毛　凱，王曉鋒，李昌奐，袁偉為

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0　引言

為了追求高比沖，開式循環(huán)液體火箭發(fā)動機渦輪燃氣流量通常非常小，依靠高比功獲得渦輪功率。小流量直接限制了葉片通道高度，然而當葉片很短時，端壁二次流損失則迅速增大。因此為保證葉片高度，開式循環(huán)發(fā)動機渦輪噴嘴大多采用部分進氣的方案。

關于全周進氣渦輪設計、流動及損失特點的研究文獻較多，各葉片通道內部流動一致，氣流參數沿周向比較均勻。而部分進氣渦輪噴嘴出口氣流只通過部分轉子葉片，大部分轉子葉片不僅不做功，而且內部流動復雜，損失大。

目前工程計算中采用經驗性損失模型對渦輪總體性能進行初步評估，若需獲得準確的性能及其內部流動特征，則需采用全三維粘性流場數值模擬。中科院工熱所隋秀明等[1-2]對低進氣度渦輪進氣扇區(qū)的分布以及低導葉展弦比的影響進行了研究，結果表明相對于進氣扇區(qū)沿周向均布，進氣扇區(qū)集中分布能夠減少混合以及膨脹損失；當進氣度小于50%，尤其是當進氣度接近10%時，導葉展弦比增加的收益顯著大于其帶來的負面影響。當進氣度大于50%以后，展弦比增加帶來的負面影響逐漸提升。西安航天動力研究所嚴俊峰等[3]以及中船重工705所伊進寶等[4]對部分進氣渦輪內部流動特點進行了仿真分析，結果表明渦輪轉子靠近尾緣部分分離嚴重，部分進氣燃氣渦輪機葉輪內部流動呈強三維特性，存在各種分離渦、通道渦等復雜漩渦結構。北京航天動力研究所李旭升等[5]對動葉圍帶頂部泄漏間隙進行了影響研究，結果表明不同密封間隙對渦輪性能影響很大，在機械結構允許的情況下，減小密封進、出口軸向間隙、密封齒間隙可較大提高渦輪性能。

本文采用一維設計方法，設計了某型發(fā)動機用部分進氣超聲速沖擊式渦輪，通過求解全三維Navier-Stokes方程組對其內部流動進行了全三維仿真計算，獲得總體性能并分析其內部主要損失特點。研究了轉子葉片通道變化規(guī)律對渦輪性能的影響，為后期優(yōu)化以及此類結構渦輪的設計提供一定參考意義。

1　一維設計及性能評估

1.1　一維設計

一維設計計算按照文獻[6]中介紹的方法進行。系統(tǒng)工況參數和設計結果如表1和表2所示。

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1.2　一維性能評估

渦輪輪周效率ηu文獻[6]中表達式進行計算。對于本文設計的部分進氣式渦輪還應考慮鼓風損失、驅氣損失、輪盤摩擦損失以及葉頂泄漏損失，計算方法參考文獻[7]。

最終渦輪總效率η按下列計算：

η=ηu·ηp-ξ1-ξ2-ξ3

式中：ηu為輪周效率；ηp為容積效率；ξ1為鼓風損失系數；ξ2為驅氣損失系數；ξ3為輪盤摩托系數。

渦輪一維性能計算結果如表3所示。

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1.3　噴嘴及轉子葉型設計

噴嘴收縮段角度選擇60°，擴張角度15°，如圖1所示。保證進、出口角度以及柵距要求，采用兩段直線和一段二階Bezier曲線構成，前緣、尾緣為圓弧對轉子葉型進行造型設計，徑向為等截面拉伸直葉片。圖2示出葉型，其中：β1f為葉片進口角；β2f為葉片出口角。

圖1　噴嘴結構示意圖Fig.1　Nozzle structure diagram

圖2　轉子葉片造型Fig.2　Rotor blade profile

2　三維性能仿真及流動分析

2.1　模型及網格劃分

為了模擬低部分進氣狀態(tài)下無進氣區(qū)域對主流造成的附加能量損失，計算模型包括整周葉片通道，并帶渦輪集氣環(huán)結構。

進氣環(huán)和噴嘴區(qū)域采用非結構六面體和四面體混合網格，葉柵通道采用結構化六面體網格。壁面與葉頂間隙進行了加密處理。整個計算通道內網格節(jié)點數約830萬。計算模型及網格劃分如圖3所示。

圖3　計算模型及網格劃分Fig.3　Computational model and mesh generation

2.2　數值計算方法及邊界條件

數值計算采用CFX軟件，基于有限體積格式對相對坐標系下的三維雷諾平均Navier-Stokes方程進行求解，方程的離散采用二階中心差分格式。選用標準兩方程的k-ε湍流模型以及近壁函數法。靜子和轉子之間采用“動靜交界面模型”。計算工質采用理想氣體，工質參數按總體參數給定。

給定進氣環(huán)進口總壓、總溫，渦輪轉子葉片出口靜壓。所有固體壁面均采用絕熱無滑移邊界條件。

2.3　計算結果及分析

2.3.1總體性能

表4給出了額定工況渦輪總體性能參數及其與一維計算結果的對比。三維計算的效率為扭矩效率，按如下公式計算:

式中T為輪轂和葉片扭矩。其余參數含義參見文獻[1]。

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三維計算獲取的流量比一維值稍微偏大，說明一維設計選取的流量系數偏小。三維仿真模型未考慮輪盤前后表面摩擦損失，因此效率略高于一維計算?？傮w來看，均滿足發(fā)動機總體系統(tǒng)的要求，說明一維設計方法預估此類結構渦輪性能基本可靠，偏差不大。

2.3.2流場分布

由于部分進氣的結構，加上圓錐形噴嘴出口與轉子葉片通道不匹配的原因，導致轉子入口進氣工況沿周向和徑向極不均勻，進氣區(qū)周向約占60°。50%截面處正處于噴嘴核心區(qū)，馬赫數高，在2左右，10%和90%位置由于噴嘴出口橢圓的影響，馬赫數較低，平均值約為1.0～1.5。其余大部分非進氣區(qū)馬赫數均在0.3左右。圖4和圖5給出了轉子入口馬赫數分布。

圖4　轉子入口不同展向位置馬赫數沿周向分布Fig.4　Mach number distribution of different span along circumference at rotor inlet

圖6給出了不同展向位置轉子入口壓力沿周向分布。由于葉片未進行徑向造型，葉根處的靜壓明顯較低，存在一定的負反力度。中截面和葉尖處壓力水平基本相當，但沿周向差異仍較大，存在非進氣區(qū)和進氣區(qū)之間的徑向和周向摻混流動。

圖5　轉子入口馬赫數Fig.5　Mach number at rotor inlet

圖7給出了整個計算通道內的流線圖，整個流場三維流動現象明顯。在非進氣區(qū)葉片通道內存在較多大型漩渦流動，轉子進口處存在氣流沿周向流動現象。轉子出口處氣流存在較大的切向分速度，導致轉子葉片出口進氣區(qū)和非進氣區(qū)強烈摻混，產生較大損失。

2.3.3損失分析

表5中列出了不同軸向截面處的氣流參數值。從表中數據可以計算得到噴嘴通道其總壓損失約為20%，轉子葉片總壓損失約24.5%，轉子葉柵出口延伸段由于氣流摻混總壓損失2.2%，轉子葉片通道總壓損失最大。

圖8列出一部分進氣流道不同展向位置處馬赫數分布。由于沖擊式葉柵的轉角和厚度較大，氣流產生的離心力強，葉盆壓力大于葉背壓力，造成強烈的二次流動。從圖8中可以看出，10%截面由于負反力度存在導致整個葉片通道分離嚴重，50%截面在葉盆前部分和葉背出口也存在分離現象。90%截面在葉片尾緣處由于葉頂間隙產生明顯的泄漏渦。而且由于噴嘴出口超聲速，轉子前緣存在斜激波和正激波，亦造成較大附加損失。超聲速沖擊式轉子葉柵通道內損失大主要是由于氣流分離以及激波及附面層相互干涉導致。

圖6　轉子入口不同展向位置壓力沿周向分布Fig.6　Pressure distribution of different span along circumference at rotor inlet

圖7　計算區(qū)域三維流線圖Fig.7　3D streamlines diagram of the computation area

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圖8　部分進氣通道不同展向位置馬赫數Fig.8　Mach number of different span at the partial admission channel

3　轉子葉片通道變化規(guī)律的影響

沖擊式轉子葉柵大多采用對稱葉型，安裝角度為0，轉子進出口通道面積相等。本文進行渦輪設計時，通過對吸力面和壓力面型線的調整獲取三種不同通道面積變化規(guī)律的轉子葉型，進行了數值仿真計算。分別為：方案A為收縮-擴張型通道，喉部位于葉片中間部位；方案B為等面積通道設計；方案C為擴張-收縮型通道，進出口為喉部位置，如圖9所示。

圖9　不同方案的轉子葉型及通道面積變化規(guī)律Fig.9　Change rule for rotor blade shape and channel area of different schemes

表6給出了3種不同葉型方案下渦輪總體性能計算結果?？梢钥闯觯D子葉片通道變化規(guī)律對渦輪總體性能影響不大，對渦輪流通能力基本無影響，方案A比方案C效率高0.005，方案B居中。

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圖10給出了不同方案50%展向位置進氣區(qū)馬赫數數分布圖，三者有一定的差異性。從圖10中可以看出，3種方案在葉片前緣以及通道入口處均存在一道斜激波和一道正激波減速，而且在通道入口附近區(qū)域存在局部高馬赫數區(qū)，在葉背處均存在不同程度的氣流分離。仔細觀察可發(fā)現，方案A的流動狀態(tài)要優(yōu)越于方案C，方案B為中間狀態(tài)。對于方案A，從入口至中間喉部截面通道逐漸收縮，超聲速氣流逐漸減速至接近聲速，氣流在低速下轉彎可明顯減小葉背附近的氣流分離，然后在擴張段加速至超聲速。方案C流動情況正好相反。

因此，從上面分析來看，對于葉輪入口超聲速的流動，其通道截面應避免采用方案C的擴張-收縮型通道，設計時盡量采用收縮-擴張型通道方案A或者等截面通道方案B，但應考慮葉片加工方法對結構要求，例如電火花加工需要保證葉片通道喉部最小寬度。

圖10　不同方案進氣區(qū)50%展向位置馬赫數Fig.10　Mach number at 50% span of admission channel for different schemes

提取葉片表面溫度分布，發(fā)現采用方案A設計的轉子葉片表面溫差略低于方案C，主要是因為入口處葉背氣流速度低，相應氣流溫度較高，與葉片前緣滯止溫度差值則較小。開式循環(huán)發(fā)動機渦輪入口燃氣溫度一般很高，其溫差應力對葉片強度的影響很大，因此降低葉片表面溫差對輪盤強度設計有一定幫助。

對于馬赫數較高的超聲速葉柵流動，除了葉片通道變化規(guī)律外，動葉葉型的變化對激波系分布影響較大，精細設計激波系的分布可以一定程度降低動葉損失。

4　結論

針對文中設計的部分進氣、超聲速、沖擊式單級軸流式渦輪，通過三維仿真計算分析，得到以下幾條結論：

1)部分進氣渦輪內部流動流線不規(guī)則、存在較多漩渦流動、轉子葉柵激波復雜、葉片通道內分離較為嚴重。

2)噴嘴通道和轉子葉柵通道內總壓損失均在20%以上，其中轉子葉柵通道損失更大。

3)不同轉子葉柵通道面積的變化對渦輪總體性能影響基本不大。但收縮-擴張型通道可降低流速，緩解氣流分離，對降低葉片溫差應力有一定幫助。