施鎏鎏，羅華玲，張　顏，劉火星

（1.中航商用航空發(fā)動機有限責任公司，上海201108；2.北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國家科技重點實驗室，北京100191）

大擴張角渦輪過渡段性能試驗和數(shù)值研究

施鎏鎏1，羅華玲1，張顏2，劉火星2

（1.中航商用航空發(fā)動機有限責任公司，上海201108；2.北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國家科技重點實驗室，北京100191）

為研究某型大擴張角渦輪過渡段氣動性能，對過渡段內部流場進行了詳細的試驗測量，同時采用CFD數(shù)值模擬對過渡段內部流場進行仿真，并與試驗結果進行對比分析。結果表明：過渡段機匣表面流動受強逆壓梯度影響，容易發(fā)生流動分離；輪轂表面流場受支板前緣沖擊繞流的影響，呈現(xiàn)周向不均勻性。來流氣流角使得過渡段內部流場向支板一側偏斜，隨著氣流角的增大，過渡段總壓損失增大。CFD模擬結果與試驗測量結果吻合較好，均能很好地捕捉流場的細節(jié)特征；過渡段進、出口總壓恢復系數(shù)隨著來流氣流角的增大而減小，CFD模擬和試驗測量值的偏差約為0.2%。

大擴張角；渦輪過渡段；氣動性能；流動分離；氣流角；試驗；大涵道比發(fā)動機

0　引言

大涵道比航空發(fā)動機是未來民用航空渦扇發(fā)動機發(fā)展的趨勢。大涵道比發(fā)動機常采用大擴張角渦輪過渡段結構，使得子午流道外壁一側的擴張流動惡化，更易發(fā)生端壁附面層分離，明顯增加流道內的流動損失，造成發(fā)動機性能下降。國外對大擴張角過渡段的研究始于20世紀90年代，Dominy等［1-3］采用葉柵試驗結合數(shù)值模擬的方法，對大擴張角過渡段內部的流動機理進行了研究；同期，美國NASA劉易斯研究中心的Wendt等［4］也對過渡段內部流動規(guī)律進行了探索，通過進行大量細致的試驗，分析了大擴張角過渡段內部渦結構對流場的影響；Norris［2］對帶直葉片的過渡段流場發(fā)展進行了研究；Miller等［5］依靠試驗結合數(shù)值模擬的方法，針對上游轉子對過渡段流場的影響規(guī)律進行了研究。國內對大擴張角過渡段的研究以數(shù)值模擬為主。安柏濤［7］、毛凱［8］和唐洪飛［13-14］等在大擴張角過渡段內部流動機理、子午型線改變、分離流場模擬等方面開展了一系列數(shù)值模擬；杜強［11］在過渡段型面優(yōu)化方面進行了一些探討。但試驗研究在國內仍屬空白。

本文以某大涵道比航空發(fā)動機大擴張角渦輪過渡段為研究對象，通過詳細的試驗測量對過渡段內部的流場特征進行初步探索，同時與CFD模擬的流場結果進行對比，驗證CFD數(shù)值模擬的準確性。

1　試驗裝置

本文的試驗研究工作是在北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國家科技重點實驗室低速過渡段試驗臺上完成的。該試驗臺由氣源、擴張段、穩(wěn)定段、收斂段和測試段5部分組成。氣源由1臺離心式風機提供，額定功率為220 kW，空氣流量為35000 m3/h，全壓為15000 Pa。試驗的扇形試驗件根據(jù)渦輪過渡段原型按照1∶1比例設計試制，試驗件扇形流道內包含4個過渡段支板。試驗件實物如圖1所示。

圖1　試驗件實物

為了模擬過渡段進口來流的預旋，在試驗件進口安裝了1段導流段（如圖2所示），改變導流葉片的安裝角來產(chǎn)生不同的來流氣流角，以此模擬不同的高壓渦輪出口氣流角。試驗共在3個不同的來流氣流角（氣流與過渡段軸向的夾角）工況下完成了過渡段內部流場測量，分別為0°，5°和10°。

圖2　導流段實物

試驗測量了過渡段進口的總壓，過渡段出口的總壓、靜壓和速度，機匣和輪轂表面的靜壓，以及過渡段支板不同徑向高度位置處的靜壓。測試系統(tǒng)包括壓力掃描閥、氣動5孔探針、壓力傳感器、數(shù)據(jù)采集設備及5自由度位移機構等。進口采用3孔探針測量總壓，出口采用5孔探針對整個出口平面進行移動測量。壁面靜壓采用靜壓孔，通過接嘴引出到壓力掃描閥測量。壓力測量的誤差≤±0.1%。

完成壓力測量后，以碳粉作為指示粒子，硅油作為載體，加入適當煤油作為稀釋劑，在機匣和輪轂表面進行油流顯示。

2　數(shù)值計算模型

為了與試驗結果對比分析，采用商業(yè)軟件CFX對過渡段內部流場進行了數(shù)值仿真。數(shù)值計算采用與試驗相同的過渡段試驗件和進口導流段模型（如圖3所示）。扇形導流段和過渡段分別包含13片導流葉片和4片過渡段支板。計算采用結構化網(wǎng)格，試驗段網(wǎng)格總數(shù)約250萬，導流段網(wǎng)格總數(shù)約400萬，壁面y+＜1，湍流模型采用SST。將試驗測量得到的進口總溫、總壓作為數(shù)值計算的進口邊界條件，將測量得到的出口平均靜壓作為出口邊界條件。

圖3　過渡段數(shù)值計算模型

3　結果分析及討論

首先，對來流氣流角為0°的設計工況過渡段流場進行分析。過渡段端壁表面靜壓分布曲線如圖4所示。圖中給出了過渡段上、下端壁中心線上的表面無量綱靜壓Cp沿軸向（z/L）分布的試驗測量結果和CFD計算對比。

圖4　過渡段端壁表面靜壓分布曲線

隨著流向位置的增加，流道不斷抬高并擴張。在機匣表面，由于流體的減速擴壓，流動呈現(xiàn)大的逆壓梯度，易分離。在機匣后半段z/L=0.75附近，隨著通流面積的收縮，流體開始緩慢加速，機匣表面呈現(xiàn)較弱的順壓梯度。在輪轂表面，因流道曲率的原因，前半段流場壓力變化較平穩(wěn)；在z/L=0.55附近，由于流道曲率由凹變凸，流體開始急劇加速，下游流體呈現(xiàn)較強的順壓梯度。過渡段前段的機匣壓力低，后段輪轂壓力低，端壁型線曲率變化帶來的徑向壓差會產(chǎn)生徑向流動。

從圖4中可見，試驗測量和CFD計算得到的表面壓力分布基本一致，都能很好地捕捉過渡段表面壓力的變化趨勢。但在機匣的進口到z/L=0.5區(qū)間內，CFD計算得到的表面靜壓和試驗測量值差異較大，經(jīng)仔細檢查后發(fā)現(xiàn)，機匣在該區(qū)域已經(jīng)產(chǎn)生了流動分離。機匣表面的極限流線和油流如5、6所示。2幅圖清晰地表明流體在過渡段進口已發(fā)生分離，而后又再附到機匣表面。

圖5　過渡段機匣表面極限流線

圖6　過渡段機匣表面油流圖譜

雖然在過渡段方案設計時，在機匣表面未發(fā)生流動分離，但由于試驗工況與設計工況不完全一致，在試驗中發(fā)生了分離。再次提醒需關注過渡段機匣處的逆壓梯度對流動分離的風險。

機匣和輪轂表面的靜壓分布如圖7、8所示。結果表明，試驗測量和CFD模擬得到的靜壓分布規(guī)律基本一致。從圖中可見，機匣表面靜壓的周向（X/L）分布較為均勻。機匣表面測量結果表明，在過渡段進口存在1個低壓力區(qū)域，該區(qū)域即為機匣表面的分離區(qū)，CFD計算的壓力值比試驗測量值偏高。

圖7　過渡段機匣表面靜壓分布

圖8　過渡段輪轂表面靜壓分布

輪轂表面靜壓的周向分布較不均勻，這是由于來流沖擊到過渡段支板前緣后，流體向通道內擠壓，而輪轂表面流速緩慢，流場易受外部流體干擾，造成流場周向不均勻。CFD計算和試驗測量均捕捉到這一特征。

過渡段支板根、中、尖3個徑向高度的表面靜壓分布如圖9所示。由圖中可見，徑向不同高度位置處的靜壓沿流向分布規(guī)律基本一致，在距支板前緣20%范圍內，存在很強的順壓梯度，之后緩慢擴壓。但是在支板的根部（10%葉高），在約50%流向位置后又出現(xiàn)了順壓梯度。

圖9　支板不同葉高處靜壓分布

支板前緣20%范圍內的加速特性可理解為來流滯止到支板前緣后，開始了1段加速過程。隨后，由于流道擴張，流體不斷減速擴壓。支板10%葉高處在后半段的加速和圖4中后半段的加速原理一致：因輪轂曲率的變化使靠近輪轂的流體加速。

過渡段出口1個通道內的總壓分布如圖10所示。圖中，y/R為徑向，x/R為周向。從圖中可見，CFD預測和試驗測量值吻合較好。在機匣附近總壓低，損失大。在支板尾緣靠近機匣的位置，也存在低壓區(qū)，這是由于在支板尾緣靠近機匣的位置發(fā)生了流動分離，造成較大損失。

圖10　過渡段出口總壓分布（i=0°）

圖11　過渡段出口二次流

過渡段出口二次流如圖11所示。從圖中可見，過渡段出口靠近支板和機匣處的二次流較強，這也加劇了該處的流動損失。

試驗又在來流氣流角i=5°、10°的工況下對過渡段內部流場進行了測量，得到與0°工況下相似的流場分布規(guī)律。進口氣流角會使過渡段內部的流場向一側傾斜，呈現(xiàn)較強的周向不均勻性。i=5°、10°時，過渡段出口1個通道內的總壓分布如圖12、13所示。從圖中可見，氣流角會使流場明顯向一側偏斜。支板吸力面一側出現(xiàn)低壓區(qū)，總壓損失較大，機匣表面的總壓損失也較大。CFD模擬和試驗均捕捉到了這些特征。隨著來流氣流角進一步增大，支板吸力面?zhèn)鹊牡蛪簠^(qū)也隨之增大，過渡段出口總壓分布如圖13所示。

圖12　過渡段出口總壓分布（i=5°）

圖13　過渡段出口總壓分布（i=10°）

根據(jù)過渡段出口截面測得的總壓，進行流量平均后，得到不同來流氣流角條件下的過渡段總壓恢復系數(shù)σ，如圖14所示。隨著氣流角增大，總壓恢復系數(shù)逐漸減小，總壓損失逐漸增大。試驗和CFD預測的變化趨勢相同，試驗值和CFD預測值的偏差也較小，在0.2%左右。

圖14　過渡段總壓恢復系數(shù)

4　結論

（1）大擴張角渦輪過渡段機匣表面流動受強逆壓梯度影響，容易發(fā)生流動分離；過渡段輪轂表面流場易受支板前緣沖擊繞流的影響，呈現(xiàn)周向不均勻性；

（2）CFD預測的總壓恢復系數(shù)隨氣流角的變化趨勢與試驗測量值一致，數(shù)值偏差僅約0.2%；

（3）來流氣流角造成過渡段內部流場向一側偏斜，流動損失隨著氣流角的增大而變大；

（4）高壓渦輪出口是非定常流動，本文采用導流葉片模擬的高壓渦輪出口流場還存在一定的局限性，需進行考慮非定常的尾跡流動對過渡段流場的影響研究。

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（編輯：趙明菁）

Experimental and Numerical Investigation on the Performance of an Aggressive Intermediate Turbine Duct

SHI Liu-liu1，LUO Hua-ling1，ZHANG Yan2，LIU Huo-xing2
（1.AVIC Commercial Aircraft Engine Co.，LTD，Shanghai 201108，China；2.National Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Aero-Thermodynamics，Beihang University，Beijing 100191，China）

To study the aerodynamic performance of an aggressive intermediate turbine duct，experimental measurements and CFD simulations of the duct flow field were carried out，and the CFD results were compared with experimental data for validation.The results show that the intermediate turbine duct casing is dominated by strong adverse pressure gradient，and flow separation is easy to occur.The circumferential difference of the flow filed is found near hub，which is caused by the disturbance of the impinging flow at the strut leading edge.The flow field inclines to one side of the strut as the incoming flow angle increases，the total pressure loss increases as well.The CFD results agree reasonably well with the experimental results，both of them can capture the main flow features.Total pressure recovery coefficient decreases as the incoming flow angle increases，discrepancy between the CFD prediction and experimental measurement is found to be merely 0.2%.

aggressive；intermediate turbine duct；aerodynamic performance；flow separation；flow angle；experiment；high bypass ratio engine

V 235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.01.015

2014-12-02

施鎏鎏（1983），男，工程師，從事渦輪氣動設計工作；E-mail：sll466_t_aime@163.com。

引用格式：施鎏鎏，羅華玲，張顏，等.大擴張角渦輪過渡段性能試驗和數(shù)值研究［J］.航空發(fā)動機，2016，42（1）：75-78.SHI Liuliu，LUO Hualing，ZHANG Yan，et al.Experimental and numerical investigation on the per formance of an aggressive intermediate turbine duct［J］.Aeroengine，2016，42（1）：75-78.