鄭健生,丁 駿,2,,隋永楓,4,藍(lán)吉兵,辛小鵬,鄭 群

(1.杭州汽輪機(jī)股份有限公司，浙江 杭州 310022；2.杭州汽輪動(dòng)力集團(tuán)有限公司，浙江 杭州 310022；3.哈爾濱工程大學(xué) 動(dòng)力與能源工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001；4.浙江燃創(chuàng)透平機(jī)械股份有限公司，浙江 杭州 311199)

0 引言

無(wú)論是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)，地面、船用燃?xì)廨啓C(jī)，還是風(fēng)力機(jī)等旋轉(zhuǎn)機(jī)械中，制造加工能力都限制了氣動(dòng)設(shè)計(jì)的最終實(shí)現(xiàn)[1]。以旋轉(zhuǎn)機(jī)械的基本單元——葉片為例。當(dāng)葉片過(guò)小，尾緣厚度在制造過(guò)程中無(wú)法實(shí)現(xiàn)時(shí)，就需要在設(shè)計(jì)時(shí)對(duì)葉片尾緣予以加厚處理。馬林靜[2]和李仁年等[3]將尾緣對(duì)稱加厚和單側(cè)加厚的方法應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)翼型，通過(guò)數(shù)值模擬對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型的尾緣加厚方式進(jìn)行了探討，給出了尾緣增厚方式和最佳厚度的建議。毛研偉等[4]單側(cè)加厚了渦輪動(dòng)葉和靜葉的吸力面，通過(guò)數(shù)值模擬的方式證實(shí)了葉片尾緣加厚對(duì)載荷分布和尾跡損失的影響。

而在壓氣機(jī)中，關(guān)于尾緣厚度對(duì)壓氣機(jī)性能的影響，國(guó)內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)開(kāi)展了一定的研究工作。Moses等[5]通過(guò)試驗(yàn)的方式，研究了動(dòng)葉尾緣厚度變化對(duì)壓氣機(jī)壓比和效率的影響，證實(shí)了NACA65系列葉型的尾緣厚度最大可以增加到葉片厚度的30%，而不會(huì)犧牲壓氣機(jī)的性能。祝華云等[6]系統(tǒng)的模擬了不同尾緣厚度對(duì)擴(kuò)壓葉柵總壓損失和氣流折轉(zhuǎn)能力的影響。

目前，已經(jīng)開(kāi)展的工作大多基于一列擴(kuò)壓葉柵或單排壓氣機(jī)葉片，鮮有文獻(xiàn)在級(jí)環(huán)境下對(duì)葉片尾緣的加厚方法進(jìn)行分析研究，深入探討尾緣加厚對(duì)級(jí)間匹配的影響。因此，本文針對(duì)這一問(wèn)題開(kāi)展數(shù)值研究工作。

1 尾緣增厚的方法

本文所采用的壓氣機(jī)葉片尾緣增厚方式有兩種，均建立在NACA葉型的造型方法基礎(chǔ)上，壓氣機(jī)葉片的吸/壓力面型線以中弧線貼厚度的方式獲得，中弧線以圓弧定義，前/尾緣以圓的形式與葉身型線相切。

如圖1所示，方法一保持了原有葉型的吸/壓力面型線，以移動(dòng)尾緣圓心的方式獲得增厚葉型，相應(yīng)的，葉型的弦長(zhǎng)縮短，最大厚度位置相對(duì)后移。方法二保持了原有葉型的弦長(zhǎng)，但改變了葉型的型線：在最大內(nèi)切圓處將吸/壓力面型線分為兩部分，將后部的葉型對(duì)稱加厚[5,7,8]，并保證增大的尾緣圓弧與原有尾緣圓弧相切。研究所選取的靜葉采用NACA65葉型，尾緣厚度從基準(zhǔn)的約5%最大內(nèi)切圓直徑上升至約20%。

圖1 尾緣增厚方法

以本文所選取的靜葉片為例，采用不同的尾緣增厚方式將改變?nèi)~片的稠度和展弦比。如圖2所示，隨著尾緣的相對(duì)增厚，采用方法一的靜葉稠度明顯下降，在葉高不變的情況下，展弦比顯著增大；采用方法二的靜葉稠度和展弦比并不會(huì)發(fā)生改變。同時(shí)，由于方法一截短了葉身型線，葉片的出口幾何角被改變。如圖3所示，如若將葉片尾緣增厚一倍，葉片的出口幾何角將下降0.84°，幾何彎角同樣下降0.84°。方法二則不會(huì)帶來(lái)此影響。

圖2 不同尾緣增厚方法對(duì)靜葉稠度和展弦比的影響

圖3 不同尾緣增厚方法對(duì)葉片幾何角的影響

2 數(shù)值方法

三維CFD(Computational Fluid Dynamics)在葉輪機(jī)械領(lǐng)域的應(yīng)用十分廣泛[9-10]。為了盡可能營(yíng)造出真實(shí)的級(jí)環(huán)境，本文在所選取的研究對(duì)象上下游各設(shè)計(jì)了一列動(dòng)葉。網(wǎng)格劃分采用Numeca的AutoGrid5TM模塊。如圖4所示，動(dòng)葉徑向網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)89，葉頂間隙網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)25；靜葉徑向網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)57。動(dòng)/靜葉均采用O4H的網(wǎng)格拓?fù)湫问?，葉頂間隙采用蝶形網(wǎng)格。三列葉片排的網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)分別為1075855，591717和1222271。葉片表面和上/下端壁的第一層網(wǎng)格厚度在0.001 mm左右，以保證y+值不大于5。

圖4 計(jì)算網(wǎng)格與邊界條件

文本采用商業(yè)軟件Numeca的FineTM/Turbo模塊對(duì)三列葉柵的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。參考文獻(xiàn)[11]，湍流模型采用雷諾應(yīng)力模型EARSM，空間離散采用中心差分格式，并采用了多重網(wǎng)格等技術(shù)以加速收斂。動(dòng)/靜交界面采用Full Non Matching Mixing plane的形式，進(jìn)出口保留了一倍弦長(zhǎng)以上的正交段。進(jìn)口的邊界條件給定總溫、總壓和氣流角方向，出口通過(guò)調(diào)節(jié)靜壓獲取壓氣機(jī)的特性線。

3 結(jié)果分析

通過(guò)改變背壓，得到原型的基準(zhǔn)(BSL)特性線，和不同尾緣增厚方式下壓氣機(jī)的特性線，以數(shù)值發(fā)散前的最后一個(gè)收斂解作為喘振邊界。研究中僅增厚靜葉的尾緣，并未對(duì)動(dòng)葉做任何改動(dòng)。圖5所示為壓氣機(jī)的流量-壓比特性線和壓比-效率特性線，除了基準(zhǔn)BSL外，“① 型線不變”采用方法①對(duì)靜葉尾緣進(jìn)行了加厚處理，“② 弦長(zhǎng)不變”采用方法②對(duì)靜葉尾緣進(jìn)行了加厚。

圖5中的靜葉尾緣較BSL加厚了100%，由圖中不難發(fā)現(xiàn)，在設(shè)計(jì)點(diǎn)①和②的壓比均略有下降，①的壓比下降更為明顯；三者的喘振流量相仿，采用方法①的壓氣機(jī)喘振壓比略有下降；不論采用何種尾緣加厚方式，壓氣機(jī)的效率并沒(méi)有明顯的變化。相應(yīng)的，靜葉的損失也沒(méi)有明顯的變化，因此本文不做展示。

圖5 不同尾緣增厚方法對(duì)壓氣機(jī)特性的影響

改變靜葉的尾緣厚度，得到不同尾緣厚度下的壓氣機(jī)喘振壓比，如圖6所示?；鶞?zhǔn)BSL的尾緣相對(duì)厚度為1.0，上文圖5中的壓氣機(jī)靜葉尾緣相對(duì)厚度增加了100%，為2.0，在圖6中以箭頭標(biāo)識(shí)，后文中出現(xiàn)的尾緣增厚方法對(duì)比均采用了這一尾緣相對(duì)厚度。由圖6中不難發(fā)現(xiàn)，不同的尾緣加厚方式，對(duì)壓氣機(jī)喘振壓比的影響迥異：方法①造成了壓氣機(jī)喘振壓比的下降，而方法②非但沒(méi)有造成壓氣機(jī)性能的惡化，甚至于對(duì)喘振壓比產(chǎn)生了積極影響。

圖6 不同尾緣增厚方法對(duì)壓氣機(jī)喘振壓比的影響

級(jí)環(huán)境下逐列葉片排的靜壓升系數(shù)，可以在一定程度上反應(yīng)出率先逼近不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的葉片排[12]。如圖7所示，當(dāng)壓氣機(jī)的工作流量逼近喘振邊界時(shí)，中間靜葉的靜壓升系數(shù)不再隨著流量的降低而攀升，乃至略有下降，率先喪失了對(duì)流體進(jìn)一步增壓的能力，首先進(jìn)入不穩(wěn)定工作狀態(tài)的可能性最大。

圖7 不同葉片排的靜壓升系數(shù)特性線

采用不同的尾緣加厚方式對(duì)靜葉片進(jìn)行加厚，靜葉的靜壓升系數(shù)略有改變，如圖8所示。在近不穩(wěn)定工況下，方法①造成靜葉的擴(kuò)壓能力下降，方法②甚至于提高了靜葉的近喘點(diǎn)靜壓升。

圖8 不同尾緣增厚方法對(duì)靜葉靜壓升的影響

由上文的分析可知，方法①改變了靜葉的出口幾何角。圖9～圖10給出了靜葉的進(jìn)出口氣流角，不難理解，僅增厚靜葉的尾緣，并不會(huì)影響靜葉的進(jìn)口氣流角；但出口幾何角度的減小，會(huì)導(dǎo)致靜葉出口的氣流角減小，氣流在靜葉流道內(nèi)實(shí)現(xiàn)的氣流折轉(zhuǎn)下降。同時(shí)，由圖10不難發(fā)現(xiàn)，方法①導(dǎo)致的靜葉出口氣流角的減小程度明顯大于方法②。

圖9 不同尾緣增厚方法對(duì)靜葉進(jìn)口氣流角的影響

圖10 不同尾緣增厚方法對(duì)靜葉出口氣流角的影響

伴隨著靜葉出口氣流角的變化，下游動(dòng)葉的來(lái)流角度也會(huì)相應(yīng)改變。如圖11所示，隨著上游靜葉出口氣流角的減小，下游動(dòng)葉的來(lái)流氣流角減小，沖角相應(yīng)減小。

圖11 不同尾緣增厚方法對(duì)下游動(dòng)葉進(jìn)口氣流角的影響

但是，來(lái)流沖角的減小并未為壓氣機(jī)帶來(lái)更為寬廣的穩(wěn)定工作范圍，三者的喘振流量相仿。如圖12所示為沿徑向分布的靜葉出口氣流角和下游動(dòng)葉來(lái)流沖角。尾緣厚度的變化主要改變的是流道中部較大范圍內(nèi)的氣流角度，對(duì)端區(qū)影響很小。而誘使壓氣機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定工作狀態(tài)的流動(dòng)分離大多起源于角區(qū)附面層或者葉頂泄漏流，受尾緣厚度影響較小。

圖12 不同尾緣增厚方法對(duì)氣流角徑向分布的影響(設(shè)計(jì)點(diǎn))

如圖13所示為不同尾緣增厚方式下的靜葉靜壓升系數(shù)和擴(kuò)壓因子沿徑向的分布，方法①所導(dǎo)致的靜葉負(fù)荷下降更為明顯。但這一負(fù)面影響主要作用于流道中部，對(duì)端區(qū)影響較小。

圖13 不同尾緣增厚方法對(duì)靜壓升系數(shù)和擴(kuò)壓因子徑向分布的影響(設(shè)計(jì)點(diǎn))

取靜葉出口與動(dòng)葉進(jìn)口的速度做速度三角形如圖14所示。當(dāng)壓氣機(jī)向不穩(wěn)定的工作狀態(tài)逼近時(shí)，如圖14上圖所示，壓氣機(jī)的軸向速度減小，靜葉和動(dòng)葉的來(lái)流沖角增大。當(dāng)尾緣增厚后，尤其采用方法①改變了靜葉片的幾何參數(shù)，下游動(dòng)葉的來(lái)流沖角減小，做功能力下降，一定流量狀態(tài)下的壓氣機(jī)壓比下降；此時(shí)，氣缸或輪轂端區(qū)的流動(dòng)并未有發(fā)生明顯的變化，穩(wěn)定工作范圍并不會(huì)被拓寬。

圖14 不同尾緣增厚方法對(duì)速度三角形的影響

采用方法②對(duì)一臺(tái)多級(jí)軸流壓氣機(jī)的12列靜葉尾緣進(jìn)行加厚，數(shù)值驗(yàn)證結(jié)果顯示，壓氣機(jī)在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下的效率和壓比均略有下降，但下降幅度非常有限，可以忽略，與本文的結(jié)論一致。

4 結(jié)論

本文采用兩種方法對(duì)靜葉的尾緣進(jìn)行加厚處理，并通過(guò)數(shù)值模擬對(duì)比研究了不同方法的優(yōu)劣，結(jié)論如下：

(1)不同靜葉尾緣加厚方法的主要區(qū)別在于對(duì)靜葉出口氣流角的改變，進(jìn)而左右壓氣機(jī)的級(jí)間匹配，造成壓氣機(jī)的氣動(dòng)性能變化。

(2)在不改變?nèi)~身型線的前提下，采用移動(dòng)尾緣圓弧的方式獲得尾緣加厚葉片時(shí)，葉片的稠度、展弦比，尤其是出口幾何角度會(huì)發(fā)生改變，進(jìn)而導(dǎo)致壓氣機(jī)的做功能力和喘振壓比下降。

(3)當(dāng)采用增大葉身后部厚度的方法，保持葉片弦長(zhǎng)和幾何角度不變時(shí)，所獲得的尾緣加厚葉片能夠更為完整的維持原始設(shè)計(jì)的氣動(dòng)性能和工作范圍。建議采用該方法對(duì)過(guò)薄的葉片尾緣進(jìn)行加厚處理。