吳小芳 周穎 劉長(zhǎng)青

摘要：本文以渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪過渡段（ITD）為研究對(duì)象，進(jìn)行了環(huán)形葉柵試驗(yàn)，獲取了過渡段在-15°～15°迎角下過渡段的損失特性。試驗(yàn)結(jié)果表明，總壓損失隨著馬赫數(shù)的增加而增加，且呈二次曲線關(guān)系。在進(jìn)口迎角為-5°～0°時(shí)，渦輪過渡段總壓損失最低，在正迎角時(shí)，渦輪過渡段總壓損失較大，且偏離支板傾斜方向越大，損失越大。試驗(yàn)同時(shí)獲得了設(shè)計(jì)狀態(tài)過渡段內(nèi)部氣動(dòng)參數(shù)分布，可為該渦輪過渡段支板葉型的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供一定的試驗(yàn)依據(jù)。

關(guān)鍵詞：渦輪過渡段；環(huán)形葉柵；試驗(yàn)；變迎角；馬赫數(shù)

中圖分類號(hào)：V231.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.02.005

渦輪過渡段位于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁u輪與動(dòng)力渦輪之間，為氣流提供過渡，也是發(fā)動(dòng)機(jī)支撐及內(nèi)部管道布置的需要。其支板葉片設(shè)計(jì)需匹配燃?xì)鉁u輪出口流場(chǎng)，同時(shí)需保證動(dòng)力渦輪進(jìn)口流場(chǎng)均勻，并減少自身流動(dòng)損失。通常航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪性能提升主要在于控制渦輪內(nèi)的流動(dòng)損失[1-2]，氣流在過渡段內(nèi)擴(kuò)壓流動(dòng)，容易產(chǎn)生分離而造成較大的流動(dòng)損失[3]，對(duì)渦輪性能影響不可忽略。

國(guó)外關(guān)于過渡段的研究開展較早，S. Lavagnoli[4]等在級(jí)間導(dǎo)向器上進(jìn)行了環(huán)形葉柵試驗(yàn)研究，Paul T.Couey[5]、A. Marn[6]等則對(duì)一體化過渡段開展了數(shù)值模擬分析。渦輪過渡段性能優(yōu)化仍有一定挖掘潛力，近年來(lái)在國(guó)內(nèi)也逐漸開始受到關(guān)注，開展了相關(guān)數(shù)值模擬研究。孫志剛[7]、侯朝山[8]等采用了計(jì)算流體力學(xué)（CFD）數(shù)值模擬的方法，對(duì)渦輪過渡段內(nèi)部導(dǎo)流支板進(jìn)行了氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。楊杰[9]等采用數(shù)值模擬方法對(duì)帶大小葉片的一體化過渡段對(duì)渦輪部件氣動(dòng)性能影響進(jìn)行了研究。

但目前國(guó)內(nèi)對(duì)過渡段氣動(dòng)性能的研究仍以理論研究為主，試驗(yàn)研究尚不多見。而環(huán)形葉柵試驗(yàn)可以快速而詳盡地研究葉柵中的一些復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu)、局部和總的損失、流通能力以及其他方面的大量數(shù)據(jù)[10]。

本文以渦輪過渡段為研究對(duì)象，進(jìn)行了環(huán)形葉柵吹風(fēng)試驗(yàn)。通過對(duì)試驗(yàn)設(shè)備、試驗(yàn)件及其測(cè)點(diǎn)布置進(jìn)行精細(xì)化設(shè)計(jì)，研究了不同進(jìn)口迎角下渦輪過渡段的流動(dòng)損失特性，同時(shí)對(duì)設(shè)計(jì)狀態(tài)下過渡段內(nèi)部氣動(dòng)參數(shù)分布進(jìn)行了分析，得出一些過渡段支板氣動(dòng)性能的規(guī)律，可為該型過渡段支板優(yōu)化設(shè)計(jì)提供一定的試驗(yàn)依據(jù)。

1試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)方法

1.1試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所環(huán)形葉柵試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行。圖1為過渡段環(huán)形吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)構(gòu)原理圖，試驗(yàn)臺(tái)主要由氣源、進(jìn)氣段、穩(wěn)壓段、試驗(yàn)段、排氣段和消聲塔等組成。試驗(yàn)器由氣源站供給高壓氣體，空氣經(jīng)凈化、干燥后儲(chǔ)存于氣罐中，風(fēng)動(dòng)與高壓氣罐連接，再經(jīng)過穩(wěn)壓段，以保證段內(nèi)氣流的穩(wěn)定。試驗(yàn)時(shí)通過調(diào)節(jié)手閥控制進(jìn)氣量，氣源最大進(jìn)氣流量為12kg/s，最大進(jìn)氣壓力為0.7MPa。

根據(jù)幾何相似、氣動(dòng)相似，確定試驗(yàn)件與原型件模擬比為1：1。試驗(yàn)段由過渡段組件（整流支板16片+基礎(chǔ)過渡段支板4片和動(dòng)力渦輪一級(jí)導(dǎo)葉組成）、進(jìn)口外機(jī)匣、進(jìn)口內(nèi)機(jī)匣、整流環(huán)、轉(zhuǎn)接法蘭、排氣機(jī)匣組件和編碼板7部分組成。

1.2試驗(yàn)測(cè)點(diǎn)布置

試驗(yàn)件的設(shè)計(jì)及測(cè)點(diǎn)布置充分考慮了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性、制造的工藝性及測(cè)點(diǎn)的可達(dá)性，最后測(cè)點(diǎn)布置（見表1）在試驗(yàn)器的進(jìn)出口各截面（Z0—Z0、Z1—Z1、Z2—Z2、Z3—Z3截面），均安裝有多個(gè)總壓和靜壓探針測(cè)點(diǎn)，在進(jìn)出口安裝有流量溫度測(cè)點(diǎn)。同時(shí)，沿程內(nèi)外壁面各布置10個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)，支板葉身兩個(gè)截面（40%、70%葉高截面）的壁面進(jìn)行了埋管設(shè)計(jì)，試驗(yàn)件流道示意圖如圖2所示，沿程壁面和支板葉身截面靜壓測(cè)點(diǎn)分布示意圖如圖3所示。

1.3試驗(yàn)工況

為考察過渡段葉柵氣動(dòng)性能隨迎角的變化特性，在過渡段支板前設(shè)有整流環(huán)（整流環(huán)的支板數(shù)為16片），共設(shè)計(jì)了5組不同迎角的整流支板，分別為A組（0°），B組（5°），C組（15°）、D組（-5°）、E組（-15°），5組整流支板葉型如圖4所示。

試驗(yàn)分5次進(jìn)行，即5種不同進(jìn)口迎角i=±15°、±5°、0°分別進(jìn)行試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)件出口背壓為大氣壓，通過調(diào)節(jié)穩(wěn)壓段進(jìn)口壓力，調(diào)整過渡段支板前的進(jìn)口馬赫數(shù)Mac1（Mac1=0.1～0.6，以進(jìn)口內(nèi)外壁面靜壓平均值與來(lái)流總壓平均值計(jì)算），具體試驗(yàn)工況見表2。

2試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

2.1計(jì)算公式

對(duì)試驗(yàn)測(cè)得的數(shù)據(jù)，按照下列公式定義環(huán)形葉柵的氣動(dòng)性能參數(shù)。

2.2試驗(yàn)數(shù)據(jù)不確定度分析

以設(shè)計(jì)狀態(tài)（進(jìn)口迎角i=0°、進(jìn)口馬赫數(shù)Mac1=0.45）采集的測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行不確定度分析，以評(píng)估試驗(yàn)的可靠性。

試驗(yàn)主要測(cè)量參數(shù)包括進(jìn)出口總壓、進(jìn)出口靜壓、流道壁面及葉身壁面靜壓。對(duì)設(shè)計(jì)狀態(tài)（進(jìn)口迎角i=0°、進(jìn)口馬赫數(shù)Mac1=0.45）穩(wěn)態(tài)采集數(shù)據(jù)，進(jìn)行了不確定度分析，設(shè)計(jì)狀態(tài)各測(cè)點(diǎn)數(shù)據(jù)誤差見表3，可知各測(cè)點(diǎn)誤差在0.3%以內(nèi)，滿足本次試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度要求。

3試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1設(shè)計(jì)迎角下總壓損失特性

從圖5中可以看出，試驗(yàn)數(shù)據(jù)與設(shè)計(jì)計(jì)算結(jié)果相比，兩者的總壓損失隨馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)一致，總壓損失隨進(jìn)口馬赫數(shù)的增加而增加，成二次曲線關(guān)系。

3.2設(shè)計(jì)狀態(tài)下沿流向壁面氣動(dòng)參數(shù)

試驗(yàn)對(duì)設(shè)計(jì)狀態(tài)（進(jìn)口迎角i=0°、進(jìn)口馬赫數(shù)Mac1= 0.45）下，沿程通道輪轂壁面（簡(jiǎn)稱內(nèi)壁）和機(jī)匣壁面（簡(jiǎn)稱外壁）靜壓系數(shù)和等熵馬赫數(shù)沿軸向分布如圖6所示。

從圖6中可知，無(wú)論是內(nèi)壁還是外壁，試驗(yàn)結(jié)果與設(shè)計(jì)計(jì)算結(jié)果的壁面靜壓系數(shù)、等熵馬赫數(shù)軸向分布趨勢(shì)基本一致，靜壓系數(shù)沿軸向逐漸增加，馬赫數(shù)隨著軸向逐漸減小。這是因?yàn)檫^渡段流道為擴(kuò)張型通道，通道內(nèi)氣流擴(kuò)壓，靜壓升高，流速降低，因而壁面靜壓系數(shù)增加，等熵馬赫數(shù)減小。

對(duì)比內(nèi)、外壁的試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果可知，外壁壁面靜壓系數(shù)和等熵馬赫數(shù)試驗(yàn)與計(jì)算偏差比內(nèi)壁的要大，這是因?yàn)榭拷獗诘牧黧w流動(dòng)不穩(wěn)定，且更容易發(fā)生分離，試驗(yàn)是在非定常狀況下進(jìn)行測(cè)量的，而計(jì)算為定常條件，因而試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果有差異，但偏差基本在可接受范圍內(nèi)。

3.3設(shè)計(jì)狀態(tài)下支板表面等熵馬赫數(shù)

對(duì)設(shè)計(jì)狀態(tài)（進(jìn)口迎角i=0°、進(jìn)口馬赫數(shù)Mac1=0.45）下，試驗(yàn)測(cè)得葉身支板截面等熵馬赫數(shù)分布并進(jìn)行了分析。葉身兩個(gè)截面（40%、70%葉高截面）的葉身表面等熵馬赫數(shù)軸向分布如圖7所示?？梢钥闯鲋О迦~柵馬赫數(shù)先升高，在尾緣出口處馬赫數(shù)急劇降低，這是因?yàn)橹О逦簿壋隹谀鎵禾荻容^大，易產(chǎn)生分離，因此支板設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)避免該分離的發(fā)生。

3.4迎角變化對(duì)過渡段總壓損失的影響

從試驗(yàn)總壓特性曲線可以看出，在同一進(jìn)口馬赫數(shù)下，過渡段在不同進(jìn)口迎角下總壓損失差異較大，在i=-5°～0°時(shí)總壓損失最小，在i=15°時(shí)總壓損失最大，在i=-15°時(shí)總壓損失次之，進(jìn)口迎角對(duì)過渡段內(nèi)部流動(dòng)有很重要影響。同時(shí)，在迎角同為15°和5°時(shí)，正迎角下的總壓損失明顯比負(fù)迎角的要大，說明過渡段性能在正迎角下對(duì)來(lái)流方向較為敏感，在負(fù)迎角時(shí)對(duì)來(lái)流方向敏感性相對(duì)較弱，且在負(fù)迎角-5°～0°范圍內(nèi)變化時(shí)過渡段損失最小，可為渦輪過渡段改進(jìn)設(shè)計(jì)提供參考。

4結(jié)論

本文主要研究了過渡段總壓損失特性、過渡段內(nèi)流道壁面和支板葉身表面的氣動(dòng)特征參數(shù)分布，并與設(shè)計(jì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，得出以下主要結(jié)論：

（1）設(shè)計(jì)迎角下過渡段支板總壓損失隨著馬赫數(shù)的增加而增加，且成二次曲線關(guān)系。

（2）通過試驗(yàn)了解過渡段支板沿流程壁面和支板葉身表面氣流流動(dòng)規(guī)律，在設(shè)計(jì)狀態(tài)下，過渡段內(nèi)壁和外壁沿程靜壓系數(shù)沿軸向逐漸增加，等熵馬赫數(shù)沿著流動(dòng)方向逐漸減小，支板葉身截面馬赫數(shù)沿流向方向先升高后下降。

（3）通過試驗(yàn)了解過渡段支板總壓損失隨迎角變化特性，同一馬赫數(shù)下，過渡段總壓損失在i=-5°～0°時(shí)總壓損失最小，在i=15°時(shí)總壓損失最大，在i=-15°時(shí)總壓損失次之，正迎角下的總壓損失明顯比負(fù)迎角的要大，過渡段總壓損失在迎角-5°～0°范圍最佳，可為該型渦輪過渡段支板設(shè)計(jì)提供參考。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

吳小芳（1988-）女，碩士，工程師。主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

Tel：18153770232

E-mail：zjuwxf@163.com

周穎（1973-）女，碩士，研究員。主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪設(shè)計(jì)。

Tel：18073326831E-mail：capi@608.163.net

劉長(zhǎng)青（1983-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

Tel：18073327267

E-mail：45156270@qq.com

Annular Cascade Test Validation of an Inter-Turbine Duct For Turbo-shaft Engine

Wu Xiaofang*，Zhou Ying，Liu Changqing

Hunan Key Laboratory of Turbomachinery on Small and Medium Aero-Engine，AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute，Zhuzhou 412002，China

Abstract： By taking the inter-turbine duct（ITD） of a turbo-shaft engine as the research object， an annular cascade test was performed to obtain the loss characteristics at the inter-turbine duct as the inflow angle varified from -15°to 15°. The test results show that the total pressure loss increases with the increase of Mach number and presents a two degree curve relation. The total pressure loss of the ITD is the lowest when the inflow angle ranges from -5°to 0°， and the loss is higher when the inflow angle is positive. The greater the deviation from the strut blade is， the higher the loss is. The aerodynamic parameter distribution of the transition section obtained from the test at the design condition can provide a certain experimental basis for the optimal design of the strut blade for this type of ITD.

Key Words： inter-turbine duct； annular cascade； test； inflow angle； Mach number