摘要： 渦輪葉片高周疲勞（HCF）限制了渦輪增壓器的使用壽命，在可變截面增壓器中尤為明顯。針對某0.6 L二沖程汽油機(jī)用增壓器的可調(diào)導(dǎo)葉徑流渦輪在運(yùn)行中容易出現(xiàn)高周疲勞失效的問題，設(shè)計(jì)了一種扭曲結(jié)構(gòu)的導(dǎo)葉葉型，采用數(shù)值模擬方法研究了扭曲導(dǎo)葉對渦輪流場和葉片激振的影響。研究結(jié)果表明：順時(shí)針扭曲導(dǎo)葉可以減弱噴嘴導(dǎo)葉出口與渦輪葉片前緣之間的干涉效應(yīng)，逆時(shí)針導(dǎo)葉會(huì)增強(qiáng)二者的干涉效應(yīng)；相較于原對稱葉型導(dǎo)葉，進(jìn)入渦輪增壓器的高溫、高壓氣流在通過順時(shí)針扭曲葉型導(dǎo)葉后，尾跡呈傾斜狀，氣流激振力被分散，對下游渦輪葉片前緣的影響減弱；同時(shí)，由于渦輪葉片間隙的壓力梯度減小，間隙泄漏流強(qiáng)度降低，葉片高激勵(lì)區(qū)的激勵(lì)幅值也隨之減小。研究綜合考慮了渦輪機(jī)效率和葉片激振力的變化趨勢，確定導(dǎo)葉扭曲角度為4°時(shí)最為合理，最優(yōu)方案在不影響渦輪性能的前提下，葉片最大振動(dòng)應(yīng)力降低64%。

關(guān)鍵詞： 可變幾何截面渦輪增壓器；渦輪葉片；振動(dòng)；非定常流動(dòng)；壓力波

DOI： 10.3969/j.issn.1001-2222.2024.06.004

中圖分類號：TK423.5" 文獻(xiàn)標(biāo)志碼： B" 文章編號： 1001-2222（2024）06-0024-08

渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有動(dòng)力強(qiáng)、排放低、燃油經(jīng)濟(jì)性好等特點(diǎn)，在汽車及動(dòng)力機(jī)械行業(yè)得到了廣泛的應(yīng)用［1-2］。車用發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪增壓器主要采用徑流向心渦輪，并由蝸殼將發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣引入有葉或無葉噴嘴環(huán)，使氣體膨脹加速后進(jìn)入渦輪。對于可變截面增壓器的有葉噴嘴結(jié)構(gòu)渦輪機(jī)，噴嘴的激波、尾跡、勢場和間隙流等都對渦輪入口流場產(chǎn)生干擾［3-5］。在上游非定常氣動(dòng)力的影響下，渦輪葉片在轉(zhuǎn)動(dòng)過程中受到周期性的氣動(dòng)激勵(lì)作用，過高的氣動(dòng)激勵(lì)可能導(dǎo)致渦輪葉片出現(xiàn)高周疲勞失效。因此，研究可變截面增壓器的可調(diào)導(dǎo)葉渦輪機(jī)非定常流動(dòng)機(jī)理，探尋弱化渦輪葉片氣動(dòng)激振的方法，具有一定的學(xué)術(shù)價(jià)值和工程應(yīng)用前景。

在渦輪葉片氣動(dòng)激振和高周疲勞失效方面，國內(nèi)外已有較多的論文發(fā)表。T. KAWAKUBO等［6］研究了可變噴嘴葉片與徑流渦輪之間的周期性氣動(dòng)作用，重點(diǎn)關(guān)注了噴嘴葉片開度和渦輪膨脹比對導(dǎo)葉尾緣激波強(qiáng)度的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，噴嘴激波和間隙流動(dòng)是渦輪葉片主要的激勵(lì)源。趙奔等［7］研究了可調(diào)導(dǎo)葉間隙對徑流渦輪流場和性能的影響，發(fā)現(xiàn)間隙泄漏流變化會(huì)對渦輪效率和噴嘴葉片激波強(qiáng)度產(chǎn)生影響。劉尹紅等［8］對脈沖進(jìn)氣條件下可調(diào)向心渦輪性能進(jìn)行研究，得到脈沖進(jìn)口壓力對導(dǎo)流葉片段泄漏流量、總壓損失、導(dǎo)流葉片尾緣激波強(qiáng)度及轉(zhuǎn)子葉片前緣載荷的影響規(guī)律。劉恒［9］采用導(dǎo)葉尾緣傾斜、設(shè)計(jì)凹槽結(jié)構(gòu)和吸力面厚度分布調(diào)整三種方法對可調(diào)向心渦輪尾緣激波進(jìn)行弱化，結(jié)果發(fā)現(xiàn)激波強(qiáng)度明顯減弱，渦輪葉片氣動(dòng)載荷得到明顯下降。隨著認(rèn)識(shí)的深入，研究人員開始通過優(yōu)化結(jié)構(gòu)對氣流激振進(jìn)行弱化。X. G. LEI等［10］和B. ZHAO等［11］研究了葉片上的凹槽對噴嘴激波的影響，試驗(yàn)和仿真結(jié)果都表明，在噴嘴導(dǎo)葉上設(shè)計(jì)凹槽能夠顯著弱化激波的強(qiáng)度。陶春德等［12］研究了軸流對稱導(dǎo)葉對渦輪激振的影響，結(jié)果表明，軸流導(dǎo)葉非對稱布置結(jié)構(gòu)可以有效降低渦輪葉片表面的氣流激振，葉片尾緣高頻激勵(lì)幅值最多減小98.6%。S. NETZHAMMER等［13］研究了雙流道蝸殼的入口蝸舌高度和結(jié)構(gòu)夾角這兩個(gè)關(guān)鍵參數(shù)對渦輪葉片激振的影響。結(jié)果表明，雙流道蝸殼的蝸舌高度和前后蝸舌的夾角對葉片振動(dòng)幅值影響顯著，合理選擇參數(shù)可使葉片振幅降低90%。李延昭等［14］圍繞渦輪機(jī)無葉蝸殼進(jìn)行了激振影響因素的研究，發(fā)現(xiàn)葉片氣動(dòng)激勵(lì)主要來自蝸殼蝸舌位置的氣流干涉效應(yīng)，通過喉口射流結(jié)構(gòu)將葉片激勵(lì)降低了34%。S. T. KITSON等［15］根據(jù)渦輪入口流場的分布特性優(yōu)化了蝸殼結(jié)構(gòu)，弱化了渦輪進(jìn)口的流場畸變，優(yōu)化后的渦輪葉片應(yīng)變減小了70%。黃智等［16］研究了渦輪葉片前緣傾斜對葉片強(qiáng)迫振動(dòng)的影響，發(fā)現(xiàn)葉片前緣傾斜設(shè)計(jì)可以減輕葉輪和導(dǎo)葉之間的轉(zhuǎn)靜子干涉程度，最優(yōu)葉片前緣傾角下葉片一階振動(dòng)應(yīng)力下降13%。

綜上所述，可調(diào)導(dǎo)葉徑流渦輪的氣動(dòng)激勵(lì)源主要來自于導(dǎo)葉與渦輪葉片之間的轉(zhuǎn)靜子干涉，可通過渦輪上游的影響因素來約束和弱化。因此，研究通過優(yōu)化可變截面增壓器導(dǎo)葉空間結(jié)構(gòu)的方法來減弱導(dǎo)葉出口與渦輪葉片前緣之間的干涉效應(yīng)。本研究圍繞某0.6 L二沖程汽油發(fā)動(dòng)機(jī)用的懸臂式非主動(dòng)潤滑的可變截面增壓器展開研究，提出了一種空間扭曲導(dǎo)葉結(jié)構(gòu)，通過分散導(dǎo)葉尾跡氣流來弱化渦輪入口區(qū)域的壓力波動(dòng)。應(yīng)用CFD和FEA方法研究了扭曲導(dǎo)葉抑制渦輪葉片激振的有效性，分析了導(dǎo)葉扭曲角度對渦輪葉片激振力抑振效果的影響。

1 計(jì)算模型與方法

1.1 研究對象

以某0.6 L二沖程汽油發(fā)動(dòng)機(jī)用可變截面渦輪增壓器的可調(diào)導(dǎo)葉渦輪機(jī)作為研究對象，可調(diào)導(dǎo)葉渦輪機(jī)結(jié)構(gòu)見圖1，主要幾何參數(shù)見表1。

對于原可調(diào)導(dǎo)葉徑流渦輪機(jī)，其導(dǎo)流葉片尾緣與渦輪葉片前緣在空間上相互平行。當(dāng)渦輪葉片轉(zhuǎn)動(dòng)至導(dǎo)流葉片尾緣位置時(shí)，渦輪葉片前緣全葉高范圍內(nèi)同時(shí)受到氣流尾跡的沖擊，容易造成渦輪葉片激振。若采用導(dǎo)流葉片尾緣與渦輪葉片前緣相互交錯(cuò)的分布方式，原理上可以削弱上游氣流對下游渦輪葉片前緣的作用，進(jìn)而降低渦輪葉片發(fā)生激振的風(fēng)險(xiǎn)。因此，本研究將原型機(jī)的導(dǎo)流葉片進(jìn)行扭曲設(shè)計(jì)，形成上下表面空間方向的扭曲面，兩個(gè)空間方向扭曲面為對稱布設(shè)?？臻g方向扭曲面使得流經(jīng)導(dǎo)葉后的高壓氣流方向發(fā)生變化，且不同時(shí)進(jìn)入渦輪葉片前緣，從而降低進(jìn)入渦輪葉片所產(chǎn)生的渦輪激振力的峰值，最終實(shí)現(xiàn)降低增壓器渦輪機(jī)高周疲勞失效的概率、提高渦輪機(jī)可靠性的目的。

為確定空間扭曲導(dǎo)葉對渦輪性能和葉片激振的影響，本研究設(shè)計(jì)了扭曲角范圍在－4°～8°的7種導(dǎo)葉葉型，具體扭曲導(dǎo)葉的結(jié)構(gòu)如圖2所示。導(dǎo)葉扭曲角為葉頂位置圍繞旋轉(zhuǎn)中心的旋轉(zhuǎn)角，用TA表示。葉頂順時(shí)針旋轉(zhuǎn)時(shí)導(dǎo)葉扭曲角TA為正值，反之則為負(fù)值。為方便敘述，用“TA+扭曲角”的方式命名不同導(dǎo)葉扭曲角的模型，如TA－4，其中TA0為導(dǎo)葉原型。圖3示出原型導(dǎo)葉模型和空間扭曲導(dǎo)葉模型三維示意圖。

1.2 數(shù)值建模和計(jì)算方法

本研究采用ANSYS CFX進(jìn)行渦輪機(jī)的非定常流場計(jì)算，計(jì)算域包含了可變截面渦輪增壓器的蝸殼流道、噴嘴導(dǎo)葉流道和渦輪葉輪的全周流道。選擇SST k-ω兩方程模型作為湍流計(jì)算模型［17］，采用Transient Rotor Stator法進(jìn)行動(dòng)靜交界面處理，計(jì)算殘差收斂為1.0×10－5。非定常計(jì)算中時(shí)間步長尤為關(guān)鍵，根據(jù)圖4a所示的時(shí)間步長無關(guān)性分析結(jié)果，時(shí)間步長設(shè)置為渦輪旋轉(zhuǎn)0.5°所需的時(shí)間（渦輪旋轉(zhuǎn)一周的時(shí)間步數(shù)為720）。為實(shí)現(xiàn)快速收斂，定常計(jì)算結(jié)果作為后續(xù)非定常計(jì)算的初值。

由于模型保留了導(dǎo)葉圓角與渦輪輪背等特征，幾何結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，計(jì)算流體域采用四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格與結(jié)構(gòu)網(wǎng)格均能較為準(zhǔn)確地反映流場的流動(dòng)細(xì)節(jié)，二者的計(jì)算結(jié)果差異較?。?8］。近壁面邊界層設(shè)置為8層網(wǎng)格，第1層網(wǎng)格厚度為0.01 mm，該厚度保證了Y+的平均值小于5，以精確模擬邊界層流動(dòng)。為了確保流場計(jì)算的準(zhǔn)確性，同時(shí)實(shí)現(xiàn)較低的計(jì)算成本，進(jìn)行了不同網(wǎng)格數(shù)量模型的網(wǎng)格無關(guān)性計(jì)算，具體結(jié)果見圖4b。從計(jì)算結(jié)果看，當(dāng)網(wǎng)格總數(shù)達(dá)到12×106時(shí)，渦輪的效率（η）、流量（）基本保持恒定，因此可認(rèn)為此時(shí)滿足網(wǎng)格數(shù)量的無關(guān)性要求。據(jù)此建立對應(yīng)計(jì)算流體域的網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)為1 250萬個(gè)，網(wǎng)格示意見圖5。

2 結(jié)果與討論

2.1 模態(tài)分析結(jié)果

采用ANSYS Workbench對渦輪進(jìn)行模態(tài)分析，計(jì)算模型采用10節(jié)點(diǎn)四面體劃分網(wǎng)格，如圖6a所示。模型材料設(shè)置為K418高溫合金，材料楊氏模量、泊松比和密度分別為1.715×1011 Pa，0.25和8 000 kg/m3。模型邊界條件設(shè)置為渦輪輪轂固定約束。渦輪1階振型如圖6b所示，可以看出前緣葉根區(qū)域振動(dòng)最大。

圖7示出基于模態(tài)分析結(jié)果繪制的坎貝爾圖，圖中激勵(lì)的階次（也稱之為倍頻）用S來表示，它等于激勵(lì)的頻率與渦輪轉(zhuǎn)速頻率之比。由于導(dǎo)葉的葉片數(shù)是15，渦輪的葉片數(shù)是12，取12階、15階激勵(lì)線為渦輪一倍頻和導(dǎo)葉一倍頻。由圖7可以看出，12階、15階激勵(lì)線與1階頻率線的交點(diǎn)在低轉(zhuǎn)速區(qū)，渦輪在導(dǎo)葉基頻激勵(lì)下發(fā)生共振的可能性較小，可以不予考慮。在渦輪的設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速160 000 r/min附近，渦輪1階頻率線與3階、4階激勵(lì)線相交，當(dāng)渦輪在交點(diǎn)工況運(yùn)行時(shí)，可能會(huì)發(fā)生共振，不過這時(shí)的激振力為導(dǎo)葉下游壓力場的某一階諧波分量?？紤]到在同樣的激振力條件下，發(fā)生共振時(shí)葉片的振幅隨S值的增大而降低，為了對最危險(xiǎn)工況進(jìn)行考慮，選擇3階氣動(dòng)激勵(lì)誘發(fā)的1階模態(tài)共振點(diǎn)為CFD計(jì)算工況，計(jì)算轉(zhuǎn)速為180 000 r/min。

2.2 扭曲導(dǎo)葉對渦輪性能的影響

在計(jì)算轉(zhuǎn)速（180 000 r/min）下，對渦輪機(jī)模型進(jìn)行了性能計(jì)算，并與臺(tái)架試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，來驗(yàn)證計(jì)算模型的準(zhǔn)確性。圖8示出渦輪增壓器性能測試臺(tái)架，圖9示出CFD計(jì)算的效率、流量結(jié)果與實(shí)際試驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較。

從計(jì)算點(diǎn)流量和效率的數(shù)據(jù)對比看，仿真數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的偏差在1.5%以內(nèi)，且兩者的變化趨勢基本一致。因此，對不同扭曲角模型采用相同的網(wǎng)格劃分方案進(jìn)行計(jì)算，可以保證分析結(jié)果的一致性和可比性。

本研究對不同模型進(jìn)行穩(wěn)態(tài)CFD計(jì)算，分析不同扭曲角下的導(dǎo)葉對渦輪機(jī)效率的影響，分析結(jié)果見圖10。由圖10可以看出，在中等膨脹比和大膨脹比工況時(shí)，渦輪機(jī)效率變動(dòng)比較明顯，導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲時(shí)渦輪機(jī)效率先增加后減小，在扭曲角不超過4°（TA2和TA4方案）時(shí)，渦輪效率提升，TA4方案相比原型機(jī)效率最多提高了3.4%；當(dāng)扭曲角超過4°時(shí)，渦輪效率迅速降低；在扭曲角為8°（TA8方案）時(shí)，渦輪效率降幅達(dá)到3.2%。導(dǎo)葉逆時(shí)針扭曲時(shí)，渦輪機(jī)效率呈線性下降趨勢，在扭曲角為－4°時(shí)，渦輪機(jī)降幅達(dá)到4.7%。而在小膨脹比工況下，并不存在明顯的效率隨導(dǎo)葉扭曲角變化的有規(guī)律的趨勢。

基于上述結(jié)論，本研究分別以中等膨脹比工況下TA－4，TA0，TA4和TA8方案為例，分析扭曲導(dǎo)葉對渦輪內(nèi)部流場的影響。

圖11示出原型導(dǎo)葉和扭曲導(dǎo)葉模型分別在50%葉高處的熵分布圖。由圖11可以看出，在渦輪葉片中部和尾緣位置出現(xiàn)了高熵區(qū)。從總體熵增分布情況來看，隨著導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲，渦輪通道中部（位置a）的靜熵變大，對渦輪效率起到消極影響，而葉片尾緣處（位置b）的靜熵減小，有利于渦輪效率的提高。產(chǎn)生該現(xiàn)象的主要原因是導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲使經(jīng)過噴嘴環(huán)的氣流加速，加速后的氣流在彎曲的渦輪流道中出現(xiàn)更大的速度梯度，加劇了流動(dòng)分離，從而使通道渦強(qiáng)度增強(qiáng)。

同時(shí)，導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲后，高壓氣流同時(shí)影響渦輪葉片兩側(cè)，減小了渦輪葉片壓力面與吸力面之間的壓差。如圖12所示，渦輪葉片兩側(cè)靜壓差隨著導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲而減小。較小的葉片兩側(cè)靜壓差減弱了輪背和尾緣葉頂間隙泄漏渦，降低了通道渦與間隙渦的干涉作用，所以由圖11可以看出渦輪葉片尾緣處湍流強(qiáng)度逐漸降低。當(dāng)導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲角較小時(shí)，渦輪通道渦變化不大而葉片尾緣湍流強(qiáng)度明顯減小，因此在較小的導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲角下渦輪效率提升，當(dāng)導(dǎo)葉扭曲角超過4°后，渦輪通道渦對效率的影響起主要作用，渦輪效率開始降低。

反之，當(dāng)導(dǎo)葉逆時(shí)針扭曲后，由于導(dǎo)葉尾緣與渦輪葉片前緣的距離減小，加劇了兩者之間的干涉作用，渦輪葉片兩側(cè)壓差增大（見圖12），輪背和尾緣葉頂間隙泄漏渦強(qiáng)度增加，所以圖11中葉片尾緣處（位置b）處靜熵增大。雖然導(dǎo)葉逆時(shí)針扭曲后氣流速度減小有利于渦輪通道渦減弱，但是間隙渦對效率影響起主要作用，效率迅速降低。

大膨脹比工況下，渦輪內(nèi)部流場的渦系強(qiáng)度變化更加劇烈，導(dǎo)致渦輪效率的變動(dòng)較大，而小膨脹比工況下，渦系強(qiáng)度變化幅度相對較小，渦輪效率的變化不大。

2.3 流場特性

圖13示出導(dǎo)葉出口總壓分布情況。由圖13可以看出，與原型導(dǎo)葉的尾跡對比，扭曲導(dǎo)葉作用范圍發(fā)生較為明顯的變化。在原型導(dǎo)葉（TA0）中，由尾跡形成的低壓區(qū)垂直貫穿整個(gè)導(dǎo)葉出口截面，而在順時(shí)針扭曲導(dǎo)葉模型中，尾跡呈傾斜狀，且低壓區(qū)范圍明顯收窄，這表明順時(shí)針扭曲導(dǎo)葉減小了導(dǎo)葉出口位置的總壓損失。

同時(shí)，導(dǎo)葉尾跡傾斜后，渦輪葉片入口根部要比葉片入口頂部更早與尾跡干涉，葉片在整個(gè)葉高范圍所受的氣動(dòng)力存在相位差，從而減小同一時(shí)刻作用在渦輪葉片前緣處的氣動(dòng)力，因此，順時(shí)針扭曲導(dǎo)葉可以弱化尾跡干涉的程度。逆時(shí)針扭曲導(dǎo)葉由于加劇了導(dǎo)葉與渦輪前緣之間的干涉，尾跡傾斜的作用被抵消，低壓區(qū)范圍沒有明顯減小。

圖14示出不同方案下，渦輪葉片接近導(dǎo)葉時(shí)葉片前緣區(qū)域的靜壓分布，葉片吸力面的靜壓高于壓力面。在壓力梯度的作用下，間隙泄漏流從壓力面流向吸力面，并與主流通道渦發(fā)生干涉作用產(chǎn)生壓力波動(dòng)。可以看到，葉根位置的泄漏流明顯強(qiáng)于葉頂處，應(yīng)該會(huì)在吸力面葉片前緣葉根處形成高激振區(qū)。導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲后，葉片兩側(cè)靜壓差減?。ㄅc圖12一致），間隙泄漏流逐漸減弱，有利于提升渦輪葉片可靠性；反之，導(dǎo)葉逆時(shí)針扭曲后，葉片兩側(cè)靜壓差增大，間隙泄漏渦增強(qiáng)，不利于渦輪葉片可靠性。

2.4 扭曲導(dǎo)葉對葉片激振的影響

通過非定常計(jì)算，對渦輪葉片的壓力波動(dòng)進(jìn)行分析。如圖15所示，渦輪葉片旋轉(zhuǎn)一周與導(dǎo)葉靜壓勢場發(fā)生多次干涉，葉片表面靜壓劇烈變化，葉片載荷發(fā)生周期性波動(dòng)。相比導(dǎo)葉原型，順時(shí)針扭曲導(dǎo)葉方案由于氣流被分散，靜壓分布變得更加均勻，逆時(shí)針扭曲導(dǎo)葉方案由于導(dǎo)葉與渦輪前緣的干涉作用增強(qiáng)，靜壓分布更加不均。

圖16示出7種導(dǎo)葉葉型方案下，葉片吸力面前緣50%葉高位置（監(jiān)測點(diǎn)）的靜壓值在葉片一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)的變化。可以看到，隨著導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲角的增加，監(jiān)測點(diǎn)壓力波動(dòng)幅值逐漸降低，但是TA8方案與TA4相比變動(dòng)不大，說明扭曲角達(dá)到4°后對流場的均化作用逐漸減弱。

根據(jù)計(jì)算獲得的非定常壓力數(shù)據(jù)，利用Matlab軟件對葉片表面所有壓力波動(dòng)進(jìn)行快速傅里葉變換，得到諧振條件下葉片表面激勵(lì)幅值分布，如圖17所示。

在葉片前緣葉根位置存在高激勵(lì)幅值區(qū)域，對比分析，該區(qū)域激勵(lì)幅值升高是由葉尖泄漏流動(dòng)引起的，且該處正好位于圖6模態(tài)分析所示的激振敏感區(qū)，也是高周疲勞失效的誘發(fā)區(qū)域。

采用不同的導(dǎo)葉扭曲方案后，得益于葉輪入口葉根間隙泄漏流減弱，該處激勵(lì)幅值迅速降低。綜合來看，TA4，TA6，TA8方案的葉片激勵(lì)幅值云圖的變化不大，這與圖16所示的測點(diǎn)靜壓波動(dòng)變化規(guī)律相一致。綜合考慮導(dǎo)葉扭曲對渦輪效率影響的因素，TA4方案中將導(dǎo)葉扭曲角設(shè)計(jì)為4°是較為合理的選擇。

基于氣動(dòng)激勵(lì)計(jì)算結(jié)果，對比TA0和TA4的導(dǎo)葉扭曲方案，其前緣葉根位置的激勵(lì)幅值變化如圖18所示。由圖18知，采用扭曲導(dǎo)葉后，在3階氣動(dòng)激勵(lì)處激勵(lì)幅值降低26.7%，同時(shí)其他激勵(lì)階次處導(dǎo)葉扭曲方案的激勵(lì)幅值也有不同程度的降低。采用諧響應(yīng)有限元法對3階氣動(dòng)激勵(lì)誘發(fā)的渦輪1階模態(tài)下的振動(dòng)應(yīng)力進(jìn)行計(jì)算分析，得到導(dǎo)葉扭曲角為0°和4°的模型渦輪振動(dòng)應(yīng)力分布圖，結(jié)果如圖19所示。

在1階振動(dòng)應(yīng)力下，TA0和TA4方案的最大振動(dòng)應(yīng)力出現(xiàn)在壓力面葉根靠近輪背位置，導(dǎo)葉原型TA0和扭曲導(dǎo)葉TA4方案的最大振動(dòng)應(yīng)力分別為129.5 MPa和46.5 MPa， TA4方案相比TA0原型降低了64%。

上述結(jié)論證明，可變截面增壓器采用了空間順時(shí)針扭曲導(dǎo)葉后，在導(dǎo)葉尾跡分散和葉片間隙泄漏流減小的共同作用下，可以大幅降低葉輪振動(dòng)應(yīng)力值。振動(dòng)應(yīng)力的大幅度降低，可以有效避免渦輪增壓器的渦輪葉片出現(xiàn)高周疲勞失效的故障。

3 結(jié)論

a） 在可變截面增壓器上，噴嘴導(dǎo)葉采用空間扭曲結(jié)構(gòu)對高壓氣流尾跡進(jìn)行傾斜分散，導(dǎo)葉順時(shí)針扭曲時(shí)可以弱化渦輪入口前緣與導(dǎo)葉之間的干涉效應(yīng)，使導(dǎo)葉出口位置流場更加均勻，降低渦輪入口前緣位置靜壓波動(dòng)幅值，導(dǎo)葉逆時(shí)針扭曲則會(huì)加劇二者之間的干涉；

b） 因?yàn)轫槙r(shí)針扭曲導(dǎo)葉尾緣與渦輪入口前緣相互交錯(cuò)，高壓氣流同時(shí)影響渦輪葉片兩側(cè)，葉片間隙泄漏流強(qiáng)度因兩側(cè)靜壓差減小而降低，入口前緣葉根處的高激勵(lì)區(qū)域變小，考慮到葉片模態(tài)特性，該處激勵(lì)弱化對降低渦輪葉片高周疲勞風(fēng)險(xiǎn)的作用較大；

c） 扭曲導(dǎo)葉設(shè)計(jì)在增強(qiáng)渦輪通道渦的同時(shí)減弱了輪背和尾緣葉頂間隙泄漏渦，導(dǎo)致渦輪效率隨著扭曲角的增加呈現(xiàn)先增加后減小的趨勢；綜合考慮導(dǎo)葉扭曲角對渦輪效率和激勵(lì)幅值的影響，確定了TA4方案（扭曲角度為4°）為最優(yōu)方案，其葉片最大振動(dòng)應(yīng)力降低了64%，同時(shí)保持渦輪效率略微提高。

參考文獻(xiàn)：

［1］ 崔璐，劉陽，王澎，等.渦輪增壓器葉片高低周疲勞壽命特性［J］．科學(xué)技術(shù)與工程，2022，22（5）：1887-1897．

［2］ 邢世凱，李聚霞，高建兵，等.可調(diào)向心渦輪非軸對稱流動(dòng)調(diào)控方法試驗(yàn)［J］．內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào)，2020，38（2）：185-191.

［3］ 劉貽雄，老大中，劉尹紅，等.氣流激勵(lì)下某向心渦輪的諧振響應(yīng)和高周疲勞研究［J］．北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2014，34（11）：1120-1124.

［4］ HU L，YANG C，SUN H，et al.Numerical analysis of nozzle clearances effect on turbine performance［J］．Chin J Mech Eng，2011，24（4）：618-625.

［5］ FENELEY A J，PESIRIDIS A，ANDWARI A M.Variable geometry turbocharger technologies for exhaust energy recovery and boosting：A Review［J］．Renewable and Sustainable Energy Reviews，2017，71：959-975.

［6］ KAWAKUBO T.Unsteady rotor-stator interaction of a radial-inflow turbine with variable nozzle vanes［C］//ASME Turbo Expo 2010：Power for Land，Sea，and Air.Glasgow：American Society of Mechanical Engineers，2010：2075-2084.

［7］ 趙奔，馬朝臣，胡良軍，等.導(dǎo)葉間隙不確定性對可調(diào)向心渦輪影響數(shù)值研究［J］．推進(jìn)技術(shù)，2014，35（4）：492-498.

［8］ 劉尹紅，楊策，劉貽雄，等.脈沖進(jìn)氣條件下可調(diào)向心渦輪內(nèi)部流場數(shù)值研究［J］．推進(jìn)技術(shù)，2015，36（7）：1013-1019.

［9］ 劉恒.VNT導(dǎo)流葉片尾緣激波調(diào)制方法研究［D］．北京：北京理工大學(xué)，2015.

［10］ LEI X G，QI M X，SUN H，et al.Investigation on the shock control using grooved surface in a linear turbine nozzle［J］．Journal of Turbomachinery，2017，139（12）：121008.

［11］ ZHAO B，SHI X，SUN H，et al.Effects of grooved vanes on shock wave and forced response in a turbocharger turbine［J］．International Journal of Engine Research，2021，22（3）：805-814.

［12］ 陶春德，王濱，霍東晨，等.耦合進(jìn)排氣殼的增壓器渦輪流動(dòng)干擾及激振力弱化研究［J］．推進(jìn)技術(shù)，2022，43（10）：451-462.

［13］ NETZHAMMER S，VOGT D M，KRAETSCHMER S，et al.Aerodynamic excitation analysis of radial turbine blades due to unsteady flow from vaneless turbine housings［C］//ASME Turbo Expo 2017：Turbomachinery Technical Conference and Exposition.Charlotte：American Society of Mechanical Engineers，2017，50930：V07BT36A015.

［14］ 李延昭，于效順，馬敏，等.蝸殼喉口射流對徑流渦輪葉片激振力的影響與抑制［J］．內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào)，2024，42（4）：367-375.

［15］ KITSON S T，CLAY D C，BMW D H，et al.Improving analysis capability in order to reduce turbine HCF［C］//8th International Conferenee on Turbochargers and Turbocharging.London：［s.n.］，2006：261-271.

［16］ 黃智，馬朝臣.傾斜葉片前緣對渦輪強(qiáng)迫振動(dòng)的影響研究［J］．車用發(fā)動(dòng)機(jī)，2023（3）：22-34.

［17］ 房桐毅，李琦，劉淑華，等.渦輪增壓器氣動(dòng)軸向力的數(shù)值計(jì)算［J］．車用發(fā)動(dòng)機(jī)，2022（4）：63-68.

［18］ 朱自強(qiáng)，李津，張正科，等.計(jì)算流體力學(xué)中的網(wǎng)格生成方法及其應(yīng)用［J］．航空學(xué)報(bào)，1998，19（2）：152-158.

Influence of Twisted Nozzle Vane of VNT on Turbine Blade Excitation

LI Yanzhao1，YU Xiaoshun1，LIU Zhen2，LI Guosheng1，SONG Lihua1

（1.School of Intelligent Manufacturing，Weifang University of Science and Technology，Shouguang 262700，China;

2.Key Laboratory of Internal Combustion Engine Turbocharging System，China Machinery Industry Federation，Shouguang 262718，China）

Abstract： Turbine blade high-cycle fatigue（HCF） limits the service life of turbochargers， which is particularly obvious in variable nozzle turbochargers. Aiming at the problem that the VNT radial turbine of a 0.6 L two-stroke gasoline engine turbocharger is prone to HCF failure during operation， a twisted nozzle vane blade type was designed and the effect of twisted nozzle vane on the turbine flow field and blade excitation was studied by using numerical simulation. The results show that the clockwise twisted nozzle vane can reduce the interference effect between the nozzle guide vane outlet and the leading edge of the turbine blade and the counterclockwise twisted nozzle vane will enhance the interference effect. Compared with the original symmetric vane， the high-temperature and high-pressure gas flow into turbocharger is inclined after passing through the clockwise twisted vane， the gas flow excitation force is dispersed， and hence the effect on the leading edge of downstream turbine blades weakens. At the same time， due to the reduction of the pressure gradient in the turbine blade clearance， the intensity of clearance leakage flow decreases， and the excitation amplitude in the high excitation region of the blade also decreases. The study comprehensively considers the changing trends of turbine efficiency and blade excitation force， and determines that the nozzle vane twist angle of 4° is the most reasonable. The optimal solution reduces the maximum vibrational stress of blades by 64% without affecting turbine performance.

Key words： variable geometry turbocharger;turbine blade;vibration;unsteady flow;pressure fluctuation

［編輯： 袁曉燕］

基金項(xiàng)目： 濰坊市科技發(fā)展計(jì)劃（2024GX035）資助項(xiàng)目；壽光市科技發(fā)展計(jì)劃（2021JH11）資助項(xiàng)目

作者簡介： 李延昭（1979—），男，教授，正高級工程師，主要研究方向?yàn)閮?nèi)燃機(jī)增壓技術(shù)；liyanzhao@wfust.edu.cn。