詹洪飛,　黃　帥,　楊欣毅

(1.海軍駐常州地區(qū)航空軍事代表室,江蘇 常州　213022;2.海軍航空工程學(xué)院飛行器工程系,山東 煙臺　264001)

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多級渦輪工作流場的數(shù)值仿真研究

詹洪飛1,黃帥1,楊欣毅2

(1.海軍駐常州地區(qū)航空軍事代表室,江蘇 常州213022;2.海軍航空工程學(xué)院飛行器工程系,山東 煙臺264001)

摘要：利用計算流體力學(xué)的前處理軟件,對某型渦軸發(fā)動機(jī)的燃?xì)?、自由渦輪進(jìn)行了三維葉型建模。在考慮燃?xì)獗葻嶙兓?、部件之間相互影響的基礎(chǔ)上,通過燃?xì)鉁u輪、自由渦輪流場的聯(lián)合計算獲得了多級渦輪工作流場的參數(shù)分布。計算結(jié)果表明:該小尺寸渦輪葉頂間隙對工作性能有顯著影響,不同工作狀態(tài)下燃?xì)鉁u輪-支板-自由渦輪之間的匹配工作也會影響渦輪的工作效率。

關(guān)鍵詞：渦輪; 前處理; 流場; 數(shù)值仿真

1引言

航空燃?xì)廨啓C(jī)的渦輪是發(fā)動機(jī)最為關(guān)鍵的部件之一,其氣動性能的預(yù)測對發(fā)動機(jī)性能分析和發(fā)動機(jī)的改進(jìn)有重要的意義[1]。但是作為典型的高溫、高速燃?xì)饬髦泄ぷ鞯臒岫瞬考?渦輪的性能測試實驗難度很大。正因為如此計算流體力學(xué)(CFD)作為一種數(shù)值分析工具近年來在葉輪機(jī)械的流場分析中得到了廣泛的應(yīng)用[2-3]。在國內(nèi),借助于各種CFD通用軟件和專用的葉輪氣動流場分析軟件,對壓氣機(jī)、渦輪等葉輪部件流場進(jìn)行分析研究的工作已經(jīng)較多[4-7],等對多級葉輪機(jī)械前處理和多部件流場的聯(lián)合計算尚不多。

某型渦軸發(fā)動機(jī)是帶有自由渦輪的小型航空燃?xì)廨啓C(jī),由于發(fā)動機(jī)改型,燃?xì)鉁u輪、自由渦輪進(jìn)行了局部修型[8],需要對發(fā)動機(jī)渦輪流場參數(shù)分布進(jìn)行分析,確認(rèn)能渦輪性能否達(dá)到設(shè)計要求。本文針對該型發(fā)動機(jī)的燃?xì)鉁u輪和自由渦輪進(jìn)行多級渦輪的聯(lián)合計算,分析發(fā)動機(jī)設(shè)計狀態(tài)下渦輪的流場和工作性能。

2渦輪建模和網(wǎng)格劃分

該型發(fā)動機(jī)燃?xì)鉁u輪和自由渦輪的葉型參數(shù)和氣流通道參數(shù)均為生產(chǎn)圖紙?zhí)峁┑纳a(chǎn)工藝數(shù)據(jù),為保證葉片和渦輪建模能夠用于CFD計算網(wǎng)格劃分,本文首先對每一級葉片的等葉高的線型進(jìn)行反設(shè)計和三維重構(gòu),并將形成的通用幾何文件(IGES)傳遞給后續(xù)處理軟件,如圖1所示。

圖1　渦輪葉片點線重構(gòu)示意圖Fig.1　Diagram of reconstruction of turbine blades by point lines

此后以BLADEGEN軟件對葉片型線、前后沿進(jìn)行設(shè)置構(gòu)成前處理設(shè)計軟件能識別的流面數(shù)據(jù)和葉型數(shù)據(jù),并對葉尖、葉根等無數(shù)據(jù)截面進(jìn)行插值擬合,生成整個葉片的葉型文件。在網(wǎng)格劃分軟件中以每一級葉型為基礎(chǔ),利用O-H-O混合格式對計算區(qū)域進(jìn)行劃分。渦輪葉型和網(wǎng)格劃分如圖2所示。

圖2　渦輪葉型和計算網(wǎng)格Fig.2　Computational mesh for turbine blade profile

3多級渦輪的聯(lián)合計算模型

3.1流場湍流模型

設(shè)燃?xì)鉃橥耆珰怏w,不計化學(xué)反應(yīng)和組分輸運的三維時均N-S方程組為

(1)

其中:μeff=μ+μt,μt為需要用湍流理論計算的湍流粘性。

相比其他的兩方程湍流模型,k-ω可以很好的處理近壁低雷諾數(shù)流場和旋轉(zhuǎn)流場,k-ω湍流模型為

(2)

3.1聯(lián)合計算模型

采用混合平面方處理多級渦輪動靜區(qū)域共存的問題,該方法在進(jìn)行坐標(biāo)變化基礎(chǔ)上,對交界面上各種物理量沿徑向的加權(quán)平均,并且可以利用葉輪的周期性邊界,減小計算量。為提高計算精度,對應(yīng)渦輪熱狀態(tài)對流道進(jìn)行了修正,利用有限元熱力分析的位移值對葉片長度、輪轂尺寸、葉間間隙和機(jī)匣尺寸進(jìn)行了修正。

由于渦輪級間邊界條件難以獲得,而且考慮到燃?xì)鉁u輪、自由渦輪工作流場相互影響。本文對燃?xì)鉁u輪各個工作點計算采用燃?xì)鉁u輪和自由渦輪多級聯(lián)合計算的方式進(jìn)行。發(fā)動機(jī)燃?xì)鉁u輪和自由渦輪之間有周向均布的三個翼型支板,計算中進(jìn)行一體化建模。發(fā)動機(jī)采用的分叉式噴管,以面積比相同的流道進(jìn)行當(dāng)量模擬。聯(lián)合計算可以將兩種渦輪的相互影響考慮在內(nèi),同時假設(shè)的各種邊界相對少,整個計算區(qū)域見圖3。

進(jìn)行多級渦輪的聯(lián)合計算,主要邊界條件設(shè)置如下:

(1) 設(shè)置燃?xì)鉁u輪入口的總溫總壓;

(2) 兩級燃?xì)鉁u輪設(shè)置工作轉(zhuǎn)速,兩級自由渦輪設(shè)置轉(zhuǎn)速;

(3) 自由渦輪出口:標(biāo)準(zhǔn)大氣壓;

(4) 假設(shè)葉片、輪轂、機(jī)匣壁面絕熱、無滑移。

圖3　燃?xì)鉁u輪和自由渦輪聯(lián)合計算區(qū)域示意圖Fig.3　Diagram of computational area for gas turbine and free turbine

3.4比熱的處理

燃?xì)庠诹鲃舆^程中因溫度等條件變化引起的燃?xì)獗葻岣淖儗u輪性能有一定的影響。按照發(fā)動機(jī)典型工作狀態(tài)和耗油率折算,發(fā)動機(jī)燃燒室余氣系數(shù)為3左右。將燃?xì)舛▔罕葻釘M合為溫度的函數(shù)

(3)

R為氣體常數(shù)。該渦軸發(fā)動機(jī)渦輪工作溫度范圍內(nèi)渦輪中燃?xì)獗葻岫伎梢杂上铝袛M合系數(shù)計算:

a1=3.661 6,a2=-0.001 216,3,

a3=3.622e-6,a4=-2.5487e-9.

a5=5.9191e-13

4計算結(jié)果分析

按照發(fā)動機(jī)臺架數(shù)據(jù),在設(shè)計狀態(tài)燃?xì)饬髁?空氣+燃油流量)分別為:6.84kg/s,本文計算值為6.89kg/s,符合較好。計算得到的設(shè)計點自由渦輪功率相比臺架測試功率大2%左右,在可接受的范圍內(nèi),可見聯(lián)合計算有較好的計算精度。

計算結(jié)果表明渦輪的平均級單位質(zhì)量輪緣功在160kJ以下,燃?xì)鉁u輪和自由渦輪均為低負(fù)荷的渦輪。在慢車以上的轉(zhuǎn)速,燃?xì)鉁u輪的絕熱效率大致在0.877～0.884左右,自由渦輪的總絕熱效率在0.88～0.89左右,滿足設(shè)計要求。

由渦輪設(shè)計點工作流場的計算結(jié)果圖4～5可見,燃?xì)狻⒆杂蓽u輪流場壓力和溫度分布無明顯不合理之處。計算得到的燃?xì)庾畲篑R赫數(shù)0.9,燃?xì)?、自由渦輪均工作在亞臨界狀態(tài)。

該發(fā)動機(jī)采用了增加空氣流量、增加壓比和渦輪前溫度的技術(shù)途徑提升整個發(fā)動機(jī)的輸出功率,以上的改動也給燃?xì)鉁u輪和自由渦輪的工作造成一定的影響。以燃?xì)鉁u輪為例,二級渦輪出口氣流角度會在一定程度上偏離氣動設(shè)計值。圖6給出了二級工作輪絕對出氣角度,可見氣流并非沿軸向流出渦輪(在本文坐標(biāo)體系中,90度為軸線方向),這會使燃?xì)饨?jīng)三個支板流入自由渦輪的過程中總壓損失增大,進(jìn)而影響燃?xì)?、自由渦輪的聯(lián)合工作。以上氣動特性的變化和下降影響功率的進(jìn)一步提高。

圖4　燃?xì)?、自由渦輪不同葉高上靜壓分布Fig.4　Static pressure distribution along different height of gas and free turbine blades

圖5　燃?xì)狻⒆杂蓽u輪不同葉高上靜溫分布Fig.5　Static temperature distribution along different height of gas and free turbine blades

圖6　二級燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)子和支板區(qū)域相對速度速度矢量圖Fig.6　Relative velocity vector around 2nd gas turbine rotor and support-plate

此外,由于燃?xì)鉁u輪、自由渦輪均屬于小尺度的葉輪機(jī)械,葉尖間隙大小對渦輪工作流場的影響相對明顯。燃?xì)鉁u輪一級工作輪由于采用了減小葉尖間隙的工藝,其葉尖間隙對流場影響小;燃?xì)鉁u輪和自由渦輪的二級工作輪葉尖間隙較大,出口流場受葉頂渦流的影響顯著。圖7中葉頂區(qū)域氣流存在有明顯落后角,圖8中渦輪轉(zhuǎn)子流場的流線圖也表明葉頂間隙的二次流對葉頂區(qū)域流線存在明顯的擾動,制約渦輪效率的提高。

5結(jié)論

(1) 葉型的反設(shè)計和建模技術(shù)以及燃?xì)鉁u輪、自由渦輪流場的多級聯(lián)合計算解決了部件之間邊界和干擾不容易確定的問題。

圖7　二級燃?xì)鉁u輪出口絕對速度角度沿葉高的分布Fig.7　Absolute velocity along blade height at the outlet of 2nd gas turbine

(2) 燃?xì)鉁u輪、自由渦輪以及兩個部件之間支板區(qū)域的流場存在一定的相互干擾,進(jìn)而會影響整個發(fā)動機(jī)渦輪的效率。

圖8　二級燃?xì)鉁u輪、二級自由渦輪葉片靜壓和流線分布Fig.8　Static pressure and fluid line distribution of 2nd gas turbine and 2nd free turbine blades

(3) 小尺寸渦輪的葉頂間隙以及葉頂區(qū)域的泄漏渦對工作流場有相對明顯的影響。

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詹洪飛男(1977-):浙江吉安人,研究生,主要研究方向為航空發(fā)動機(jī)性能及可靠性。

黃帥男(1986-),江蘇徐州人,碩士生,主要研究方向為航空發(fā)動機(jī)性能及可靠性。

中圖分類號：TK 472

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

Numeric Simulation on Multiple Stage Turbine Working Fluid Field

ZHAN Hongfei1,HUANG Shuai1,YANG Xinyi2

(1.MilitaryRepresentativesOfficeofNavyinChangzhou,JiangsuChangzhou213022,China;2.NavalAeronauticalEngineeringInstitute,Yantai264001,China)

Abstract：In this paper,we first developed three dimensional models for the gas turbine and free turbines of a certain type of turbo jet engine using computational fluid dynamics pre-treatment software.Under the consideration of varying specific heat ration and mutual effects of components,we obtained parameter distribution of multiple stage turbine fluid field.Simulation results indicate that the tip clearance of turbine blade has great impact on engine working performance.The matching of gas turbine-support plate-free turbine also affects turbine efficiency under different working condition.

Key words：turbine; pre-treatment; flow filed; numeric simulation