王士驥

（中國航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海201108）

葉片制造偏差對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響研究

王士驥

（中國航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海201108）

無論是對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)還是燃?xì)廨啓C(jī)而言，渦輪的性能對(duì)于整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能都是至關(guān)重要的。然而實(shí)際葉片加工過程中必然會(huì)存在一定的制造偏差，這種偏差對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)的性能以及葉片的壽命的影響都是不可忽略的。從實(shí)際需求出發(fā)，分析了葉片表面損失機(jī)理與損失分布的差異，并利用數(shù)值仿真的方法分析了不同區(qū)域的制造偏差對(duì)通流能力和流動(dòng)損失的影響。

葉柵；制造偏差；氣動(dòng)性能

無論是對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)還是燃?xì)廨啓C(jī)而言，渦輪的性能對(duì)于整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能都是至關(guān)重要的，研究分析表明渦輪效率每提升1%，整機(jī)耗油率約下降0.9%[1]。隨著對(duì)葉柵損失機(jī)理及渦系結(jié)構(gòu)認(rèn)知的不斷深入，科學(xué)研究與工程設(shè)計(jì)人員從氣動(dòng)性能從控制流動(dòng)損失的角度做了大量卓有成效的工作，這其中就包括了葉片的復(fù)合彎掠設(shè)計(jì)、動(dòng)靜干涉[2]、時(shí)序效應(yīng)[3]、葉尖泄漏[4]等。然而實(shí)際葉片加工過程中必然會(huì)存在一定的制造偏差，尤其是對(duì)于采用單晶材料的高壓渦輪葉片，由于其工藝難度高、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且葉形表面通常為無余量精鑄，因此葉形表面的偏差有時(shí)甚至?xí)_(dá)到0.1 mm的量級(jí)。而高壓渦輪葉片通常尺寸較小，這種偏差通常會(huì)給流動(dòng)的損失帶來顯著的影響。李宇[5]等曾研究了渦輪葉片安裝角偏差對(duì)通道內(nèi)熱斑遷移的影響，其結(jié)果表明葉片的加工、安裝偏差直接導(dǎo)致了熱斑遷移規(guī)律的變化，顯著地改變了葉片表面溫度分布，進(jìn)而影響渦輪葉片的壽命和可靠性。而張偉昊[6]等則針對(duì)某整機(jī)環(huán)境中的渦輪部件，采用數(shù)值模擬與試驗(yàn)相結(jié)合的方法研究了渦輪葉型偏差對(duì)其氣動(dòng)性能的影響。結(jié)果表明：在整機(jī)環(huán)境中葉型偏差首先導(dǎo)致渦輪部件氣動(dòng)性能的微小變化，使得整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作點(diǎn)隨之改變，渦輪部件的來流條件、各級(jí)渦輪的轉(zhuǎn)速和速度三角形以及其內(nèi)部的流動(dòng)細(xì)節(jié)均會(huì)發(fā)生變化，最終導(dǎo)致其影響被顯著放大。

然而上述研究或是采用前、尾緣直徑、安裝角、最大厚度等葉形參數(shù)來模擬葉形制造偏差，或者直接采用實(shí)際加工得到的葉片型面進(jìn)而分析葉形整體差異帶來的損失差異。由于葉片表面的制造公差與這些葉形參數(shù)并沒有直接的關(guān)聯(lián)關(guān)系，而且對(duì)小量樣本的分析結(jié)果也無法很好地推廣應(yīng)用到大規(guī)模生產(chǎn)過程之中，因此本文從實(shí)際需求出發(fā)，分析了葉片表面損失機(jī)理與損失分布的差異，將葉片截面型線吸力面和壓力面分為不同區(qū)域，分別對(duì)各個(gè)區(qū)域進(jìn)行參數(shù)化處理并在原有葉型上增加一個(gè)控制點(diǎn)以模擬該區(qū)域的葉型制造偏差情況。利用數(shù)值仿真的方法分析了不同區(qū)域葉形超差對(duì)壓力損失和渦輪流量的影響，為后續(xù)更好地開展葉片表面制造公差分析打下了基礎(chǔ)。

1 研究對(duì)象與分析方法

1.1 研究對(duì)象

Denton的研究結(jié)果表明[7]，渦輪的葉型損失主要取決于附面層的發(fā)展。葉型壓力面的流動(dòng)損失占葉型總損失的10%左右，而吸力面的流動(dòng)損失在整個(gè)葉型損失中占據(jù)著主導(dǎo)地位。

因此本文以某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片為例，取50%葉高截面葉型并拉伸成為平面葉柵。分別將葉片的吸力面分為9個(gè)區(qū)域，分別按照1～9編號(hào)；壓力面分為6個(gè)區(qū)域，分別按照A～F進(jìn)行編號(hào)。對(duì)各個(gè)區(qū)域進(jìn)行參數(shù)化處理并在原有葉型上增加一個(gè)控制點(diǎn)以模擬該區(qū)域的葉型制造偏差情況，如圖1所示，用以研究不同位置的制造偏差對(duì)渦輪葉柵通流能力和葉型損失的影響。

圖1 葉型表面研究區(qū)域劃分

1.2 研究方法

隨著近年來計(jì)算機(jī)發(fā)展水平的不斷提升，計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics）做為一種低成本、高精度的檢驗(yàn)手段，被廣泛應(yīng)用于葉輪機(jī)械的研制過程之中。隨著對(duì)包括湍流模型、附面層特性研究的不斷深入，計(jì)算流體力學(xué)在葉輪機(jī)械仿真方面已被廣泛采用[8]，在不考慮非定常效應(yīng)的單列葉柵數(shù)值仿真過程中，通過選取合適的網(wǎng)格拓?fù)?、湍流模型、邊界條件以及工質(zhì)物性可以實(shí)現(xiàn)相當(dāng)高的精度。

本文的數(shù)值模擬采用CFX軟件完成，通過求解三位定常粘性雷諾平均N-S方程，并選用兩方程SST湍流模型，在葉身近壁區(qū)使用優(yōu)化的壁面函數(shù)，空間離散采用二階迎風(fēng)格式。給定有限高度的平面葉柵幾何，并將上下端壁設(shè)置為自由滑移邊界以消除端區(qū)二次流動(dòng)的影響。網(wǎng)格拓?fù)浞矫?，采用H-O-H型網(wǎng)格，并在葉身壁面附近進(jìn)行加密。網(wǎng)格無關(guān)性分析結(jié)果如表1所示。本分析過程所采用的單排葉柵網(wǎng)格數(shù)約為40萬，以消除網(wǎng)格數(shù)對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性分析結(jié)果

2 計(jì)算結(jié)果分析

2.1 制造偏差對(duì)流量的影響

圖2為葉型表面不同軸向位置的制造偏差對(duì)渦輪葉柵通流能力的影響曲線，縱坐標(biāo)為流量因子，定義為葉型超差100 μm時(shí)流量變化的百分比。

圖2 不同位置制造偏差對(duì)流量影響曲線

從圖2中可以看出，出現(xiàn)制造偏差的位置越靠近葉柵幾何喉部（吸力面喉部與壓力面尾緣），對(duì)葉柵通流能力影響越顯著。而葉柵前緣附近的制造超差對(duì)流量幾乎沒有影響。值得注意的是，吸力面靠近尾緣附近的超差，雖然處于喉部以后，但對(duì)葉柵的通流能力仍存在著一定的影響。

2.2 制造偏差對(duì)葉柵損失的影響

圖3和圖4分別為葉型壓力面、吸力面不同軸向位置的制造偏差對(duì)葉柵總壓損失的影響的區(qū)間圖，葉柵總壓損失的定義如公式（1）所示：

其中，Pt，in為葉柵進(jìn)口總壓；Pt，out為葉柵出口總壓。對(duì)于壓力面來講，葉型中段的制造偏差對(duì)于流動(dòng)損失的影響相對(duì)較弱，隨著偏差位置向前緣或者尾緣的方向移動(dòng)，葉型損失開始增加，且尾緣附近單位幅值的制造偏差帶來的總壓損失是前緣附近的2.7倍。

圖3 偏差導(dǎo)致的壓力面損失變化幅值

圖4 偏差導(dǎo)致的吸力面損失變化幅值

對(duì)于吸力面來講，前緣附近的制造偏差對(duì)于性能的影響最小，隨著偏差位置向尾緣移動(dòng)，葉型損失的變化幅值顯著增加，到了喉部附近100 μm的正向制造偏差約可導(dǎo)致1%的總壓損失變化，而100 μm的負(fù)向制造偏差約可導(dǎo)致0.6%左右的總壓損失變化。值得注意的是，基于當(dāng)前葉型，在制造偏差的位置從吸力面前緣向尾緣移動(dòng)的過程中會(huì)存在一個(gè)區(qū)域，在該區(qū)域里無論是正向偏差還是負(fù)向偏差都會(huì)導(dǎo)致葉型損失增加。這也說明當(dāng)前葉型設(shè)計(jì)在該區(qū)域內(nèi)存在一個(gè)最優(yōu)值。

與此同時(shí)，從圖3和圖4中還可以分析發(fā)現(xiàn)，當(dāng)制造偏差出現(xiàn)在高馬赫數(shù)區(qū)域時(shí)，其對(duì)損失影響的程度也對(duì)應(yīng)增強(qiáng)。當(dāng)前葉型表面馬赫數(shù)分布如圖5所示，壓力面的馬赫數(shù)在從前緣駐點(diǎn)開始向壓力面移動(dòng)的過程中受到前緣附近葉型曲率的影響先膨脹加速，馬赫數(shù)顯著升高，而在沿葉型壓力面流動(dòng)的過程中在通道收斂度的作用下呈現(xiàn)出先降后升的趨勢；吸力面的馬赫數(shù)從前緣駐點(diǎn)開始直至吸力面喉部的位置，其馬赫數(shù)一直是逐漸增加的，直至葉型喉部附近馬赫數(shù)達(dá)到峰值，此后馬赫數(shù)逐漸降低，并流經(jīng)吸力面喉部后的區(qū)域進(jìn)入主流通道，但在吸力面整個(gè)擴(kuò)散段區(qū)域內(nèi)的馬赫數(shù)水平仍顯著高于壓力面靠近尾緣的位置，這也從一定程度上解釋了吸力面靠近尾緣附近制造偏差對(duì)總損失的影響要顯著大于壓力面相應(yīng)位置。

圖5 渦輪葉柵Ma數(shù)分布

從另一方面來看，在整個(gè)吸力面區(qū)域內(nèi)的正向制造偏差導(dǎo)致的損失幅值通常都大于負(fù)向偏差，這一現(xiàn)象在靠近葉型喉部和尾緣附近愈加明顯。這主要是由于在整個(gè)吸力面葉型曲率半徑均為正，流體流動(dòng)受到慣性力、流向壓力梯度和剪切應(yīng)力的綜合影響存在“脫離”壁面的趨勢，此時(shí)正向的制造偏差等同于增加了局部的葉型曲率半徑，使得流體在該處產(chǎn)生加速，增加了流動(dòng)損失。而當(dāng)出現(xiàn)負(fù)向制造公差時(shí)，雖然在該區(qū)域的中心位置葉型曲率半徑有所減小，但是在區(qū)域兩端與相鄰區(qū)域銜接過渡的位置葉型曲率仍會(huì)出現(xiàn)增加，這種曲率變化的非光順性同樣導(dǎo)致了葉型損失的增加。

3 結(jié)論

（1）葉片表面制造偏差對(duì)葉柵的通流能力存在顯著影響，出現(xiàn)制造偏差的位置越靠近葉柵幾何喉部對(duì)葉柵通流能力影響越顯著。

（2）不同位置的單位尺度葉片表面制造偏差對(duì)葉型損失的影響可達(dá)1.1%左右，當(dāng)偏差出現(xiàn)在吸力面時(shí)，其影響程度要顯著高于偏差出現(xiàn)在壓力面的情況。

（3）制造偏差對(duì)于葉型損失的影響與馬赫數(shù)存在相關(guān)性，高馬赫數(shù)區(qū)域的葉型偏差帶來的葉型損失要顯著高于低馬赫數(shù)區(qū)域。

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[2]楊彤，馮國泰.動(dòng)靜干涉下渦輪葉柵內(nèi)部渦系結(jié)構(gòu)分析[J].汽輪機(jī)技術(shù)，2013，55（5）：321-325.

[3]李紅麗，喬渭陽.靜葉時(shí)序?qū)Ω邏簻u輪性能影響的數(shù)值研究[J].科學(xué)技術(shù)與工程，2012，12（17）：4221-4225.

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[6]張偉昊，鄒正平，劉火星，等.葉型偏差對(duì)整機(jī)環(huán)境中渦輪性能的影響[R].中國工程熱物理學(xué)會(huì)熱機(jī)氣動(dòng)熱力學(xué)學(xué)術(shù)會(huì)議，2009：1830-1834.

[7]Denton J.D.，Loss Mechanisms in Turbomachines[J].ASME. Journal of Turbomachinery，1993，115（4）：621-656.

[8]周燕佩，徐力平.計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)在航空葉輪機(jī)械中的應(yīng)用[R].中國航空學(xué)會(huì)21世紀(jì)航空動(dòng)力發(fā)展研討會(huì)，2000.

Influence of Blade Manufacturing Deviation on Aerodynamic Performance of Cascades

WANG Shi-ji
（Chinese Hangfa Commercial Aircraft Engine Co.，Ltd.，Shanghai 201108，China）

Aerodynamic performance of turbine is critical to the performance of the whole engine，either for aircraft or power plant.However，deviations in the process of blade manufacturing are not negligible on aspect of aeroperformance and life of the blade.In this paper，the differences between the surface loss mechanism and the loss distribution on different areas are analyzed，the influence of the manufacturing deviation in different regions on the flow capacity and pressure loss are also analyzed using CFD method.

cascade；manufacture tolerance；aerodynamic performance

V231.3

A < class="emphasis_bold">文章編號(hào)：1

1672-545X（2017）05-0097-03

2017-02-22

王士驥（1984－），男，內(nèi)蒙古赤峰人，碩士，設(shè)計(jì)師，工程師研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)力學(xué)。