超音進(jìn)氣渦輪初步性能計(jì)分析

摘要本文首先對高超音進(jìn)氣的渦輪的課題研究的目的、意義及課題研究的方法作了介紹;然后將課題模擬計(jì)算的結(jié)果作出了分析，得到了在相同的渦輪轉(zhuǎn)速下隨葉型尖楔角的增大葉片所受的切向力增大、渦輪所發(fā)出的功率增大、氣流總壓恢復(fù)系數(shù)減小、氣流轉(zhuǎn)角增大以及在相同的尖楔角下隨渦輪轉(zhuǎn)速的提高氣流參數(shù)變化的規(guī)律。

關(guān)鍵詞超音速渦輪 數(shù)值仿真計(jì)算 激波 功率

中圖分類號:V23文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A

0 引言

(1)課題研究的內(nèi)容、目的及意義:本文研究方向的研究內(nèi)容是根據(jù)不同飛行條件下渦輪輸出功率要求，設(shè)計(jì)出相應(yīng)的渦輪葉片，運(yùn)用流體力學(xué)和空氣動力學(xué)的知識分析渦輪葉柵的氣動特性。在超音速及高超音速飛行時(shí)，渦輪的運(yùn)轉(zhuǎn)依靠渦輪前進(jìn)氣結(jié)構(gòu)的作用在渦輪葉片的腹背部形成不同強(qiáng)度的激波(也有可能在一側(cè)產(chǎn)生膨脹波)形成壓力差，從而推動渦輪運(yùn)轉(zhuǎn)。在計(jì)算機(jī)仿真和數(shù)值模擬技術(shù)較為成熟的今天，高超音進(jìn)氣沖壓空氣渦輪的氣動模擬是可以實(shí)現(xiàn)的，可以采用商用流場計(jì)算軟件Fluent分析渦輪葉柵和三維葉片通道內(nèi)流場和性能特點(diǎn)。此部分的研究對于民用及軍用都具有十分重要的意義。

(2)課題研究的方法:利用空氣動力學(xué)的原理分析高超音速下流體流動的特性及高超音速飛行時(shí)渦輪的工作特性，完成高超音速進(jìn)氣時(shí)渦輪的葉柵設(shè)計(jì)。在渦輪葉柵的設(shè)計(jì)工作完成之后主要是利用現(xiàn)在廣泛使用的商用流場計(jì)算軟件Fluent對研究對象進(jìn)行流場模擬計(jì)算及數(shù)值模擬，完成渦輪葉柵的流場計(jì)算分析，數(shù)據(jù)處理。最后同樣利用空氣動力學(xué)及葉輪機(jī)原理的知識對計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析并且得出有關(guān)的結(jié)論。

1 超音進(jìn)氣渦輪葉柵的流場計(jì)算及分析

1.1 超音進(jìn)氣渦輪葉柵及流場參數(shù)確定

根據(jù)高超音速進(jìn)氣渦輪的原理，渦輪葉柵設(shè)計(jì)成尖楔形的葉片，便于在葉片的上下兩側(cè)形成斜激波。所以在課題研究時(shí)主要設(shè)計(jì)了寬度為20mm，尖楔角分別為5度、10度、15度及20度的葉片，葉片的安裝在葉型下葉面與水平方向成10度的位置上。葉柵平面處在平均半徑為50mm的圓周平面上，柵距為30mm。從整體上看，課題研究的高超音速渦輪是安裝在錐頂角為20度的圓錐體的后端構(gòu)成彈體的頭部的。葉型及葉柵結(jié)構(gòu)如圖(1)所示。

由于數(shù)值仿真計(jì)算的特殊性，假設(shè)課題研究的高超音速渦輪工作在飛行馬赫數(shù)為4，飛行高度為25公里的超音速飛行狀態(tài)下。所以根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣參數(shù)表可以得出當(dāng)?shù)卮髿獾撵o溫為221.5 k，靜壓為2549.2 pa，當(dāng)?shù)匾羲贋?98.4 m/s。由以上的數(shù)據(jù)可以容易的得出當(dāng)?shù)卮髿獾目倻亍⒖倝杭皻饬鞯慕^對速度。但是在葉柵通道的入口處氣流的各項(xiàng)參數(shù)由于前部圓錐體的作用發(fā)生了變化。因?yàn)樵诔羲贇饬髁鬟^圓錐體時(shí)產(chǎn)生了圓錐面型的斜激波，當(dāng)氣流經(jīng)過斜激波時(shí)速度減小了。通過對斜激波前后的氣流參數(shù)進(jìn)行計(jì)算得到了兩個(gè)解，其中較小的斜激波角對應(yīng)的是弱激波解，大的則為強(qiáng)激波解。這里選擇弱激波解得到激波后氣流的馬赫數(shù)為3.287，根據(jù)這個(gè)馬赫數(shù)及當(dāng)?shù)氐拇髿獾撵o溫、靜壓和當(dāng)?shù)貧饬鞯囊羲倏梢杂?jì)算得到零轉(zhuǎn)速時(shí)渦輪葉柵進(jìn)口的氣流總溫為700.1336 k，總壓為143129.4354 pa，氣流絕對速度為980.8408 m/s。

圖1數(shù)值仿真計(jì)算模型結(jié)構(gòu)

1.2 數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果分析

根據(jù)對不同的葉型尖楔角，不同的渦輪轉(zhuǎn)速從計(jì)算結(jié)果中可以分析出渦輪葉片所受的切向力、繞流葉型的氣流轉(zhuǎn)角、計(jì)算區(qū)域進(jìn)出口的總壓恢復(fù)系數(shù)及渦輪發(fā)出的功率等信息。

1.2.1 渦輪葉片受的切向力

根據(jù)之前提出的高超音速渦輪的工作原理可知，在超音速及高超音速飛行時(shí)，渦輪葉片兩側(cè)會在葉型尖楔角的影響下產(chǎn)生兩強(qiáng)度不同的激波或者在一側(cè)產(chǎn)生激波，在另一側(cè)產(chǎn)生膨脹波。由于這種波系的存在，氣流在通過葉片兩側(cè)的激波或膨脹波時(shí)總壓會發(fā)生改變，氣流的速度也會有明顯的改變。這樣便會在葉型的上下兩側(cè)產(chǎn)生較大的壓力差，進(jìn)而在葉片表面產(chǎn)生沿渦輪圓周切向的切向力。

圖2渦輪轉(zhuǎn)速與葉片切向力

如圖(2)所示的渦輪轉(zhuǎn)速-切向力圖可知，圖上所示出的四條曲線，表示在不同的葉型尖楔角的情況下，渦輪轉(zhuǎn)速與葉片切向力的關(guān)系。在同一轉(zhuǎn)速下渦輪葉片所受的切向力隨葉型尖楔角的增大而增大。這主要是因?yàn)椋~型尖楔角的角平分線與渦輪葉柵進(jìn)口的氣流方向的夾角越大，在葉型兩側(cè)所引起的波系強(qiáng)度的差別就越大，從而葉片所受的切向力也就越大。在同一個(gè)葉型尖楔角下，隨著渦輪轉(zhuǎn)速的提高，計(jì)算流場進(jìn)口的氣流絕對速度與水平方向的夾角不斷增大;當(dāng)其方向與葉型尖楔角的角平分線的夾角相同時(shí)，在葉型兩側(cè)所產(chǎn)生的激波強(qiáng)度基本相同，所以葉片所受的切向力幾乎為零;當(dāng)渦輪的轉(zhuǎn)速繼續(xù)增加時(shí)，計(jì)算流場進(jìn)口的氣流絕對速度與水平方向的夾角將會大于葉型尖楔角的角平分線與水平方向的夾角，這時(shí)渦輪葉片所受的切向力將反向。

通過對彎曲渦輪葉型的流場的計(jì)算，我們發(fā)現(xiàn)，在葉型尖楔角相同、渦輪轉(zhuǎn)速相同的時(shí)候，葉片向下彎曲的葉型所受的葉片切向力要小于平直葉片所受的切向力，相反的，葉片向上彎曲時(shí)的葉型所受的葉片切向力則大于平直葉片所受的切向力。這是因?yàn)槿~片向下彎曲時(shí)，葉片的彎度是連續(xù)變化的，氣流在繞流渦輪葉片時(shí)將產(chǎn)生一系列的波系，但是這一系列的波系的強(qiáng)度是逐漸減弱的，在彎度變化較大的葉型中，波系的強(qiáng)度下降的較為嚴(yán)重，這便使得向下彎曲的葉型兩側(cè)的壓力差嚴(yán)重下降，導(dǎo)致葉片所受的切向力減小。

1.2.2 計(jì)算區(qū)域進(jìn)出口氣流折轉(zhuǎn)角的變化

進(jìn)出口氣流折轉(zhuǎn)角的變化如圖(3)所示。

繞流渦輪葉型的氣流在葉片的上下兩側(cè)產(chǎn)生的激波(或膨脹波)的強(qiáng)度不同，在氣流通過激波(或膨脹波)波面時(shí)，氣流的轉(zhuǎn)角是不同的。在相同的渦輪轉(zhuǎn)速下，隨著葉型尖楔角的增加，繞流葉型的氣流在葉片上產(chǎn)生的波系的強(qiáng)度差別增大，氣流轉(zhuǎn)角增大;在相同的葉型尖楔角下，隨著渦輪轉(zhuǎn)速的增加，繞流葉型的氣流在葉片上產(chǎn)生的激波的強(qiáng)度減小，氣流轉(zhuǎn)角減小。作為比較，當(dāng)氣流經(jīng)過彎曲葉型時(shí)，由于激波(或膨脹波)的強(qiáng)度是連續(xù)變化的。所以在相同的葉型尖楔角、相同的渦輪轉(zhuǎn)速下，由于葉型兩側(cè)的激波強(qiáng)度的下降繞流向下彎曲的渦輪葉型的氣流轉(zhuǎn)角小于平直葉型的氣流轉(zhuǎn)角;而由于激波強(qiáng)度的連續(xù)增強(qiáng)繞流向上彎曲的渦輪葉型的氣流轉(zhuǎn)角要大于平直葉型的氣流轉(zhuǎn)角。

1.2.3 計(jì)算區(qū)域及出口總壓恢復(fù)系數(shù)的變化

在數(shù)值仿真計(jì)算中，計(jì)算區(qū)域的進(jìn)出口的總壓恢復(fù)系數(shù)反映了流場中氣流的壓力損失大小，從而反映出氣流對葉片的做功能力。這一點(diǎn)從渦輪葉片所受的切向力中也可以看出。

從數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果來看，在相同的葉型尖楔角下，隨著渦輪轉(zhuǎn)速的不斷提高，進(jìn)出口氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)是不斷提高的，這是由于當(dāng)渦輪轉(zhuǎn)速增加時(shí)繞流氣流在葉型兩側(cè)所形成的激波的強(qiáng)度下降，氣流通過激波時(shí)的壓力損失減小。這樣流場進(jìn)出口的氣流總壓恢復(fù)系數(shù)就提高了，這也說明，氣流對渦輪葉片的做功能力減小了，所以渦輪葉型所受的切向力下降了。當(dāng)渦輪的轉(zhuǎn)速上升到某一值，計(jì)算流場進(jìn)口的氣流絕對速度與水平方向的夾角幾乎等于葉型角平分線與水平方向的夾角，葉型兩側(cè)的激波強(qiáng)度相等，并且激波的強(qiáng)度最小，此時(shí)氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到最大值，之后又由于葉型兩側(cè)激波的強(qiáng)度差，氣流的總壓損失等，流場進(jìn)出口的氣流總壓恢復(fù)系數(shù)開始減小。在相同的渦輪轉(zhuǎn)速下，隨著渦輪葉型尖楔角的增大，流場進(jìn)出口的氣流總壓恢復(fù)系數(shù)減小。這樣的變化規(guī)律也同樣是因?yàn)樵谙嗤臏u輪轉(zhuǎn)速下，隨著葉型尖楔角的增大，氣流繞流渦輪葉型時(shí)在葉型兩側(cè)所產(chǎn)生的激波的強(qiáng)度逐漸增大的原因。這樣就使得在相同的渦輪轉(zhuǎn)速下，隨著葉型尖楔角的增大，渦輪葉型所受的切向力逐漸增大。上述變化規(guī)律如圖(4)所示。

作為比較，從彎曲葉型的數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果可以看出，對于葉型尖楔角相同，在同一轉(zhuǎn)速下，繞流向下彎曲的葉型所引起的氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)要大于相同情況下繞流平直葉型所引起的氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)，而繞流向上彎曲的葉型所引起的氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)要小于相同情況下繞流平直葉型所引起的氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)。主要原因與在分析葉型所受的切向力時(shí)的主要原因相同，都是跟彎曲葉型所引起的連續(xù)的激波系的強(qiáng)度相關(guān)，只是當(dāng)激波的強(qiáng)度越強(qiáng)則氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)越小。

圖3渦輪轉(zhuǎn)速與氣流轉(zhuǎn)角變化圖

圖4渦輪轉(zhuǎn)速與流場氣流總壓恢復(fù)系數(shù)圖

2 結(jié)論

高超音速進(jìn)氣渦輪的葉型尖楔角的變化使得在相同轉(zhuǎn)速下，渦輪葉片所受的切向力、氣流轉(zhuǎn)角、氣流總壓恢復(fù)系數(shù)發(fā)生變化。在同一渦輪轉(zhuǎn)速下，渦輪葉型尖楔角增大，渦輪葉片所受的切向力增大，計(jì)算流場中繞流葉型的氣流轉(zhuǎn)角增大，而氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)減小。

高超音速進(jìn)氣渦輪的轉(zhuǎn)速的變化使得在相同的渦輪葉型尖楔角下，渦輪葉片所受的切向力、氣流轉(zhuǎn)角、氣流總壓恢復(fù)系數(shù)發(fā)生變化。在相同的渦輪尖楔角下，隨著渦輪轉(zhuǎn)速的增加，渦輪葉片所受的切向力減小，計(jì)算流場中繞流葉型的氣流轉(zhuǎn)角減小，而氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)增大。

高超音速進(jìn)氣渦輪的葉型在葉型尖楔角相同，渦輪轉(zhuǎn)速相同，而葉型彎曲程度不同下，渦輪葉片所受的切向力、氣流轉(zhuǎn)角、氣流總壓恢復(fù)系數(shù)發(fā)生變化。在葉型尖楔角相同，渦輪轉(zhuǎn)速相同下，葉型向下彎曲時(shí)，渦輪葉片所受的切向力減小，計(jì)算流場中繞流葉型的氣流轉(zhuǎn)角減小，而氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)增大;葉型向上彎曲時(shí)，渦輪葉片所受的切向力增大，計(jì)算流場中繞流葉型的氣流轉(zhuǎn)角增大，而氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)減小。

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