黃振宇,鐘兢軍,楊凌, 韓吉昂

(1. 上海海事大學 商船學院，上海 201306；2. 大連海事大學 輪機工程學院，遼寧 大連 116026)

端壁相對運動對超聲速膨脹器間隙流動的影響

黃振宇1,鐘兢軍2,楊凌2, 韓吉昂2

(1. 上海海事大學 商船學院，上海 201306；2. 大連海事大學 輪機工程學院，遼寧 大連 116026)

摘要：為了揭示端壁相對運動對超聲速膨脹器間隙流動影響的規(guī)律，采用數(shù)值方法研究了機匣與隔板不同相對運動速度時超聲速膨脹器間隙流動特性。結果表明：泄漏流與主流和附面層的摻混損失是超聲速膨脹器間隙區(qū)域流動損失的主要來源，吸力面靠近分離線右側區(qū)域的流動損失最大，壓力面附近除尾緣外流動損失均較低；機匣與隔板相對靜止降低了黏性剪切力的作用，但端壁的壁面效應對間隙流動卻存在影響；端壁相對運動抑制了泄漏渦的橫向發(fā)展，分離線向吸力面靠近，泄漏流量增加，泄漏流、主流和端壁附面層的摻混嚴重，附面層內低能流體的遷移、潛流和摩擦也加劇，三維流道內總的流動損失增加，超聲速膨脹器效率降低。

關鍵詞：超聲速膨脹器；隔板；機匣；相對運動；間隙流動

網絡出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/23.1390.U.20160411.1024.030.html

渦輪入口溫度較高，為防止動葉葉片受熱膨脹后與機匣發(fā)生摩擦，葉片頂部與機匣之間通常會留有一定間隙，葉頂附近氣流在壓力面和吸力面壓差作用下，以較高速度通過該間隙，并在流出間隙之后與主流摻混而造成較大的流動損失，研究表明，由葉尖間隙引起的損失已經占到渦輪端區(qū)損失的一半以上[1]。而對于間隙流動，普遍認為受4種因素影響：葉片壓力面與吸力面間的壓差、端壁附面層、葉片與機匣間的相對運動及葉尖間隙尺寸[2]。實際工作中，渦輪葉片頂部的泄漏流體總是從葉片壓力面流向吸力面：當機匣與葉片相對靜止時，間隙流動主要受壓力面和吸力面之間壓差的驅動，而當機匣與葉片相對運動時，間隙流動還要受機匣附近黏性附面層剪切應力的影響，黏性剪切力及間隙內的徑向速度梯度改變了葉頂區(qū)的流場結構。

渦輪轉子葉片與機匣間的相對運動顯著影響間隙流動特性，而控制間隙流動是提高渦輪性能的有效手段之一，為此，國內外學者圍繞渦輪動葉與機匣間相對運動開展了大量的研究工作，也獲得了許多有益的結果：Graham[3]發(fā)現(xiàn)當機匣速度不同時，間隙流動軌跡發(fā)生不規(guī)則運動，說明轉動引起的黏性刮削作用會影響間隙流動；Yaras[4]和Luo[5]認為機匣相對運動會導致間隙泄漏流量降低，泄漏渦向吸力面靠近，強度減弱，但通道渦增強；Xiao[6]發(fā)現(xiàn)機匣和葉頂?shù)南鄬\動造成葉頂區(qū)域流場的復雜程度顯著增加并導致?lián)p失上升；McCarter[7]認為相對運動使得葉片吸力面附近存在一個低壓區(qū)，很有可能還存在刮削渦；Tallmall[8-9]采用數(shù)值方法研究了間隙高度、機匣相對轉動對間隙流動的影響，認為相對運動能增強近壁面區(qū)二次流；Srinivasan[10]認為機匣與葉片的相對轉動減小了葉片壓力面和吸力面的靜壓差，相同的間隙高度可使通過間隙的流量下降9%；Yang[11]發(fā)現(xiàn)端壁相對運動使葉頂間隙前緣附近的泄漏流量降低，卻增加了尾緣附近的泄漏量；Acharya[12]的研究表明，機匣與葉片的相對運動顯著影響渦輪葉頂?shù)膫鳠岷蜌鈩有阅?；牛茂升[13]認為葉片轉動對渦輪間隙流動有阻塞作用，且轉速下降會加劇動葉出口截面氣流過偏/偏轉不足現(xiàn)象。

以上研究一定程度上揭示了端壁相對運動對渦輪間隙流動影響的規(guī)律，為進一步采取主動或被動措施控制間隙流動，降低流動損失，提高渦輪性能奠定了基礎。超聲速膨脹器是結合超聲速膨脹噴管、常規(guī)軸流渦輪以及旋轉沖壓壓縮轉子結構設計方法而出現(xiàn)的一種新型膨脹做功系統(tǒng)，就其功能而言實質上是一種特殊結構形式的超聲速渦輪，與常規(guī)渦輪相比，超聲速膨脹器不僅可以減少氣流在膨脹系統(tǒng)中的流動損失，而且結構簡單緊湊、體積小、功率重量比大、效率高，更重要的是超聲速膨脹器可以滿足切向來流的進氣條件，此外，還能實現(xiàn)切向或軸向排氣。在小型船舶動力、小型發(fā)電燃氣輪機、渦輪泵和分布式供能用微小型燃氣輪機中有著令人期待的應用前景。筆者前期已對無間隙超聲速膨脹器進行了相關研究[14-16]，獲得了膨脹型面的造型方法，三維流道內部的主要流動特性及影響超聲速膨脹器性能的主要幾何參數(shù)，實際工作中，超聲速膨脹器隔板與機匣之間留有間隙，端壁相對運動對超聲速膨脹器間隙流動和整體性能都將產生影響，基于此，本文就隔板與機匣相對運動對超聲速膨脹器間隙流動的影響進行了數(shù)值研究。

1計算模型與數(shù)值方法

1.1計算模型

文獻[14]給出了超聲速膨脹器(圖1)的設計方法。超聲速膨脹器包含3個流道，為節(jié)省資源并提高計算速度，本文僅對一個三維流道的流場進行數(shù)值計算，三維流道幾何參數(shù)：初始膨脹角為24°、進口高度比0.17、圓弧半徑喉部高度比0.5、流道長高比6、出進口面積比4、隔板安裝角26°[14]，隔板頂部與機匣之間的間隙高度為1.5%h0(h0為喉部高度)。分別就隔板與機匣相對靜止，30%、60%、90%以及100%相對速度時超聲速膨脹器間隙流動特性開展數(shù)值研究。

圖1　超聲速膨脹器結構Fig.1　Structure of the supersonic expander

1.2 數(shù)值方法

采用Fluent軟件對超聲速膨脹器的三維流道流場進行數(shù)值仿真，控制方程為三維定常雷諾平均N-S方程，湍流模型為標準k-ε兩方程模型。計算中選用隱式耦合求解算法，方程對流項采用二階迎風格式離散。

圖2　計算域與邊界條件Fig.2　Computational domain and boundary conditions

采用的三維流道膨脹比、損失系數(shù)及等熵效率公式如下

(1)

(2)

(3)

2計算結果與分析

2.1間隙內熵和流線分布

圖3、4給出了間隙內S1流面的熵和流線分布圖，可以看出，沿流向除尾緣外壓力面附近熵值始終維持在較低值，而吸力面熵值較高且影響范圍不斷擴大；隨機匣與隔板之間相對速度的增加，分離線明顯向吸力面靠近，壓、吸力面近出口區(qū)域的熵值有所增加；比較而言，間隙中截面受端壁相對運動的影響更明顯，熵值更高，分離線和再附線離隔板也更近。

機匣與隔板相對靜止時，氣流在壓、吸力面壓差作用下從壓力面?zhèn)冉涢g隙泄漏到吸力面?zhèn)?，沿流向吸卷附面層和主流而發(fā)展壯大成泄漏渦，泄漏渦渦核主要由隔板前緣氣流形成，并在形成之后向流道中央發(fā)展，所導致的摻混損失嚴重，因此，吸力面?zhèn)褥刂蹈撸哽赜绊懛秶亓飨虿粩鄶U大，而壓力面?zhèn)褥刂档?，僅尾緣由于泄漏流體回流造成熵值增加。從圖3(a)和4(a)還可看出，環(huán)繞分離線區(qū)域的熵值較高，且分離線右側氣流熵值更高一些，這是因為，右側氣流不僅受機匣附近黏性流體的剪切應力，還存在泄漏流體、主流和端壁附面層的摻混，附面層低能流體的潛流和摩擦。流道中、后部的泄漏流體已擺脫泄漏渦的卷吸，在剪切應力作用下靠近吸力面向出口運動。

隨機匣與隔板相對速度的增加，泄漏渦橫向運動削弱，分離線向隔板吸力面靠近，但間隙區(qū)域的熵值卻是增加的。這是因為，機匣與隔板相對速度較大時，端壁附面層黏性剪切力增大，其方向與間隙流動方向相反，因此，泄漏流體的橫向運動受到抑制；與此同時，黏性剪切力的增加促使泄漏流、主流、附面層之間的相互作用增強，所導致的摻混損失相應增加，特別是隔板尾緣區(qū)域，由于剪切應力的增加，泄漏流體從吸力面?zhèn)鹊綁毫γ鎮(zhèn)鹊幕亓鳜F(xiàn)象更明顯，流動損失更大，熵值更高。

間隙中截面受機匣與隔板相對運動的影響更顯著，分離線和再附線均向隔板靠近，特別是吸力面?zhèn)?，僅前緣附近泄漏流體參與泄漏渦的形成，隔板中、后部泄漏流體完全擺脫泄漏渦的卷吸，靠近吸力面向出口運動，隨相對速度的增加，尾緣附近有更多氣流從吸力面?zhèn)然亓髦翂毫γ鎮(zhèn)取?/p>

圖3　近隔板頂部S1流面熵和流線分布Fig.3　Entropy and streamlines near to the strake wall tip inside the clearance

圖4　間隙中分面熵和流線分布Fig.4　Entropy and streamlines at the mid-gap

圖5給出了間隙內的流線分布，可以看出，間隙內流線幾乎與隔板頂部平行，吸力面與機匣角區(qū)氣流的運動出現(xiàn)分支，一支在泄漏流作用下發(fā)生折轉，另一支靠近吸力面運動，壓力面與機匣角區(qū)氣流的運動也出現(xiàn)分界，其中，近隔板頂部區(qū)域氣流在壓、吸力面壓差作用下通過間隙泄漏到吸力面?zhèn)?，另一部分氣流從壓力面?zhèn)认蛳噜徃舭逦γ孢\動(圖5 10%z)；流道中、后部的泄漏流動更強，壓力面角區(qū)氣流幾乎都越過間隙形成間隙泄漏流，吸力面角區(qū)氣流被泄漏渦卷吸，促進泄漏渦壯大，受徑向壓力梯度影響，間隙內氣流斜向左上方流出間隙(圖5 30%z和50%z)；斜激波之后，三維流道內壓力場改變，隔板尾緣間隙內氣流的運動明顯變化，一方面，泄漏流流出間隙，并斜向右下方卷曲，另一方面，吸力面?zhèn)葰饬鹘涢g隙流回到壓力面?zhèn)?圖5 70%z)。

從圖5還可看出，隨機匣與隔板相對速度的增加，黏性剪切力變大，吸力面角區(qū)氣流一致向左折轉，泄漏流吸卷更多附面層，氣流之間的摻混更加嚴重，損失相應增加；間隙內不存在復雜的三維流動，部分氣流在徑向力作用下向左上方運動并貼附于機匣內表面。

圖5　隔板頂部間隙內流線Fig.5　Streamlines near the tip of the strake wall inside clearance

2.2三維流道內部流動特性

圖6給出了不同S3流面熵等值線，可以看出，沿流向馬蹄渦吸力面分支尺度變大，強度增加，泄漏流的擠壓作用促使其遠離吸力面向下端壁發(fā)展，并在流道中、后部破碎，破碎之后的馬蹄渦與泄漏流摻混；泄漏流吸卷附面層和主流并在流道后部形成泄漏渦，泄漏渦尺度較大，形成之后向流道中央發(fā)展；三維流道中的損失主要來源于泄漏損失，馬蹄渦、泄漏渦和主流之間的摻混損失，環(huán)壁面低能流體遷移、摩擦、摻混所導致的損失。

機匣與隔板相對靜止時，氣流在橫向壓差作用下自壓力面?zhèn)认蛭γ鎮(zhèn)刃孤?，泄漏流橫向運動較強。對比隔板頂部附近S1流面和間隙中分面可知(圖3(a)和4(a))，間隙中分面的分離線更靠近吸力面，說明機匣與隔板相對靜止雖然降低了黏性剪切力的作用，但端壁的壁面效應對間隙流動卻存在影響。

圖6　沿流向不同S3流面熵等值線Fig.6　Distribution of entropy on different S3 surfaces

圖7　進口靜壓沿徑向分布Fig.7　Distribution of static pressure at inlet in the 　　radial direction

圖8　進口相對馬赫數(shù)沿徑向分布Fig.8　Distribution of relative Mach number contour at 　inlet in the radial direction

機匣與隔板相對運動，將有更多氣流從壓力面?zhèn)刃孤┑轿γ鎮(zhèn)?圖6(a)～(c))，泄漏渦強度增加，但橫向運動受到抑制。這與傳統(tǒng)渦輪的研究結果不完全相同，Yara[4]、Srinivasan[10]、牛茂升[17]以及王大磊[18]的研究都表明機匣相對運動降低了間隙泄漏流流量，削弱了泄漏渦強度；此外，牛茂升[17]和王大磊[18]的研究還表明，機匣相對轉動使得葉片前緣吸力面氣流克服橫向壓差進入間隙，從而阻塞泄漏流。而圖3和4則表明，機匣相對運動，導致泄漏流動嚴重，泄漏損失增加，但泄漏渦橫向運動得到抑制；從圖5可以看出，機匣相對運動，促使更多氣流越過間隙泄漏到吸力面?zhèn)取７治鲈?，主要有兩方?一是隨機匣與隔板相對速度的增加，頂部區(qū)域的徑向壓差變大(圖7)，氣流沿隔板自下而上的潛流運動加強，有限時間內將有更多氣流越過間隙；二是對比傳統(tǒng)渦輪葉片，超聲速膨脹器隔板較薄，頂部間隙的橫向尺寸較小，剪切應力對泄漏流的抑制作用有限。圖6還說明，機匣與隔板的相對運動，導致附面層損失的增加，特別是二者相對速度達到設計速度之后，下端壁和吸力面的熵值顯著增加，流動損失很大。從圖7～9可知，機匣與隔板相對速度較大時，入口近下端壁氣流靜壓低、速度低，而總溫高，即下端壁附近是低能流體匯聚區(qū)，沿流向低能流體不斷

積累，低能流體之間以及與壁面的摩擦損失大，因此，下端壁熵值高；此外，徑向壓差變大(圖7)，氣流沿壁面的遷移運動增強，由此而導致的損失增加，吸力面熵值較高。

圖9　進口絕對總溫沿徑向分布Fig.9　Distribution of total temperature at inlet in　　 the radial direction

2.3出口流場與氣動參數(shù)

圖10和11給出了出口相對馬赫數(shù)和熵分布云圖，可以看出，出口主要存在兩個高速區(qū)，一是壓力面與下端壁相接角區(qū)，二是遠離吸力面的下端壁；低速區(qū)主要位于吸力面與下端壁相接角區(qū)以及流道中央上端壁附近；隨機匣與隔板相對速度增加，氣流最高速度降低，高速區(qū)影響范圍縮減，而低速區(qū)擴大，特別是上端壁附近的低速區(qū)，范圍擴大的同時向吸力面靠近。

機匣與隔板相對速度大時，入口下端壁附近氣流靜壓低，速度也低(圖7和8)，導致氣流不能充分膨脹，加速性變差，因此，三維流道內氣流最高速度降低，高速影響范圍縮減。入口處下端壁附近氣流速度低，低能流體沿流向集聚的同時在橫向壓差作用下向吸力面與下端壁相接角區(qū)運動，出口斜激波打在吸力面上，導致附面層分離，分離后的附面層沿節(jié)距方向運動，在離吸力面不遠的下端壁形成一個較大的低速氣流團。機匣與隔板相對速度的增加，促使更多泄漏流體到達吸力面?zhèn)?，泄漏渦增強，但其橫向運動受到黏性剪切力的抑制，為此，上端壁低速區(qū)范圍擴大，但其空間位置向吸力面遷移；出口損失增加，熵值較高，其中，泄漏損失、端壁損失、附面層分離和摻混損失都有所增加。

圖10　出口相對馬赫數(shù)等值線圖Fig.10　Relative Mach number isoline maps at outlet

從圖12～14給出的出口氣動參數(shù)沿徑向的分布可以看出，10%h1～20%h1相對隔板高度范圍內的氣流速度最高；20%h1～60%h1范圍內的氣流速度較穩(wěn)定；60%h1相對隔板高度之后，隨相對高度增加，氣流速度迅速降低，而總溫較高，這說明三維流道下半平面內氣流的加速性最好，泄漏渦的影響范圍擴展到60%h1相對隔板高度。當機匣與隔板相對速度達到設計速度，沿徑向出口相對馬赫數(shù)降低，總溫上升，特別是近下端壁區(qū)域，氣流速度迅速降低，總溫很高。

圖11　出口熵等值線Fig.11　Entropy isoline maps at outlet

圖12　出口相對馬赫數(shù)沿徑向分布Fig.12　Distribution of relative Mach number contour at 　　outlet in the radial direction

圖13　出口靜壓沿徑向分布Fig.13　Distribution of static pressure at outlet in the　　 radial direction

表1給出了超聲速膨脹器的主要性能參數(shù)，可以看出，機匣與隔板的相對運動導致超聲速膨脹器出口平均絕對馬赫數(shù)降低、膨脹比上升、損失系數(shù)增加，效率下降。其原因是，二者之間的相對運動造成入口下端壁附近氣流速度低、靜壓低，而超聲速膨脹器主要依靠下端壁向外的擴張來實現(xiàn)氣流的膨脹加速，因此，三維流道內氣流的加速性變差，出口速度低。此外，下端壁低能流體沿流向的集聚，斜激波與附面層的相互作用，吸力面附面層遷移以及隔板頂部的泄漏流動都相應增強，導致超聲速膨脹器內部總的流動損失增加，損失系數(shù)增加，效率下降。

圖14　出口絕對總溫沿徑向分布Fig.14　Distribution of total temperature at outlet in 　　the radial direction

相對速度出口平均絕對馬赫數(shù)靜壓比膨脹比等熵效率損失系數(shù)靜止1.2625.3782.1450.8530.1340.31.2605.3972.1560.8510.1370.61.2565.4042.1650.8470.1420.91.2505.3882.1720.8430.14611.2135.2592.2170.7990.174

3結論

本文采用數(shù)值方法對超聲速膨脹器的三維流場進行了數(shù)值研究，揭示了隔板與機匣相對運動對超聲速膨脹器隔板頂部區(qū)域、三維流道內部及出口氣動參數(shù)影響的規(guī)律。通過本文研究，可得到以下結論：

1)泄漏流與主流、角區(qū)附面層摻混所導致的損失是超聲速膨脹器間隙區(qū)域流動損失的主要來源，吸力面靠近分離線右側區(qū)域的流動損失最大，壓力面附近除尾緣外流動損失均較低；同常規(guī)渦輪相比，超聲速膨脹器間隙內的流動結構相對簡單。

2)機匣與隔板相對靜止降低了黏性剪切力的作用，但端壁的壁面效應對間隙流動卻存在影響；端壁相對運動削弱了泄漏渦的橫向運動，分離線向吸力面靠近，與常規(guī)渦輪不同的是，泄漏流量卻是增加的，泄漏渦增強，由此導致的流動損失上升。

3)隨機匣與隔板相對速度的增加，三維流道內氣流最高速度降低，高速影響范圍縮減，而低速區(qū)擴大，特別是上端壁附近的低速區(qū)，范圍擴大的同時向吸力面靠近。此外，端壁和吸力面低能流體所導致的損失增加。

4)端壁相對運動導致超聲速膨脹器出口平均絕對馬赫數(shù)降低、膨脹比上升、損失系數(shù)增加，效率下降。

參考文獻：

[1]GüMMER V, GOLLER M, SWOBODA M. Numerical investigation of end wall boundary layer removal on highly loaded axial compressor blade rows[J]. Journal of turbomachinery, 2008, 130(1): 011015.

[2]楊策, 馬朝臣, 王延生, 等. 透平機械葉尖間隙流場研究的進展[J]. 力學進展, 2001, 31(1): 70-83.

YANG Ce, MA Chaochen, WANG Yansheng, et al. A review of studies on turbomachinery tip gap leakage flow[J]. Advances in mechanics, 2001, 31(1): 70-83.

[3]GRAHAM J A H. Investigation of a tip clearance cascade in a water analogy rig[J]. Journal of engineering for gas turbines and power, 1986, 108(1): 38-46.

[4]YARAS M I, SJOLANDER S A. Prediction of tip-leakage losses in axial turbines[J]. Journal of turbomachinery, 1992, 114(1): 204-210.

[5]LUO J, LAKSHMINARAYANA B. Three-dimensional Navier-Stokes analysis of turbine rotor; tip-leakage flowfield[C]//Proceedings of ASME Turbo Expo 1997: the International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition. Orlando, 1997.

[6]XIAO Xinwen. Investigation of tip clearance flow physics in axial flow turbine rotors[D]. Pennsylvania: The Pennsylvania State University, 2001.

[7]MCCARTER A A, ASSISTANT G, XIAO Xinwen, et al. Tip clearance effects in a turbine rotor: part Ⅱ-velocity field and flow physics[J]. Journal of turbomachinery, 2001, 123(2): 305-313.

[8]TALLMAN J, LAKSHMINARAYANA B. Numerical simulation of tip leakage flows in axial flow turbines, with emphasis on flow physics: partⅠ-effect of tip clearance height[J]. Journal of turbomachinery, 2000, 123(2): 314-323.

[9]TALLMAN J, LAKSHMINARAYANA B. Numerical simulation of tip leakage flows in axial flow turbines, with emphasis on flow physics: partⅡ-effect of outer casing relative motion[J]. Journal of turbomachinery, 2000, 123(2): 314-333.

[10]SRINIVASAN V, GOLDSTEIN R J. Effect of endwall motion on blade tip heat transfer[J]. Journal of turbomachinery, 2003, 125(2): 267-273.

[11]YANG Dianliang, YU Xiaobing, FENG Zhenping. Investigation of leakage flow and heat transfer in a gas turbine blade tip with emphasis on the effect of rotation[J]. Journal of turbomachinery, 2010, 132(4): 041010.

[12]ACHARYA S, MOREAUX L. Numerical study of the flow past a turbine blade tip: effect of relative motion between blade and shroud[J]. Journal of turbomachinery, 2013, 136(3): 031015.

[13]牛茂升, 臧述升. 葉片轉動對渦輪間隙內部流動影響的數(shù)值研究[J]. 力學學報, 2009, 41(5): 628-634.

NIU Maosheng, ZANG Shusheng. Simulation of effects of blade rotation on tip clearacne flow in axial turbines[J]. Chinese journal of theoretical and applied mechanics, 2009, 41(5): 628-634.

[14]鐘兢軍, 黃振宇, 楊凌, 等. 超聲速膨脹器設計及其內部流動研究[J]. 工程熱物理學報, 2015, 36(1): 60-66.

ZHONG Jingjun, HUANG Zhenyu, YANG Ling, et al. Research on design and internal flow of supersonic expander[J]. Journal of engineering thermophysics, 2015, 36(1): 60-66.

[15]HUANG Zhenyu, ZHONG Jingjun, YANG Ling, et al. Research on the structure design and flow field of supersonic expander[C]//Proceedings of ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition. Düsseldorf, 2014.

[16]鐘兢軍, 黃振宇, 楊凌, 等. 膨脹型面造型方式對超聲速膨脹器流場及性能的影響[J]. 中國電機工程學報, 2014, 34(35): 6329-6337.

ZHONG Jingjun, HUANG Zhenyu, YANG Ling, et al. Influence of different expansion surface shapes on the flow field and performance of a supersonic expander[J]. Proceedings of the CSEE, 2014, 34(35): 6329-6337.

[17]牛茂升, 臧述升. 機匣相對轉動對渦輪葉頂間隙流動的影響[J]. 空氣動力學學報, 2009, 27(5): 597-601.

NIU Maosheng, ZANG Shusheng. Effects of endwall relative motion on tip clearance flow in turbine rotors[J]. Acta aerodynamica sinica, 2009, 27(5): 597-601.

[18]王大磊. 跨音速高壓渦輪轉子葉尖間隙泄漏流動及控制方法研究[D]. 北京: 清華大學, 2012.

WANG Dalei. Research on tip leakage flow and tip desensitization of a transonic high turbine[D]. Beijing: Tsinghua University, 2012.

本文引用格式：

黃振宇，鐘兢軍，楊凌，等. 端壁相對運動對超聲速膨脹器間隙流動的影響[J]. 哈爾濱工程大學學報， 2016, 37(5): 646-652.

HUANG Zhenyu, ZHONG Jingjun, YANG Ling， et al. Influence of endwall relative motion on tip clearance flow in a supersonic expander[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2016, 37(5): 646-652.

Influence of relative motion of the end wall on tip clearance flow in a supersonic expander

HUANG Zhenyu1, ZHONG Jingjun2, YANG Ling2, HAN Ji'ang2

(1. Merchant Marine College, Shanghai Maritime University, Shanghai 201306, China; 2. Marine Engineering College, Dalian Maritime University, Dalian 116026, China)

Abstract：To reveal the effect of the relative motion of the end wall on the tip clearance flow of a supersonic expander, the three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes equations and the k-ε turbulent model were used to numerically simulate the tip-clearance flow. Relative motion between the strake wall and casing was considered at different speeds. The simulation results show that the loss due to mixing of the leakage flow, mainstream flow, and boundary layer is the main source of loss in the clearance zone of a supersonic expander. The flow loss at the suction-surface zone near the separation line is maximum, but the flow loss near the pressure surface is lower beside the trailing edge. It would be expected that the viscous shear force be weakened due to relative stagnation between the strake wall and the casing, but the effect of the end wall has a significant impact on the clearance flow. When relative motion of the end wall exists, transverse motion of the leakage vortex is inhibited, the separation line approaches the suction surface, and the tip-leakage flow increases. The mixing process of the leakage flow, mainstream flow, and end-wall boundary layer is significant. The migration, subsurface flow, and friction of the low-energy fluid within the boundary layer are also intense. The efficiency of the supersonic expander decreases due to an increase in the total loss in the three-dimensional flow passage.

Keywords：supersonic expander; strake wall; casing; relative motion; tip clearance flow

收稿日期：2015-01-28.

基金項目：遼寧省高校創(chuàng)新團隊支持計劃(LT2015004)；高等學校博士學科點專項科研基金資助項目(20132125120006)．

作者簡介：黃振宇(1985-)，男，講師，博士； 鐘兢軍(1963-)，男，教授，博士生導師． 通信作者：鐘兢軍，E-mail：zhongjj@dlmu.edu.cn．

DOI:10.11990/jheu.201501030

中圖分類號：TV131.2

文獻標志碼：A

文章編號：1006-7043(2016)05-0646-07

網絡出版時間：2016-04-11.