張維濤，吳佳玉，曾 軍，雷 鳴，賈曉萌

(1.西北工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院，西安 710072；2.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500；3.中國航天科工集團(tuán)北京動力機(jī)械研究所，北京 100074)

1 引言

航空發(fā)動機(jī)氣冷渦輪葉片具有工作溫度高、受力大的特點(diǎn)，其冷卻換熱設(shè)計結(jié)果與發(fā)動機(jī)的性能、壽命及可靠性直接相關(guān)。當(dāng)前，主要采用冷效試驗(yàn)方法驗(yàn)證葉片冷卻設(shè)計結(jié)果[1]。為模擬葉片真實(shí)流動情況，冷效試驗(yàn)件通常在試驗(yàn)段內(nèi)部裝入5～7個葉片構(gòu)成扇形葉柵通道[2-3]，其中中間葉片為帶測溫電偶的試驗(yàn)葉片，兩側(cè)為陪襯葉片。Treiber[4]和Rona[5]等指出，葉柵試驗(yàn)中為保證錄取的數(shù)據(jù)正確可靠，必須在葉柵出口建立周期性流場。姜正禮等[6]的研究也表明，葉柵通道流動周期性是扇形葉柵試驗(yàn)的重要參數(shù)。朱蘭等[7]在高壓渦輪導(dǎo)向器扇形葉柵試驗(yàn)時發(fā)現(xiàn)，相鄰測試葉柵通道流動周期性較差，會導(dǎo)致導(dǎo)向器氣動性能難以準(zhǔn)確評估。唐國慶等[8]對跨聲速渦輪扇形葉柵的試驗(yàn)研究表明，不合理的出口導(dǎo)流板會造成出口激波反射和通道堵塞，葉柵通道流動無周期性，但通過調(diào)節(jié)出口導(dǎo)流板角度和優(yōu)化導(dǎo)流板結(jié)構(gòu)可有效改善。

某大尺寸低壓渦輪導(dǎo)葉在進(jìn)行冷效試驗(yàn)時，由于葉片較大，利用現(xiàn)有冷效試驗(yàn)設(shè)備，扇形試驗(yàn)段內(nèi)僅能布置3 個葉片，且兩側(cè)為陪襯葉片，只有中間1個葉片可作為測試葉片，如何確保此葉柵通道流動周期性是一大難題。為此，本文采用CFD方法分析了試驗(yàn)件葉柵通道流動周期性無法保證的主要原因，并針對此問題對試驗(yàn)件進(jìn)行了多方案優(yōu)化設(shè)計，最終通過試驗(yàn)驗(yàn)證了優(yōu)化設(shè)計的有效性。研究結(jié)果對類似大尺寸渦輪葉片扇形葉柵及冷效試驗(yàn)件的設(shè)計提供了一種優(yōu)化思路。

2 渦輪冷效試驗(yàn)

渦輪冷效試驗(yàn)設(shè)備由主氣進(jìn)氣系統(tǒng)、主氣加溫系統(tǒng)、蝸殼艙、排氣系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、冷卻水系統(tǒng)、冷氣加溫系統(tǒng)、試驗(yàn)件、試驗(yàn)狀態(tài)監(jiān)視和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等組成。

所研究的冷效試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)如圖1所示。試驗(yàn)件由進(jìn)氣測量段、扇形試驗(yàn)段、排氣測量段組成。進(jìn)氣測量段模擬扇形試驗(yàn)段內(nèi)葉片設(shè)計狀態(tài)的來流狀態(tài)，同時保證進(jìn)口流道面積與發(fā)動機(jī)中的一致，采用2 支總溫總壓復(fù)合探針耙及8 點(diǎn)壁面靜壓孔測量進(jìn)口氣流參數(shù)。扇形試驗(yàn)段由試驗(yàn)艙和葉片組成。由于葉片尺寸較大，試驗(yàn)段內(nèi)只布置了3個葉片，組成了2個葉柵通道，其中中間葉片為測試葉片，兩側(cè)葉片為陪襯葉片。試驗(yàn)時，測試葉片由獨(dú)立冷氣供氣管單獨(dú)提供冷氣，以準(zhǔn)確控制冷氣參數(shù)；兩側(cè)陪襯葉片合并提供冷氣，模擬葉片冷氣邊界。排氣測量段導(dǎo)流板安裝角度與葉片出口氣流角一致，上、下壁面各布置4 點(diǎn)靜壓測量孔，通過監(jiān)控冷效試驗(yàn)件進(jìn)口總壓與出口靜壓，以確定試驗(yàn)工況。

圖1 冷效試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)模型Fig.1 Geometric structure model of cooling efficiency test

試驗(yàn)葉片為某型低壓渦輪導(dǎo)葉(圖2)。該型導(dǎo)葉為滿足發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)需求，采用了低展弦比設(shè)計，葉片尺寸較常規(guī)渦輪導(dǎo)葉更大，葉片中截面軸向弦長100 mm，葉片高度79 mm。葉片前緣采用沖擊冷卻，中弦區(qū)域采用強(qiáng)迫對流冷卻，尾緣區(qū)域采用擾流柱強(qiáng)化冷卻。葉身無氣膜孔，冷氣通過尾緣全劈縫排入主流道。葉片中截面布置了微型鎧裝熱電偶以獲取葉片表面的溫度分布，為此在葉片表面采用電火花加工出多個槽進(jìn)行引線和測點(diǎn)布置，然后使用等離子噴涂進(jìn)行幾何修復(fù)，最后進(jìn)行拋光處理以確保葉片幾何形狀和表面狀態(tài)。圖3給出了試驗(yàn)葉片中截面測點(diǎn)位置及編號，溫度測點(diǎn)共計32個。

圖2 低壓渦輪導(dǎo)葉實(shí)物照片F(xiàn)ig.2 Large-size low pressure turbine vane

圖3 導(dǎo)葉中截面測點(diǎn)位置及編號Fig.3 Metrical positions of stator blade at mid-section

3 冷效試驗(yàn)件數(shù)值模擬

3.1 計算模型

為真實(shí)模擬試驗(yàn)件中的流動，采用真實(shí)幾何結(jié)構(gòu)的UG模型(圖1)建立計算模型。為模擬試驗(yàn)件出口大氣環(huán)境，建立了大氣環(huán)境模擬段。計算模型如圖4所示。

圖4 試驗(yàn)件計算模型Fig.4 Flow path model of test piece

3.2 網(wǎng)格及邊界條件

對于真實(shí)幾何結(jié)構(gòu)，為捕捉幾何倒圓、倒角等復(fù)雜壁面流動，一般采用四面體網(wǎng)格[9-10]。本文采用ICEM CFD 進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)290 萬，網(wǎng)格單元數(shù)1 141 萬，采用密度盒子對局部網(wǎng)格進(jìn)行加密，并對附面層網(wǎng)格進(jìn)行針對性處理，保證壁面網(wǎng)格y+＜1，計算網(wǎng)格見圖5。采用商業(yè)CFD軟件CFX 18.2進(jìn)行冷效試驗(yàn)件的三維黏性數(shù)值模擬。采用帶轉(zhuǎn)捩模型的SST 湍流模型。邊界條件設(shè)置：進(jìn)口給定總溫、總壓和氣流方向，葉柵出口給定壓力，壁面均為光滑、無滑移、絕熱壁面。

圖5 試驗(yàn)件計算網(wǎng)格Fig.5 Computational meshes of test piece

3.3 計算結(jié)果分析

圖6、圖7分別給出了冷效試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)和理論設(shè)計狀態(tài)葉片中截面馬赫數(shù)云圖。可以看到，圖6中冷效試驗(yàn)件通道內(nèi)喉部前馬赫數(shù)分布周期性較好，喉部后馬赫數(shù)分布周期性惡化；測試葉片吸力面存在較強(qiáng)激波，峰值馬赫數(shù)達(dá)到1.25左右。對比發(fā)現(xiàn)，試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)通道中葉片流場與理論設(shè)計狀態(tài)的差異很大。通過對冷效試驗(yàn)件通道內(nèi)流動的分析發(fā)現(xiàn)，葉柵通道與導(dǎo)流板形成的收縮-擴(kuò)張氣流通道，導(dǎo)致氣流在喉部后過度膨脹，在陪襯葉片尾緣與測試葉片吸力面形成較強(qiáng)的激波，測試葉片吸力面激波與附面層干涉，導(dǎo)致葉片表面流動發(fā)生分離，破壞了葉柵通道流動周期性。

圖6 試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)葉片中截面馬赫數(shù)云圖Fig.6 Mach number contours at mid-span of test condition

圖7 理論設(shè)計狀態(tài)葉片中截面馬赫數(shù)云圖Fig.7 Mach number contours at mid-span of design condition

圖8 給出了冷效試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)(Original)和理論設(shè)計狀態(tài)(Design)測試葉片中截面等熵馬赫數(shù)分布。由圖可見，在葉片壓力面，冷效試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)和理論設(shè)計狀態(tài)的等熵馬赫數(shù)分布較吻合；但在葉片吸力面，冷效試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)的葉片載荷偏高，在0.72軸向弦長位置處峰值等熵馬赫數(shù)超過1.20。說明在冷效試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)下，測試葉片表面的流動已經(jīng)嚴(yán)重偏離理論設(shè)計狀態(tài)，由此獲得的葉片冷效數(shù)據(jù)不能驗(yàn)證葉片冷效設(shè)計結(jié)果。

圖8 測試葉片中截面等熵馬赫數(shù)分布對比Fig.8 Comparison of isentropic Mach number at mid-span of test blade

圖9給出了冷效試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)和理論設(shè)計狀態(tài)測試葉片吸力面表面極限流線?？梢姡湫г囼?yàn)件設(shè)計狀態(tài)下，測試葉片在吸力面靠近尾緣處存在大面積流動分離，分離區(qū)域占葉高的60%以上，分離區(qū)域的位置與激波產(chǎn)生的位置一致，說明是激波附面層干涉導(dǎo)致了流動分離。

圖9 測試葉片吸力面表面極限流線對比Fig.9 Comparison of test blade suction surface streamlines

圖10、圖11分別給出了冷效試驗(yàn)件出口靜壓測量截面的湍動能和馬赫數(shù)云圖?？梢姡げㄒ鸬姆蛛x導(dǎo)致測試葉片出口流動產(chǎn)生很大損失，在出口截面產(chǎn)生局部低壓區(qū)，下方壁面靜壓測量值將受到較大影響，從而導(dǎo)致葉片工作狀態(tài)評估產(chǎn)生偏差。

圖10 試驗(yàn)件出口靜壓測量截面的湍動能云圖Fig.10 Turbulence kinetic energy contours at cascade outlet

圖11 試驗(yàn)件出口靜壓測量截面的馬赫數(shù)云圖Fig.11 Mach number contours at cascade outlet

綜上數(shù)值模擬可以得出：冷效試驗(yàn)件設(shè)計中，為引導(dǎo)葉柵出口氣流流動，在陪襯葉片出口兩側(cè)增加了導(dǎo)流板，導(dǎo)致測試葉片吸力面激波與附面層干涉，起流動發(fā)生分離，破壞了流場周期性。目前的試引驗(yàn)方案不能真實(shí)反映測試葉片在理論設(shè)計狀態(tài)下的流動，無法有效驗(yàn)證葉片的冷卻效果。因此，冷效試驗(yàn)中葉片數(shù)較少時，必須精心設(shè)計試驗(yàn)件出口兩側(cè)導(dǎo)流板的結(jié)構(gòu)。

4 冷效試驗(yàn)件優(yōu)化

優(yōu)化思路為采取措施消除葉片出口激波的反射。采用數(shù)值模擬方法對冷效試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化，開展試驗(yàn)件中截面S1 流面的優(yōu)化設(shè)計，尋求較好的優(yōu)化方案，以縮短優(yōu)化迭代時間；再對優(yōu)化方案進(jìn)行全三維評估，確定最終優(yōu)化方案。

4.1 中截面S1流面優(yōu)化設(shè)計

根據(jù)優(yōu)化思路提出了4種優(yōu)化方案。優(yōu)化方案1 是將與測試葉片吸力面對應(yīng)的導(dǎo)流板1 向外擴(kuò)1倍葉片柵距，減小導(dǎo)流板壁面的影響；優(yōu)化方案2是在優(yōu)化方案1 的基礎(chǔ)上將導(dǎo)流板1 再向外擴(kuò)1 倍柵距；優(yōu)化方案3是在優(yōu)化方案2的基礎(chǔ)上將導(dǎo)流板1的壁面邊界設(shè)置為開放邊界；優(yōu)化方案4 是將葉片出口左右兩側(cè)導(dǎo)流板截斷，使氣流經(jīng)過葉片通道后直接排入環(huán)境大氣。圖12、圖13分別給出了理論設(shè)計狀態(tài)、冷效試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)和4 種優(yōu)化方案葉片中截面S1 流面馬赫數(shù)云圖和等熵馬赫數(shù)分布對比?？梢姡簩?dǎo)流板外擴(kuò)可有效降低測試葉片吸力面的激波強(qiáng)度，導(dǎo)流板外擴(kuò)1倍柵距和2倍柵距的效果差異不大；將導(dǎo)流板壁面條件改為開放邊界可進(jìn)一步降低吸力面峰值馬赫數(shù)；截斷葉片出口左右兩側(cè)導(dǎo)流板后，葉片表面的流動狀態(tài)與理論設(shè)計狀態(tài)的最為接近。據(jù)此，選擇優(yōu)化方案4為最終方案。

圖12 測試葉片中截面馬赫數(shù)云圖對比Fig.12 Comparison of Mach number contours at mid-span of test blade

圖13 測試葉片中截面等熵馬赫數(shù)分布對比Fig.13 Comparison of isentropic Mach number at mid-span of test blade

4.2 優(yōu)化方案全三維計算評估

針對優(yōu)化方案4開展全三維計算分析。優(yōu)化方案的計算模型對比見圖14，網(wǎng)格劃分、邊界條件設(shè)置參考3.2節(jié)。

圖14 優(yōu)化方案計算模型Fig.14 Computational model of optimization scheme

圖15為優(yōu)化方案中截面馬赫數(shù)云圖，圖16給出了理論設(shè)計狀態(tài)、試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)和優(yōu)化方案測試葉片中截面的等熵馬赫數(shù)分布?？梢钥吹?，優(yōu)化后測試葉片吸力面的峰值等熵馬赫數(shù)由1.22 降低到1.07，激波強(qiáng)度明顯降低，但仍與設(shè)計狀態(tài)的流場存在差異；葉片吸力面載荷前緣至80%軸向弦長較理論設(shè)計狀態(tài)的偏高，80%軸向弦長至尾緣較理論設(shè)計狀態(tài)的稍微偏低；葉片壓力面載荷與設(shè)計狀態(tài)的基本一致。

圖15 優(yōu)化方案測試葉片中截面馬赫數(shù)云圖Fig.15 Mach number contours at mid-span of optimization scheme test blade

圖16 不同狀態(tài)下測試葉片中截面等熵馬赫數(shù)分布對比Fig.16 Comparison of isentropic Mach number at mid-span of test blade for different conditions

圖17 為優(yōu)化后測試葉片吸力面極限流線。與試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)(圖9(a))相比，葉片吸力面靠近尾緣處的流動分離已經(jīng)消除。圖18、圖19分別給出了優(yōu)化方案的試驗(yàn)件出口靜壓測量截面的湍動能和馬赫數(shù)云圖?？梢钥吹?，與試驗(yàn)件設(shè)計狀態(tài)(圖10 和圖11)相比，優(yōu)化方案的湍動能強(qiáng)度明顯降低，流動損失大幅減小，靜壓測量截面的局部低壓區(qū)已經(jīng)消失，葉柵通道流動周期性更好。

圖17 優(yōu)化方案測試葉片吸力面的極限流線Fig.17 Measurement blade surface streamlines of suction side

圖18 優(yōu)化方案試驗(yàn)件出口湍動能云圖Fig.18 Turbulence kinetic energy contours at cascade outlet for the optimization

圖19 優(yōu)化方案試驗(yàn)件出口馬赫數(shù)云圖Fig.19 Mach number contours at cascade outlet for the optimization

綜上優(yōu)化設(shè)計及最優(yōu)方案全三維計算評估可以得出：采用截斷試驗(yàn)件排氣段導(dǎo)流板的方案可以消除測試葉片出口激波干涉問題，葉片表面的流動更加接近理論設(shè)計狀態(tài)，但由于陪襯葉片太少，無法保證與理論設(shè)計狀態(tài)完全一致。

5 結(jié)果及分析

加工優(yōu)化方案冷效試驗(yàn)件和完成冷效試驗(yàn)驗(yàn)證，并與氣熱耦合計算結(jié)果進(jìn)行對比。

5.1 氣熱耦合計算網(wǎng)格及數(shù)值方法

氣熱耦合計算網(wǎng)格(圖20)由流體域、葉片固體域兩部分組成。采用軟件ICEM CFD生成流體域及固體域的四面體網(wǎng)格，網(wǎng)格總節(jié)點(diǎn)數(shù)約3 767萬，網(wǎng)格總單元數(shù)約10 905 萬。流體域與固體域交界面處網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)一一對應(yīng)，以確保仿真精度[11-12]。流體域葉片附近網(wǎng)格確保y+＜1，并沿流向加密，以準(zhǔn)確模擬激波和轉(zhuǎn)捩過程對熱邊界層的影響[13-15]。

圖20 氣熱耦合計算網(wǎng)格Fig.20 Computational meshes of CHT

數(shù)值計算應(yīng)用商業(yè)軟件ANSYS CFX18.2 完成，采用三維N-S方程和帶轉(zhuǎn)捩的SST湍流模型求解流體問題，利用導(dǎo)熱方程求解固體導(dǎo)熱問題。流場與葉片溫度場之間采用直接耦合方法[16]，離散及求解方法與文獻(xiàn)[14]中相同。氣熱耦合計算工質(zhì)與冷效試驗(yàn)工質(zhì)一致，采用可壓縮理想氣體，計算中考慮燃?xì)夂腿~片材料(GH4169高溫合金)變物性影響[17]。

5.2 試驗(yàn)結(jié)果與計算結(jié)果對比分析

圖21給出了試驗(yàn)件出口上、下端壁無量綱靜壓試驗(yàn)值與氣熱耦合計算值的對比，其中無量綱靜壓定義為試驗(yàn)件進(jìn)口總壓與出口靜壓之比?？梢?，試驗(yàn)結(jié)果與計算結(jié)果的趨勢基本一致，上端壁靜壓試驗(yàn)值較計算值偏大0.16%，下端壁靜壓試驗(yàn)值較計算值偏大1.01%。

圖21 試驗(yàn)件出口端壁靜壓對比Fig.21 Comparison of hub static pressure at cascade outlet

圖22給出了測試葉片中截面無量綱溫度分布，其中無量綱溫度定義為測量溫度與參考溫度之比?？梢钥吹剑瑲鉄狁詈嫌嬎愕臏囟确植稼厔菖c試驗(yàn)結(jié)果基本一致。其中，測試葉片中截面壓力側(cè)溫度的計算值與試驗(yàn)值吻合很好，葉片前緣至10%軸向弦長處溫度計算結(jié)果較試驗(yàn)結(jié)果略偏低；葉片吸力側(cè)前緣至40%軸向弦長處試驗(yàn)結(jié)果偏高，40%軸向弦長至尾緣計算結(jié)果偏高。

圖22 測試葉片中截面溫度分布Fig.22 Comparison of temperature at test blade mid-span

從上述分析可知，低壓渦輪導(dǎo)葉冷效試驗(yàn)件在截斷排氣測量段導(dǎo)流板后，消除了導(dǎo)流板與測試葉片吸力面的激波干涉，測試葉片吸力面的激波強(qiáng)度大幅減弱，改善了葉柵通道流動的周期性，冷效葉片溫度的計算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，驗(yàn)證了優(yōu)化設(shè)計的有效性。

6 結(jié)論

研究的某低壓渦輪導(dǎo)葉由于葉片尺寸較大，受試驗(yàn)設(shè)備能力限制，冷效試驗(yàn)件僅能布置3個葉片，葉柵通道難以保證周期性。采用CFD方法，分析發(fā)現(xiàn)了導(dǎo)致葉柵通道流動周期性破壞的主要原因。通過優(yōu)化導(dǎo)流板，大幅度改善了葉柵通道流動周期性，并在此基礎(chǔ)上完成了試驗(yàn)件的設(shè)計及試驗(yàn)。研究得到如下結(jié)論：

(1) 原冷效試驗(yàn)件排氣測量段導(dǎo)流板會引起測試葉片吸力面激波干涉，并導(dǎo)致流動發(fā)生分離，破壞流場周期性，對冷效試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生影響，且葉片數(shù)較少時這一影響更加嚴(yán)重。

(2) 采用截斷試驗(yàn)件排氣測量段導(dǎo)流板的方案可以消除測試葉片出口激波干涉的問題，使測試葉片吸力面激波強(qiáng)度大幅減弱，葉片周期性得到明顯改善。

(3) 采用優(yōu)化方案的冷效試驗(yàn)件進(jìn)行冷卻效果試驗(yàn)驗(yàn)證，葉片中截面溫度測量值與氣熱耦合計算值吻合良好，驗(yàn)證了優(yōu)化設(shè)計的有效性，為類似大尺寸渦輪葉片扇形葉柵及冷效試驗(yàn)件的設(shè)計提供了一種優(yōu)化設(shè)計思路。

致謝：感謝中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院卿雄杰、王文璇、張建武等同志在研究過程中的指導(dǎo)和幫助。