薛蒙，馬石，劉永葆

1海軍裝備部裝備采購(gòu)中心，北京1000712海軍駐葫蘆島渤海造船廠軍事代表室，遼寧葫蘆島1250043海軍工程大學(xué)動(dòng)力工程學(xué)院，湖北武漢4300334海軍工程大學(xué)熱科學(xué)與動(dòng)力工程研究室，湖北武漢4300335海軍工程大學(xué)艦船動(dòng)力工程軍隊(duì)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖北武漢430033

機(jī)匣梯形篦齒對(duì)帶冠渦輪氣動(dòng)性能的影響

薛蒙1，馬石2，劉永葆3，4，5

1海軍裝備部裝備采購(gòu)中心，北京100071
2海軍駐葫蘆島渤海造船廠軍事代表室，遼寧葫蘆島125004
3海軍工程大學(xué)動(dòng)力工程學(xué)院，湖北武漢430033
4海軍工程大學(xué)熱科學(xué)與動(dòng)力工程研究室，湖北武漢430033
5海軍工程大學(xué)艦船動(dòng)力工程軍隊(duì)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖北武漢430033

應(yīng)用數(shù)值方法對(duì)某兩級(jí)帶冠渦輪的流場(chǎng)進(jìn)行模擬?；谠~冠結(jié)構(gòu)，增加葉頂間隙設(shè)計(jì)值，減小葉冠上的篦齒與機(jī)匣發(fā)生磨碰的可能性，并在機(jī)匣內(nèi)壁設(shè)置梯形篦齒與原葉冠上的篦齒形成交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)進(jìn)行密封。研究結(jié)果表明：機(jī)匣梯形篦齒的設(shè)計(jì)改變了葉冠頂部泄漏流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，提高了葉冠的密封性能，改善了渦輪的氣動(dòng)性能；不同工況條件下交錯(cuò)型篦齒比原結(jié)構(gòu)的渦輪效率提高了0.5%左右。

葉冠；交錯(cuò)型篦齒；氣動(dòng)性能；渦輪效率

網(wǎng)絡(luò)出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/42.1755.tj.20160531.1104.036.html期刊網(wǎng)址：www.ship-research.com

引用格式：薛蒙，馬石，劉永葆.機(jī)匣梯形篦齒對(duì)帶冠渦輪氣動(dòng)性能的影響［J］.中國(guó)艦船研究，2016，11（3）：102-106.

XUE Meng，MA Shi，LIU Yongbao.Effects of the trapezoid labyrinth on the casing on the aerodynamic performance of the shrouded turbine［J］.Chinese Journal of Ship Research，2016，11（3）：102-106.

0　引　言

葉頂間隙引起的泄漏損失會(huì)對(duì)渦輪氣動(dòng)性能帶來(lái)較大的影響，渦輪轉(zhuǎn)子葉片帶冠的設(shè)計(jì)可以減小間隙泄漏損失，而影響葉冠密封效果的主要因素包括篦齒幾何參數(shù)、齒頂間隙大小、齒數(shù)、篦齒前后壓差和轉(zhuǎn)速［1］等。Anker和Peters等［2-3］對(duì)葉冠頂部泄漏流與主流混合作用進(jìn)行了分析，發(fā)現(xiàn)泄漏流與主流混合后進(jìn)入下級(jí)靜葉的氣流會(huì)向葉片吸力面偏轉(zhuǎn)，從而帶來(lái)攻角損失。Porreca等［4-5］研究了部分冠與全冠對(duì)渦輪氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)部分冠可以減小泄漏流和二次流的強(qiáng)度，部分冠與全冠結(jié)構(gòu)相比可以提高渦輪效率0.6%左右。Hendricks［6］的研究表明，當(dāng)葉頂間隙固定時(shí)，篦齒頂部寬度與葉頂間隙的比值越小，篦齒的封嚴(yán)性能越好。高杰等［7］的研究表明，泄漏流與主流摻混后的流體會(huì)以負(fù)攻角進(jìn)入下級(jí)靜葉，從而使下級(jí)靜葉產(chǎn)生攻角損失。賈惟等［8］的研究表明，交錯(cuò)式的篦齒排列方式對(duì)葉冠的密封性能有較大影響，但其沒(méi)有綜合考慮篦齒參數(shù)和葉頂間隙變化對(duì)葉冠密封性能的影響。

機(jī)匣內(nèi)壁采用三角形篦齒的交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)時(shí)密封效果最好［9］，但三角形齒在燃?xì)鉁囟容^高時(shí)易出現(xiàn)燒蝕現(xiàn)象，實(shí)際使用受限。因此，本文擬就機(jī)匣內(nèi)壁為梯形齒的交錯(cuò)型篦齒構(gòu)型對(duì)渦輪氣動(dòng)性能的影響進(jìn)行深入研究。

1　物理模型與數(shù)值方法

1.1物理模型

渦輪動(dòng)葉在工作過(guò)程中受熱和離心力的作用會(huì)導(dǎo)致葉頂間隙減小，本文的研究對(duì)象與房友龍等［10］的研究對(duì)象相同。房友龍的研究表明，該型渦輪第1級(jí)動(dòng)葉頂部間隙最大可減小2.6 mm，而動(dòng)葉頂部冷態(tài)間隙的設(shè)計(jì)值為2.8 mm，由于加工誤差、葉片高溫蠕變和環(huán)境等因素的影響，該型燃?xì)廨啓C(jī)在實(shí)際運(yùn)行過(guò)程中對(duì)葉冠頂部機(jī)匣確有摩擦，并產(chǎn)生了較深的摩擦凹槽，這對(duì)根據(jù)實(shí)際磨損情況預(yù)測(cè)其對(duì)渦輪部件的使用壽命造成了一定影響。將葉冠頂部冷態(tài)間隙設(shè)計(jì)值從2.8 mm提高至4.0 mm，以盡可能實(shí)現(xiàn)渦輪葉冠與機(jī)匣的非接觸密封，并在機(jī)匣內(nèi)壁添加梯形齒與原葉冠上的齒形成交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)，如圖1所示。篦齒具體參數(shù)數(shù)值如表1所示。邊界條件按該燃?xì)廨啓C(jī)實(shí)驗(yàn)所測(cè)得的數(shù)據(jù)進(jìn)行設(shè)置，選取0.35，0.5，0.7，0.8，0.9和1.0等6個(gè)工況點(diǎn)的數(shù)據(jù)，具體數(shù)值見(jiàn)表2。

圖1　葉冠結(jié)構(gòu)尺寸Fig.1　The size of shrouds

表1　篦齒相關(guān)尺寸Tab.1　The size of labyrinths

1.2數(shù)值方法

本文采用CFD軟件Numeca的FINE/Turbo模塊進(jìn)行計(jì)算，求解三維定常雷諾平均Navier-Stokes方程組，采用中心節(jié)點(diǎn)有限體積法進(jìn)行離散，空間差分采用二階中心差分格式，時(shí)間項(xiàng)采用四階Runge-Kutta法迭代求解，湍流模型采用Spalart-Allamaras模型。模型的網(wǎng)格采用Numeca軟件包的Autogrid5生成，葉柵通道采用O4H型拓?fù)渚W(wǎng)格結(jié)構(gòu)，網(wǎng)格數(shù)量約為400萬(wàn)，為準(zhǔn)確模擬出邊界層內(nèi)的流動(dòng)特性，所有壁面處的y+值小于2。圖2為該兩級(jí)渦輪模型（葉冠頂部為交錯(cuò)型篦齒密封結(jié)構(gòu)）三維流體計(jì)算域示意圖。

表2　邊界條件Tab.2　Boundary conditions

圖2　兩級(jí)帶冠渦輪模型三維流體計(jì)算域示意圖Fig.2　The 3D domain of fluid computation of two-stage turbine with shroud

2　計(jì)算方法驗(yàn)證

圖3所示為2.8 mm齒頂間隙時(shí)原結(jié)構(gòu)篦齒模型渦輪流量數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)引用某型燃?xì)廨啓C(jī)機(jī)組試車臺(tái)運(yùn)行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的具體數(shù)值如表3所示。從圖中可以看出，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)在不同工況點(diǎn)的渦輪流量變化趨勢(shì)一致，數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的誤差為0.5%左右，數(shù)值模擬結(jié)果滿足工程應(yīng)用要求。其中，誤差的求解公式定義如下：

式中：m1為實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)；m2為數(shù)值模擬結(jié)果。

圖3　渦輪主流流量數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.3　The turbine main flow comparison between the simulation and the experimental results

表3　數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)Tab.3　Numerical results and experimental data

3　計(jì)算結(jié)果分析

圖4給出了原葉冠結(jié)構(gòu)和采用交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)的葉冠頂部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與總壓分布情況。從圖4（a）中可以看出，第1個(gè)篦齒前形成了2個(gè)對(duì)轉(zhuǎn)渦，篦齒齒腔間均形成了較大的渦，最后一個(gè)篦齒后也形成了一個(gè)較大的渦。這些渦的存在，消耗了葉冠內(nèi)泄漏流的能量，但大部分流入葉冠內(nèi)的泄漏流緊貼機(jī)匣壁面形成射流區(qū)流出葉冠；從圖4（b）中可以看出，交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)破壞了葉冠內(nèi)的流場(chǎng)，葉冠內(nèi)的渦流結(jié)構(gòu)發(fā)生了很大的變化，從而更多地消耗了流入葉冠內(nèi)泄漏流的能量。從壓力分布情況可以得出，交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)最后一個(gè)篦齒前的壓力已經(jīng)減小很多，表明前4個(gè)齒起到了較好的封嚴(yán)效果。

圖4　不同葉冠結(jié)構(gòu)的流場(chǎng)和總壓分布情況Fig.4　The flow structure and total pressure of different shrouds

圖5給出了兩種不同結(jié)構(gòu)時(shí)第1級(jí)動(dòng)葉出口相對(duì)氣流角沿相對(duì)葉高的分布情況。從圖中可以看出，在80%相對(duì)葉高以下，相對(duì)氣流角大小基本相同；從80%相對(duì)葉高開(kāi)始，隨著高度的增加，相對(duì)氣流角開(kāi)始增加，并從88%相對(duì)葉高左右開(kāi)始急劇增加；從80%相對(duì)葉高至葉頂，相對(duì)氣流角從20°增加到了80°左右，發(fā)生了嚴(yán)重的偏轉(zhuǎn)不足現(xiàn)象。渦輪動(dòng)葉出口相對(duì)氣流角的這種變化是由葉頂間隙泄漏流引起的，從圖中可以看出，交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)氣流角受影響的范圍明顯小于原結(jié)構(gòu)，兩種結(jié)構(gòu)的出口氣流角在80%相對(duì)葉高以上都受到了較大的影響，因而下級(jí)靜葉入口氣流角也會(huì)受到較大的影響，進(jìn)一步降低渦輪的氣動(dòng)性能。

圖5　第1級(jí)動(dòng)葉出口相對(duì)氣流角沿葉高分布Fig.5　The relative gas flow angle at the outlet of the first rotor along the span direction

圖6所示為第1級(jí)動(dòng)葉出口相對(duì)總壓沿葉高分布情況。從圖中可以看出，相對(duì)總壓從葉根至葉頂?shù)姆植记闆r為先增加，到80%葉高后開(kāi)始迅速減小，相對(duì)總壓的這種變化是受到了葉頂泄漏流的影響。從圖4中也得到了泄漏流在流經(jīng)葉冠頂部時(shí)壓力減小，而交錯(cuò)型結(jié)構(gòu)的封嚴(yán)效果優(yōu)于原結(jié)構(gòu)的結(jié)論。因此，泄漏流對(duì)交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)的第1級(jí)動(dòng)葉出口總壓的影響小于對(duì)原結(jié)構(gòu)的影響。

圖6　第1級(jí)動(dòng)葉出口相對(duì)總壓沿葉高分布Fig.6　The relative total pressure at the outlet of the first rotor along the span direction

圖7給出了兩種不同葉冠結(jié)構(gòu)時(shí)渦輪第2級(jí)靜葉表面靜壓在不同葉高截面的分布情況。在10%和50%葉高截面下，葉片表面靜壓分布基本重合；70%葉高截面與50%葉高截面上的靜壓分布情況相比，葉片吸力面與壓力面的靜壓壓差在葉片前緣15%部分增大，且原結(jié)構(gòu)比交錯(cuò)型結(jié)構(gòu)的壓差略大；在90%葉高截面的葉片前緣20%部分，葉片吸力面與壓力面的靜壓壓差更大，且原結(jié)構(gòu)的靜壓變化更為明顯。

圖7　第2級(jí)靜葉表面靜壓分布Fig.7　Static pressure distribution along the blade surface at the 2nd stator

由以上分析可知，交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)可以提高葉冠的密封性能，從而減小葉冠泄漏流對(duì)渦輪氣動(dòng)性能的影響。為了定量分析交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)對(duì)渦輪氣動(dòng)性能的影響程度，同時(shí)考慮到渦輪動(dòng)葉頂部間隙在工作時(shí)會(huì)減小，計(jì)算1.0工況、0.8工況和0.35工況下的渦輪效率，分析渦輪效率隨葉頂間隙變化情況。

表4所示為不同工況條件下原篦齒結(jié)構(gòu)與交錯(cuò)型篦齒的渦輪等熵效率隨葉頂間隙的變化情況。從表中可以看出，葉頂間隙高度從4.0 mm減小到0.5 mm時(shí)，在3種工況條件下采用交錯(cuò)型篦齒的渦輪效率高于原結(jié)構(gòu)的渦輪效率0.5%左右?？梢?jiàn)，交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)在不同工況下的封嚴(yán)性能均優(yōu)于原篦齒結(jié)構(gòu)。

表4　渦輪效率隨葉頂間隙變化情況Tab.4　Effects of the tip clearance on the efficiency of the turbine

4　結(jié)　語(yǔ)

本文針對(duì)渦輪轉(zhuǎn)子頂部密封結(jié)構(gòu)提出了一種新的設(shè)計(jì)方案，即采用機(jī)匣內(nèi)壁為梯形齒的交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)密封，將葉頂間隙設(shè)計(jì)值從2.8 mm增加至4.0 mm，減小了葉冠與機(jī)匣部件磨碰的可能性。通過(guò)對(duì)比原結(jié)構(gòu)和交錯(cuò)型篦齒結(jié)構(gòu)葉冠頂部間隙內(nèi)的流場(chǎng)特性以及兩種結(jié)構(gòu)對(duì)渦輪氣動(dòng)性能的影響，表明交錯(cuò)型篦齒可以改變?nèi)~冠內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，提高葉冠密封性能，從而改善渦輪氣動(dòng)性能；對(duì)比了兩種結(jié)構(gòu)在3種典型工況下效率隨葉頂間隙的變化情況，結(jié)果表明交錯(cuò)型篦齒在不同工況條件下其渦輪效率比原結(jié)構(gòu)提高了0.5%左右。

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Effects of the trapezoid labyrinth on the casing on the aerodynamic performance of the shrouded turbine

XUE Meng1，MA Shi2，LIU Yongbao3，4，5

1 Armament Procurement Agency，Naval Armament Department of PLAN，Beijing 100071，China
2 Naval Military Representative Office in Bohai Shipyard，Huludao 125004，China
3 College of Power Engineering，Naval University of Engineering，Wuhan 430033，China
4 Institute of Thermal Science and Power Engineering，Naval University of Engineering，Wuhan 430033，China
5 Military Key Laboratory for Naval Ship Power Engineering，Naval University of Engineering，Wuhan 430033，China

A two-stage turbine with shroud is studied in this paper through a numerical simulation pro?gram，and the designed value of the tip clearance is improved based on the original labyrinth structure.The proposed design could reduce the conflict possibility of the labyrinth and the casing.Meanwhile，the stag?gered labyrinth formed by the trapezoid labyrinth on the casing and the original labyrinth on the blade shroud are applied as seals.The simulation results show that the flow structure on the top of shroud is changed，the sealing performance is accordingly improved，and the aerodynamic performance of the turbine is enhanced with the trapezoid labyrinth.Moreover，the staggered labyrinth improves the turbine efficiency by 0.5%when compared with that for the original labyrinth.

blade shroud；staggered labyrinth；aerodynamic performance；turbine efficiency

U664.13

A

10.3969/j.issn.1673-3185.2016.03.018

2015-07-29網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2016-5-31 11:04

薛蒙，男，1967年生，高級(jí)工程師。研究方向：工程熱物理

馬石（通信作者），男，1989年生，助理工程師。研究方向：艦用燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)、仿真與優(yōu)化。

E-mail：15377027765@163.com