陳 云，王 雷，馬廣健

(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015)

1 引言

高壓渦輪性能直接決定著航空發(fā)動機的推力、耗油率以及工作可靠性。隨著發(fā)動機總增壓比的逐步增大，對高壓渦輪功率水平的要求也不斷提高。為實現(xiàn)更高的功率輸出，提高渦輪膨脹比成為最有效的一種手段。

提高渦輪膨脹比最突出的問題是，渦輪葉柵內(nèi)馬赫數(shù)提高，跨聲速流動導(dǎo)致的激波損失增加，使得渦輪效率明顯下降[1]。對此，國外開展了相關(guān)研究。如Sieverding等對跨聲速渦輪葉柵內(nèi)復(fù)雜流動進(jìn)行分析，建立了超聲速渦輪葉柵尾緣波系結(jié)構(gòu)及激波與吸力面邊界層相互作用的理論模型[2]。VKI實驗室對出口馬赫數(shù)約1.0的跨聲速高壓渦輪導(dǎo)向葉片葉型設(shè)計進(jìn)行了研究，通過優(yōu)化設(shè)計技術(shù)對葉背型線進(jìn)行優(yōu)化，降低了葉柵內(nèi)的激波損失，但其研究的高壓渦輪葉柵出口馬赫數(shù)水平相對較低，葉柵內(nèi)激波強度較弱[3]。美國UEET計劃中針對提高單級跨聲速高壓渦輪功率及效率開展了研究，提出在TECH56單級高壓跨聲速渦輪基礎(chǔ)上提高33%的負(fù)荷水平，實現(xiàn)單級膨脹比5.5的高壓渦輪設(shè)計目標(biāo)[4]。在跨聲速渦輪設(shè)計方面，國外公開發(fā)表的研究報告相對較少，且只給出了一些大致研究方案介紹，并無具體設(shè)計方法說明。

筆者通過對國外高壓渦輪先進(jìn)設(shè)計技術(shù)[5-18]的追蹤和研究發(fā)現(xiàn)，要突破高負(fù)荷跨聲速高壓渦輪氣動設(shè)計難題，需要在渦輪負(fù)荷匹配、高負(fù)荷跨聲速渦輪葉型設(shè)計、精細(xì)流動損失控制等方面開展深入研究。為此，本文重點針對高負(fù)荷跨聲速渦輪葉型設(shè)計開展了研究，提出一種全新的跨聲速渦輪葉型設(shè)計技術(shù)。通過合理控制跨聲速渦輪葉型葉背曲率，在馬赫數(shù)較低的區(qū)域采用大曲率設(shè)計，使亞聲速氣流快速膨脹加速，增加渦輪葉型氣動負(fù)荷。在靠進(jìn)喉部區(qū)域，通過控制葉型曲率，構(gòu)造一組壓縮波降低內(nèi)尾波前馬赫數(shù)(預(yù)壓縮設(shè)計方法)，從而降低跨聲速渦輪內(nèi)尾波及其反射波的強度，實現(xiàn)了多跨聲速渦輪葉柵內(nèi)流動的合流組織。

2 設(shè)計方法研究

跨聲速渦輪葉柵內(nèi)的激波損失是高壓渦輪的一個主要損失，降低該損失是葉型設(shè)計中需重點研究的內(nèi)容。式(1)和式(2)分別給出了激波損失系數(shù)及激波前后壓力變化關(guān)系。

式中：T為溫度，Δs為熵增，Δh為焓降，R為氣體常數(shù)，p為激波前靜壓，Δp為激波靜壓升，γ為比熱比，Ma1為來流馬赫數(shù)，β為氣流來流方向與激波的夾角，δ為氣流經(jīng)過激波后的轉(zhuǎn)折角。由公式可知，激波壓縮過程的損失系數(shù)與來流馬赫數(shù)的4次方成正比。所以對于高負(fù)荷跨聲速渦輪葉型設(shè)計，降低激波損失的關(guān)鍵是降低激波前馬赫數(shù)。根據(jù)這一原則，再結(jié)合對不同高壓渦輪的詳細(xì)計算分析和對國外文獻(xiàn)的研究及大量的摸索設(shè)計，提出了高負(fù)荷跨聲速高壓渦輪葉型設(shè)計控制激波損失的方法。

對于高壓渦輪導(dǎo)葉，其葉柵喉部前的葉型通過增加葉背前部曲率，使亞聲速氣體在較短距離內(nèi)加速到超聲速。這種設(shè)計有利于縮短葉片軸向?qū)挾然驕p少葉片數(shù)，同時增加喉部后擴散段相對長度。在喉部處通過控制葉背曲率，適當(dāng)減弱喉部區(qū)域超聲速氣體的加速，以降低葉柵內(nèi)尾波前馬赫數(shù)，減弱激波強度。葉柵喉部后擴散段，通過優(yōu)化葉型安裝角、出口構(gòu)造角及尾緣彎折角，控制擴散段葉柵槽道面積比，實現(xiàn)超聲速氣體均勻加速。圖1給出了全新構(gòu)建的跨聲速高壓渦輪導(dǎo)葉與常規(guī)導(dǎo)葉葉柵通道內(nèi)流動組織結(jié)構(gòu)的對比。

圖1 導(dǎo)葉葉柵通道內(nèi)的流動組織Fig.1 Flow structure in the nozzle cascade passage

高壓渦輪動葉葉型設(shè)計的關(guān)鍵是提高葉盆葉背壓差，壓差越大葉型的負(fù)荷越高。對于跨聲速高壓渦輪，氣體進(jìn)入葉柵后在葉背處快速加速降低葉背壓力，有利于提高葉型負(fù)荷水平，所以同樣可采用增加葉型葉背前部曲率的設(shè)計方法。在葉柵前部快速加速后的氣體馬赫數(shù)較高，為避免由此產(chǎn)生較大的激波損失，必須采取有效措施對其控制。研究國外文獻(xiàn)發(fā)現(xiàn)，在葉柵設(shè)計中通過控制葉柵喉部處葉背型線曲率，使葉柵通道內(nèi)的氣體在內(nèi)尾波前形成一組壓縮波，與葉柵尾緣處的膨脹波相互作用，可減弱氣體通過尾緣膨脹波加速，并降低內(nèi)尾波前馬赫數(shù)，進(jìn)而減弱內(nèi)尾波及其反射波的強度。這種預(yù)壓縮設(shè)計思想不僅可提高葉柵負(fù)荷水平，還可降低激波強度。圖2給出了按上述思路全新構(gòu)建的跨聲速動葉與常規(guī)動葉葉柵通道內(nèi)流動組織結(jié)構(gòu)的對比。

圖2 動葉葉柵通道內(nèi)流動組織Fig.2 Flow structure design in the blade cascade passage

綜上所述，高負(fù)荷跨聲速渦輪葉型設(shè)計方法可歸納為：①增加葉型葉背前部曲率，縮短軸向?qū)挾?，提高葉型負(fù)荷；②減弱導(dǎo)葉喉部處氣體加速，控制氣體在擴散段內(nèi)均勻膨脹；③動葉喉部處采用預(yù)壓縮設(shè)計，減弱內(nèi)尾波及外尾波強度。

3 設(shè)計方法應(yīng)用研究及對比分析

利用上述設(shè)計方法對某跨聲速高壓渦輪氣動設(shè)計進(jìn)行了改進(jìn)。改進(jìn)設(shè)計保持原高壓渦輪子午流道及轉(zhuǎn)子葉片數(shù)不變，重新設(shè)計葉型，其中導(dǎo)、動葉軸向間距保持不變。數(shù)值計算采用Numeca軟件進(jìn)行，轉(zhuǎn)、靜子交界采用無反射的混合面模型。圖3～圖5分別為改進(jìn)前后葉中截面葉型示意圖、馬赫數(shù)云圖及葉型表面等熵馬赫數(shù)分布對比圖。

圖3 高壓渦輪葉中截面葉型示意圖Fig.3 Profile contrast of high pressure turbine mid-span airfoil

圖4 高壓渦輪葉中截面馬赫數(shù)云圖Fig.4 Mach number contours of high pressure turbine mid-span airfoil

改進(jìn)后高壓渦輪導(dǎo)葉采用大圓頭設(shè)計，增大葉型葉背喉部前的曲率；葉柵采用收斂葉柵槽道設(shè)計，喉部位置更加靠前，增加喉部后擴散段的長度；擴散段內(nèi)，葉背采用接近直線的小曲率型線設(shè)計。與原方案相比，改進(jìn)后導(dǎo)葉軸向?qū)挾瓤s短18%，葉片數(shù)減少17%。同時，喉部后擴散段優(yōu)化設(shè)計后使得葉柵內(nèi)流動更加均勻，葉柵外尾波強度也得到降低。

動葉葉型通過增大葉型葉背喉部前的曲率，使得氣體進(jìn)入葉柵后快速膨脹；葉柵采用收擴槽道設(shè)計，在喉部處通過葉型幾何參數(shù)及型線曲率控制，構(gòu)造出一組壓縮波，實現(xiàn)對超聲速氣體的預(yù)壓縮。從圖6給出的高壓渦輪動葉葉柵內(nèi)波系結(jié)構(gòu)對比可看出：原方案葉柵通道內(nèi)靠近葉背的超聲速氣體經(jīng)尾緣膨脹波及反射膨脹波兩組波加速，之后經(jīng)過內(nèi)尾波減速，斜激波后氣體經(jīng)過反射膨脹波繼續(xù)加速，經(jīng)過反射斜激波減速。由于氣體馬赫速較高，使得葉柵出口形成一道強度較強的外尾波，并與反射激波及反射膨脹波相交，在葉柵出口形成一道正激波貫穿通道。改進(jìn)方案采用預(yù)壓縮設(shè)計后，在葉型喉部處構(gòu)造出的一組壓縮波與尾緣膨脹波相互作用，減弱了膨脹波強度，使得反射膨脹波強度減弱，并降低了內(nèi)尾波前馬赫數(shù)，導(dǎo)致內(nèi)尾波強度減弱。最終使得反射膨脹波及反射激波的強度都大幅降低，同時外尾波也明顯減弱。圖7、圖8給出了改進(jìn)方案和原方案導(dǎo)葉、動葉葉中截面熵分布云圖。對比可知，改進(jìn)方案葉柵內(nèi)因激波導(dǎo)致的熵增幅度降低。

圖5 葉型表面等熵馬赫數(shù)分布Fig.5 Isentropic Mach number distribution of blade surface

圖6 動葉葉柵內(nèi)波系結(jié)構(gòu)Fig.6 Wave system in the blade cascade

圖7 導(dǎo)葉熵云圖Fig.7 Nozzle entropy contours

圖8 動葉熵云圖Fig.8 Blade entropy contours

圖9 高壓渦輪總壓恢復(fù)系數(shù)對比區(qū)間Fig.9 Total pressure recovery coefficient contrast range of high pressure turbine

表1 高壓渦輪總壓恢復(fù)系數(shù)對比Table 1 Total pressure recovery coefficient contrast of high pressure turbine

表2 高壓渦輪葉柵內(nèi)馬赫數(shù)對比Table 2 Mach number contrast of high pressure turbine cascade

為進(jìn)一步分析高壓渦輪導(dǎo)葉、動葉葉柵內(nèi)損失，將葉柵通道內(nèi)的總壓損失分為葉柵進(jìn)口到尾緣及尾緣到出口兩部分(圖9)，分別對葉柵內(nèi)部及葉柵出口的損失進(jìn)行評估。表1、表2分別給出了改進(jìn)前后4個區(qū)間的總壓恢復(fù)系數(shù)和葉柵內(nèi)馬赫數(shù)對比。由表可知，因改進(jìn)方案保持子午流道不變，所以導(dǎo)葉、動葉葉柵出口馬赫數(shù)與原方案基本相同。但改進(jìn)后，導(dǎo)葉葉柵槽道內(nèi)靠近葉背表面處內(nèi)尾波前馬赫數(shù)由1.58降低到了1.40，且通過設(shè)計合理控制了葉柵通道內(nèi)超聲速流動，使得改進(jìn)方案1、2區(qū)間總壓恢復(fù)系數(shù)都有較大提高；動葉通過采用預(yù)壓縮設(shè)計，使得動葉葉柵槽道內(nèi)靠近葉背表面處內(nèi)尾波前馬赫數(shù)由1.52降低到了1.45，降低了葉柵內(nèi)反射激波及外尾波強度，消除了原方案葉柵出口處的正激波，使得區(qū)間4總壓恢復(fù)系數(shù)有了較大提高。通過改進(jìn)設(shè)計，高壓渦輪氣動效率提高了約1.5個百分點。

4 結(jié)論

通過開展低損失跨聲速渦輪葉型設(shè)計研究，主要得到以下結(jié)論：

(1)高壓渦輪膨脹比提高，渦輪葉柵內(nèi)馬赫數(shù)逐步增大，由此導(dǎo)致的激波損失為渦輪的一個主要損失。

(2)跨聲速渦輪葉型設(shè)計采用先進(jìn)的波系控制技術(shù)，能有效降低葉柵內(nèi)激波損失，對提高渦輪效率具有重要意義。

(3)研究提出的葉型設(shè)計方法應(yīng)用到高壓渦輪改進(jìn)設(shè)計中，實現(xiàn)了效率水平的提升，取得了較好效果。該方法也可應(yīng)用于類似的跨聲速軸流渦輪葉型設(shè)計。