緊湊式多功能低壓渦輪導向器設計

李劍白，賀進，唐洪飛，黃康才，曾軍，李曉明

緊湊式多功能低壓渦輪導向器設計

李劍白，賀進，唐洪飛，黃康才，曾軍，李曉明

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

在某渦扇發動機結構優化中，為滿足總體結構和機械系統的要求，采用了兼具支板功能的緊湊式低壓渦輪導向器設計方案。在完成常規渦輪設計的基礎上，通過子午流道設計和大葉片設計及數值仿真，對導向器內的流動進行了細致而有效的控制，并對其進行了三輪優化設計和流場分析。結果表明，該優化設計方案在滿足結構設計要求的同時保持了良好的氣動性能，具有明顯的先進性，并在發動機整機試驗中取得了良好效果，可推廣到其它發動機研制和改型設計中。

緊湊式低壓渦輪導向器；航空發動機；匹配性能；周向不均勻度；子午流道；葉片造型

1 引言

航空發動機的支撐方式多種多樣，僅就軸流渦扇發動機渦輪端的支撐位置而言，就有高、低壓渦輪級間支撐和低壓渦輪后支撐。其結構往往采用獨立的承力支柱或承力框架，在穿過主流道時需對其進行包絡，以降低對主流的損失、避免與高溫氣體直接接觸，而對支撐結構的包絡一般采用獨立支板來實現。支板可實現較大的厚度設計，除了能穿過承力系統外，還可穿過油管、氣管等零組件，這是常規渦輪葉片難以實現的。但支板的設計將大幅增加發動機的長度和重量，影響發動機轉子動力學性能。同時，由于支板數量較少且氣動通道往往為擴張通道，使得氣流容易分離，非設計工況下的性能較差。

緊湊式多功能低壓渦輪導向器，是在相同軸向位置交替放置大、小葉片，大葉片內通過各種管路和支撐件使其具有支板功能，且大、小葉片配合形成的收斂通道可保證良好的氣動性能，實現導向器功能。相對于獨立支板，這種結構緊湊、性能優越的低壓渦輪導向器的尺寸和重量大幅降低，具有明顯的先進性。文獻[1]將此類設計定義為過渡段支板軸向位置與導向器重疊設計，并對其流場細節進行了詳細評估，認為過渡段支板會增強渦系的徑向發展，同時容易產生不定數量的小渦系，需要對其流動進行精細控制。而Paniagua等[2，3]稱這種導向器為創新低壓渦輪導向器，其研究的導向器由16片大葉片和48片小葉片組成并置于高壓渦輪后，對該導向器的流動和換熱性能進行的詳細試驗與計算研究表明，大葉片對小葉片流場有較大影響，非設計工況下大葉片存在較大分離流動并影響相鄰葉片通道。

本文針對緊湊式多功能低壓渦輪導向器的特點，從工程應用角度，對某發動機緊湊式多功能低壓渦輪導向器設計方法進行了較為深入的探討，在滿足發動機結構要求的基礎上，對該導向器進行了全三維優化設計。

2 設計方法

緊湊式多功能低壓渦輪導向器中的大葉片作為承力框架和管路的整流罩，需滿足結構要求；作為低壓渦輪導向器的一部分，需滿足性能要求。在滿足結構要求前提下實現良好的氣動性能，具有較高的難度。首先，由于大葉片葉型較厚，破壞了小葉片渦輪葉柵氣動通道的良好收斂性，因此有效組織大、小葉片通道內氣流的流動，是保證渦輪導向器具有較高性能的關鍵。其次，由于相同軸向位置兩種葉片的存在，增加了導向器出口流場的周向不均勻性，一方面影響動葉的性能，另一方面會形成新的振動誘因，因此保證導向器出口流場周向盡量保持周期性也是設計難點之一。

設計方法分為常規渦輪設計與大葉片設計兩個階段。常規渦輪設計階段主要完成渦輪流道、動葉和導向器小葉片的設計，大葉片設計在常規渦輪(原型渦輪)設計的基礎上完成。本文重點介紹大葉片設計階段的方法。由于相同軸向位置異型葉片的存在，傳統的渦輪設計方法很難完成此類渦輪導向器的設計，因此充分利用已有的渦輪設計體系，建立了緊湊式多功能低壓渦輪導向器設計方法。該方法包括子午流道設計、大葉片造型設計和數值仿真三個方面。

2.1子午流道設計

采用流道設計軟件Mecroo[4]完成新流道設計，如圖1所示。為保證低壓渦輪導向器喉部尺寸，設計中盡可能保證葉片喉部的子午流道尺寸與原型一致，通過平移背景流道視圖(虛線)實現設計參考。從圖1可看出，該低壓渦輪導向器子午流道輪轂略擴，采用直線，輪緣具有較大擴張度。因此，在設計中主要對低壓渦輪導向器輪緣流道進行優化。采用Bezier曲線進行流道設計，曲線兩端分別與高、低壓渦輪轉子輪緣相切。

圖1 流道設計界面Fig.1 Flow path design interface

2.2大葉片造型設計

利用葉片設計軟件BladeDesign[5]進行葉片型線設計。采用三截面設計、拋物線規律進行葉片積疊。大葉片的設計首先要滿足插入承力框架的結構需求，因此對各截面葉型的最大厚度及最大厚度位置有嚴格要求。由于這種大葉片的兩側是不同的葉片，因此設計中不能采用傳統的渦輪葉柵設計方法，不能直接進行傳統意義的葉柵S1流面計算評估。

設計中利用BladeDesign背景葉柵的功能來判斷大葉片左右氣動通道的寬度分布。如圖2所示，大葉片壓力側型線與背景葉片(虛線葉型)吸力側型線對應組成一條氣動通道，大葉片吸力側型線與背景葉片壓力側型線對應組成另一條氣動通道。為保證導向器流通能力及導向器出口流場與原型一致，保證插入承力支柱，在大葉片設計中摸索出三點準則：①保證喉部尺寸與原型盡量一致；②葉片積疊保證各截面葉型尾緣與原型葉片相應截面葉型尾緣的位置盡量一致；③保證積疊葉片具有良好的包絡性，設計參數及型線具有規律性。從圖2和圖3可以看出，設計中很好地保證了上述三點準則。

圖2 葉型設計界面Fig.2 Airfoil profile design interface

圖3 葉片積疊界面Fig.3 Blade stack interface

2.3數值仿真

如前所述，對大葉片葉型的設計不能采用傳統的S1流面計算評估，考慮到低壓渦輪導向器具有較大的擴張度，流動具有強烈的三維特征，同時低壓渦輪導向器狀態與高壓渦輪和低壓轉子相關，因此采用全三維粘性CFD方法對高、低壓渦輪進行聯合計算，綜合評估插入大葉片后的高、低壓渦輪匹配性能和低壓渦輪轉、靜子匹配性能。

高壓渦輪轉、靜子和低壓渦輪轉子計算模型采用常規方法建模分網。低壓渦輪導向器共有27片葉片，其中3片為大葉片。為保證流場周期性，將3片大葉片均布，計算模型包含1片大葉片和8片小葉片。網格劃分采用CFX-TurboGrid12.0，流場計算采用CFX12.0。采用六面體網格，網格單元數1 214 706，壁面網格加密，保證y+＜10，如圖4所示。

圖4 計算模型網格Fig.4 Computational grids

計算邊界為高壓渦輪進口總壓、總溫、氣流角、湍流度和渦粘性比，低壓渦輪出口平均靜壓；葉片表面和上、下壁面無滑移；周期性邊界上強迫對應點上的所有物理量相等；級交界面采用stage方式。求解器均采用高分辨率差分格式、SST湍流模型，計算收斂精度設置為最大殘差不大于5×10-4。計算中考慮變物性的影響，粘性系數和導熱系數采用Sutherland法則計算。

3 優化設計分析

低壓渦輪導向器優化設計經歷了三輪(d1，d2，d3分別對應第一、第二和第三輪優化設計)。最初的設計方案(即第一輪優化設計，d1)為了便于控制最大厚度位置，采用前緣積疊，且前緣子午投影與軸向垂直(圖5、圖6)。輪緣子午流道從高壓渦輪動葉出口到低壓渦輪動葉進口采用漸擴方案(圖6)。評估結果表明，該方案高、低壓匹配關系發生了變化。從表1可看到，高壓渦輪膨脹比下降1.13%，低壓渦輪膨脹比增加1.09%，主要原因在于流道設計中減小了低壓渦輪導向器喉部面積。為避免此問題，在后續設計中盡可能保證低壓渦輪導向器喉部面積。

圖5 最初方案葉片設計結果Fig.5 Initial scheme

圖6 前兩輪流道設計對比Fig.6 Contrast of the flow path between the first two designs

表1 低壓渦輪導向器優化后高、低壓渦輪性能與原型性能的百分比差異%Table 1 Percentage difference of turbine performance between the three schemes and the original scheme

第二輪優化設計對流道和葉型均進行了優化設計。流道設計利用流道設計軟件中背景流道的功能，盡可能保證導向器喉部位置的流道尺寸與原型一致。從圖6中可看到第二輪優化設計與第一輪優化設計的差異，調整后的高、低壓渦輪的匹配與原型基本一致(表1)。葉片設計中，采用葉片前緣與流道正交設計以改善端壁二次流動的影響，同時優化大葉片兩側的氣動通道，最終使低壓渦輪效率較第一輪優化設計提高了0.56%，與原型接近。本輪設計葉片如圖7所示。

圖8為前兩輪設計中導向器出口的二次流動矢量圖，圖中同時畫出大葉片及其兩側的小葉片以確定位置。可見，第一輪優化設計中大葉片尾緣靠近上端壁附近有明顯的角渦(橢圓標識位置)，第二輪優化設計中則消除了該角渦。端壁附面層是形成二次流動的主要因素，二次流動的強度與端壁附面層的厚度緊密相關。由于低壓渦輪導向器進口擴壓段端壁附面層厚度沿流動方向會逐漸加厚，故采用適當尺度的葉片前掠設計可有效降低二次流動強度，這與文獻[6]中的研究結果相符。

圖7 第二輪優化葉片設計結果Fig.7 Second scheme

圖8 低壓渦輪導向器出口二次流動矢量圖Fig.8 The secondary flow vector at low pressure turbine nozzle outlet

但第二輪優化設計得到的低壓渦輪導向器流場并不理想。從圖9可看出，大葉片盆側的小葉片吸力面有局部高速區(尖、中、根截面的峰值馬赫數分別達到1.128、1.525和1.632)，根截面的強激波誘發氣流分離，這是因為大葉片盆側的氣動通道為收擴形式，根截面尤其明顯。同時，大葉片根截面左右兩側的氣動通道收斂性較為矛盾，大葉片最小厚度向其吸力面一側移動會導致該側氣動通道成為擴張通道。經過第二輪優化設計發現，在固定的軸向長度、尾緣位置及最大厚度條件下無法消除根截面的分離流動。繼續加長大葉片長度可解決這一矛盾，但會導致發動機尺寸和重量增加，不是首選方案，因此在第三輪優化設計中采取了平移葉片尾緣的措施。

圖9 第二輪設計結果S1流面馬赫數云圖Fig.9 S1 stream surface Mach number distribution of the second scheme

從圖10可看出，尾緣向大葉片吸力側做適當平移后，有效緩解了大葉片壓力側氣動通道的問題，槽道中的峰值馬赫數大幅降低，流場分布較為理想，不存在流動分離現象。適當調整大葉片的安裝角和葉型，使大葉片吸力側氣動通道的流場也較為理想。從表1可看出，第三輪優化設計得到的高、低壓渦輪的匹配和效率均與原型接近，令人滿意。且采用全三維CFD軟件對渦輪流場進行評估得到的流場較為理想，沒有分離，在氣流速度適中的情況下計算精度較高。因此，本輪設計評估結果較為可信，第三輪優化設計得到的葉片如圖11所示。

圖10 第三輪設計結果S1流面馬赫數云圖Fig.10 S1 stream surface Mach number distribution of the third scheme

圖11 第三輪優化葉片設計結果Fig.11 Third scheme

4 導向器流場分析

進一步分析第三輪優化設計得到的低壓渦輪導向器流場，葉片編號如圖12所示。

圖12 葉片編號示意圖Fig.12 Sketch map of blade number

由圖10可知，大葉片對相鄰氣動通道的流場影響較大，對其它通道流場影響較小。從葉片表面等熵馬赫數分布(圖13)可更為清晰地看出，2號葉片吸力面和6號葉片壓力面的等熵馬赫數均與其它葉片差異很大；但2號葉片的壓力面等熵馬赫數與原型分布非常接近，說明該側氣動通道中的氣流幾乎不受大葉片的影響；6號葉片吸力面根、尖截面等熵馬赫數分布與原型分布略有差異，說明該側氣動通道中的氣流僅在端壁受到大葉片的影響，且影響較小；其余葉片表面馬赫數分布較為一致，說明其附近流場基本不受大葉片的影響。

圖13 葉片表面等熵馬赫數分布Fig.13 Isentropic Mach number distribution at blade surface

從低壓渦輪導向器出口馬赫數云圖(圖14)可看出，大葉片對出口流場的影響基本在其兩側的氣動通道，且所有通道的激波系結構基本一致(圖10)。圖15給出了低壓渦輪導向器出口10%、50%、90%葉高的馬赫數周向分布，計算區域跨度為120°。其中，馬赫數低點處于尾跡區域，據此可區分各葉片的位置。可見，10%葉高位置的大葉片左側葉柵狀態略高于其右側，50%葉高位置的大葉片兩側葉柵狀態較為接近，90%葉高位置的大葉片右側葉柵狀態略高于其左側；3、4、5號葉片氣動通道狀態略低于7、8、9號葉片。從低壓渦輪動葉進口相對氣流角周向分布(圖16)可看出，低壓渦輪動葉前緣感受到的導向器出口各氣動通道氣流角度均值基本一致；大葉片導致其兩側氣動通道的動葉相對氣流角與其他通道相應位置的氣流角相差3°以內；根截面和尖截面的動葉進口氣流角峰值與谷值差異約11°，而中截面的差異較小，僅為7°。

圖14 低壓渦輪導向器出口馬赫數云圖Fig.14 Mach number contours at low pressure turbine nozzle outlet

圖15 低壓渦輪導向器出口馬赫數周向分布Fig.15 Mach number circumferential distribution at low pressure turbine nozzle outlet

圖16 低壓渦輪動葉進口相對氣流角周向分布Fig.16 Relative flow angle distribution at low pressure turbine rotor inlet

5 結束語

緊湊式多功能低壓渦輪導向器由于相同軸向位置異型葉片的存在，破壞了常規導向器良好的收斂性，增加了導向器出口流場的周向不均勻性。本文詳細討論了該種導向器的特點和設計方法，通過葉片和流道的耦合設計，對導向器內流動進行了細致而有效的控制，最終獲得的低壓渦輪導向器在滿足結構設計需求的同時保持了良好的氣動性能，其設計具有明顯的先進性。該類導向器已在發動機整機試驗中進行了嘗試，取得了良好的效果，可推廣到其它發動機研制和改型設計中。目前對此類導向器的研究較少，有必要深入研究該類導向器的設計方法，并開展進一步的試驗研究工作。

[1]唐洪飛.渦扇發動機低壓渦輪導葉及過渡段分離流動控制技術研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業大學，2010.

[2]Lavagnoli S，Yasa T，Paniagua G，et al.Aerodynamic Anal?ysis of An Innovative Low Pressure Vane Placed in a S-Shape Duct[R].ASME GT2010-22546，2010.

[3]Pinilla V，Solano J P，Paniagua G，et al.Experimental Heat Transfer Investigation in a Multisplitter LP Vane Ar?chitecture[R].ASME GT2010-22694，2010.

[4]李劍白，曾軍，周山，等.渦輪部件過渡段(排氣段)氣動設計軟件系統[R].中國國防科學技術報告，gte2010-N082.

[5]李劍白，卿雄杰，周山，等.渦輪葉片氣動設計軟件BladeDesign[J].燃氣渦輪試驗與研究，2011，24(3)：11—15.

[6]唐洪飛，顏培剛，黃洪雁，等.大子午擴張渦輪的分離控制[J].航空學報，2009，30(5)：825—831.

Design of Compact and Multifunctional Low-Pressure Turbine Nozzle

LI Jian-bai，HE Jin，TANG Hong-fei，HUANG Kang-cai，ZENG Jun，LI Xiao-ming
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

According to the turbofan engine structure optimization design,a compact low pressure turbine nozzle with the function of the strut was adopted to meet the requirements of general structure and mechani?cal system.On the basis of conventional turbine design,the flow inside of nozzle was effectively controlled by means of meridian flowpath,large vane design and numerical simulation;and three rounds of optimiza?tion design and flowfield analysis were accomplished.The results show that this scheme meets the structur?al requirements with favorable performance,and represents famous result in the engine test that could be generalized in the development and derivative design of other models.

compact low pressure turbine nozzle；aero-engine；matching performance；circumferential asymmetry;meridian flowpath;airfoil profile

V235.1

A

1672-2620(2013)02-0012-06

2012-08-30；

2013-02-20

李劍白(1979-)，男，黑龍江林口縣人，工程師，碩士，主要從事渦輪氣動設計和試驗研究。