某重型燃機透平靜葉變沖角性能實驗研究

姜東坡， 趙俊明

（哈爾濱汽輪機廠有限責任公司，哈爾濱 150046）

0 引言

燃氣輪機經常在非設計工況下工作，尤其是透平根據實際情況進行調節時更是如此，因此對透平的性能提出了極大的要求。特別是沖角變化時不僅影響到透平葉柵的葉型損失［1］，更對葉柵流道內的二次流損失有很大影響［2］，不同的沖角下透平葉柵內邊界層的流動情況影響葉柵的氣動性能不同，由逆壓梯度引起壁面邊界層分離和葉柵內二次流損失也不一樣，因此不同運行工況下的透平系統運行的穩定性十分重要，否則可能導致嚴重的事故［3］。現在大功率燃氣透平葉柵，一般大的負沖角很容易導致附面層分離，從而明顯增加葉型損失和二次流損失［4］，影響透平的運行效率。下面通過對試驗數據的理論分析，討論渦輪第1級靜葉葉型的氣動特性，從型面靜壓系數分布、出口氣流角和總壓損失系數即葉型損失出發，對研發設計的某重型燃機第一級導葉進行試驗研究，分析葉柵設計是否合理，為設計該類型重型燃機葉片提供實驗依據。

1 實驗裝置與數據處理

試驗是在哈爾濱汽輪機廠有限責任公司的亞音速環形葉柵風洞試驗臺上進行的。該試驗臺具有大流量、高壓頭、可冷卻的風源條件，風量穩定，壓力波動小，可以滿足試驗所需各工況對試驗條件的要求。試驗過程中采用多支葉片，葉片分別為基于對應原葉柵根部10%葉高、中部50%葉高、頂部90%葉高的等截面直葉片，直列葉柵的葉高一律為100 mm，表1表示靜葉根、中、頂葉型的幾何參數。在試驗過程中，測量葉型表面靜壓數據，由與葉片表面測壓孔相連的壓力傳感器直接測得各個壓力孔的靜壓值。本試驗主要分析不同沖角下葉型表面靜壓系數、擴壓因子、出口氣流角以及總壓損失系數等這幾項。

2 試驗結果分析

2.1 型面靜壓系數分布分析

圖1表示根、中、頂3個截面在不同沖角下靜壓系數沿葉型的分布，其中：X/L是葉長的背弧距前緣點的距離與對應內背弧總長度的比值；Cps為靜壓系數。來流在內弧側面上邊界層在各個流動階段遇到的壓力梯度雖然有所不同，但是在順壓梯度下膨脹加速并增厚緩慢，邊界層較薄保持為層流狀態，因此壓力面邊界層流動產生的葉型損失僅占總葉型損失的10%~20%左右。在逆壓梯度段邊界層將導致流動的嚴重惡化，流動損失大幅增加，葉型損失的80%~90%產生在吸力面。在負沖角條件下，相反地出現了吸力邊進口壓力的升高與壓力邊進口壓力的下降，在壓力邊進口形成了局部逆壓段，負沖角的絕對值越大，該作用越強。但是因為壓力邊局部逆壓段下游都是膨脹加速流動，逆壓段的危害不大，葉型損失隨負沖角的增加而提高，提高的速率明顯低于正沖角。比較不同葉高截面葉型的靜壓系數分布曲線包圍的面積，能夠清楚地看到，隨著正沖角與負沖角的增加，曲線包圍的面積分別有所增加和減少，說明正沖角和負沖角分別增高和降低了葉型的氣動負荷。除此之外，由于葉柵幾何折轉角沿葉高接近相等，葉片氣動負荷沿葉高基本不變。

表1 靜葉跟、中、頂葉型的幾何參數

2.2 出口氣流角隨沖角的變化

圖2表示不同沖角下葉根、中、頂3個截面葉型出口氣流角節距平均值隨沖角的變化，幾何出氣角隨沖角由負值向正值增加，葉型的出氣角增大。落后角由小負值很快轉變為正值，并且增加的速率加大。可以明顯看出，渦輪的落后角除了較大負沖角之外，都在正值范圍內。這是因為渦輪吸力邊的曲率比壓力邊大得多，而且吸力邊出口部分存在逆壓梯度段，吸力邊出口邊界層厚于壓力邊，氣流繞流葉型發生的基本為欠偏轉，即正落后角。

在根部截面，葉型的幾何出氣角為15°，氣流由過偏轉向欠偏轉的轉變沖角為-6.3°，在-10°沖角下，氣流的過偏轉為0.07°。在+10°沖角下，氣流角欠偏轉為1.8°，相對幾何出氣角，出氣角的最大變化率為12%。對于中間截面葉型的幾何出氣角16°，氣流由過偏轉向欠偏轉過渡點對應的沖角是-6.2°。最大負沖角（-10°）使氣流過偏轉0.06°。最大正沖角（+10°）導致氣流欠偏轉 1.07°，出氣角的最大變化率6.7%。在頂部截面葉型的幾何出氣角17°，過偏轉至欠偏轉分界位置的沖角為-6.05°。負沖角形成的氣流最大過偏轉0.056°。正沖角形成的氣流最大欠偏轉1.06°，出氣角相對幾何出氣角最大變化了6.3%。

圖1 不同沖角下靜壓系數沿葉型的分布

2.3 總壓損失系數隨沖角的變化

圖3 表示不同沖角下根、中、頂3個截面節距平均總壓損失系數隨沖角的變化。可以看出，零沖角線兩側總壓損失系數隨沖角的變化率大小不等，進口擴壓對邊界層流動影響不是主要的，葉型損失雖然增加，但增幅不大。另一方面，負沖角減小了葉型氣動負荷，部分抵消了進口局部擴壓段的增損作用，結果葉型損失隨負沖角的變化十分緩慢。這也是渦輪葉型最小總壓損失系數對應的最佳沖角是小負沖角的原因。從圖3還能看到，對于根部截面，在零沖角下，葉型損失為0.0257左右。在+5°、+10°沖角下，分別為0.0276、0.0351左右。與零沖角比較，分別增加大約 7.4%、36.5%。在-5°、-10°沖角分別為0.0264、0.0312左右，分別增加約2.7%、21.4%。隨著葉高的增加，由于3個截面葉型氣流折轉角視為常數，相等沖角下各截面葉型的總壓損失系數與根部截面對應相等，至于在數值上的微量差別是由測量誤差所引起的。

圖2 出口氣流角隨沖角的變化

圖3 節距平均總壓損失系數隨沖角的變化

3 結論

1）對于零沖角，葉型壓力邊邊界層均在等壓或順壓梯度下膨脹加速，增厚緩慢，僅有10%～20%的葉型損失在壓力側產生。在吸力邊后部逆壓梯度段邊界層增厚加速，甚至發生轉捩、分離，葉型損失的80%～90%產生在該段。同樣，在亞音速條件下，吸力邊后部逆壓梯度段的長短與逆壓梯度的大小正比于氣流折轉角。

2）正沖角提高氣流折轉角，造成吸力邊前緣局部擴壓與后部的逆壓梯度段綜合作用，嚴重惡化吸力邊邊界層流動。

3）在該靜葉柵中，根、中、頂截面葉型的幾何折轉角只相差1°，落后角可忽略不計，在相同沖角下，3個葉高葉型損失為大致相同的數值。對于零沖角，測得的葉型損失是0.0257左右；與零沖角比較，在正負10°沖角下，葉型損失大致增加24.1%和7.4%。

［1］ MAYLE R E.The role of laminar-turbulent transition in gas turbine engines［J］.ASME Trans.，J.Turbomachinery，1991，115（2）：509-537.

［2］ YAMAMOTO A，TOMNAGA J，MATSUNUMA T，et al.Detailed measurements of three-dimensional flows and losses inside an axial turbine rotor：94-GT-348［R］.ASME paper，1994.

［3］ RUBECHINIF，SCHNEIDER A，ARNONEA ，etal.A Redesign Strategy to Improve the Efficiency of a 17-Stage Steam Turbine［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2012，134（5）：1-7.

［4］ SAUER H，SCHMIDT R，VOGELER K.Influence of Chord Length and Inlet Boundary Layer on the Secondary losses of Turbine Blades［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2012，134（1）：1-9.