratt&Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，1 Jul.-31 Dec， 1967.

［5］ Hawkins R M，Mc Kibbin A H，Ng C C W.Development of compressor end seals stator interstage seals，and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report［ R］ .East Hartford，Connecticut：Pratt&Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，1 Jan.-30 Jun， 1968.

［6］ Hawkins R M，Mc Kibbin A H，Ng C C W.Development of compressor end seals stator interstage seals，and stator pivot seals in advanced air breathing propulsion systems Semiannual report［ R］.East Hartford，Connecticut：Pratt&Whitney Aircraft Division of United Aircraft Corporation，30 Jun.-31 Dec，1968.

［ 7］ Wellborn S.Effects of shrouded stator cavity flows on multistage axial compressor aerodynamic performance ［R］.NASA CR-198536，1996.

［8］ 高學(xué)林，袁新.多級(jí)軸流壓氣機(jī)間隙流動(dòng)的數(shù)值模擬［J］.工程熱物理學(xué)報(bào)，2006，27（ 3）：395-398.

［9］ 顧春偉，馬文生，祿堃.靜葉根部氣封幾何結(jié)構(gòu)的優(yōu)化與流動(dòng)分析［C］//中國工程熱物理學(xué)會(huì)會(huì)議論文，2008.