基于射流技術(shù)的渦輪葉尖泄漏流損失控制數(shù)值研究

宋 楊，喬渭陽

(1.上海飛機設(shè)計研究院，上海201210；2.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710129)

基于射流技術(shù)的渦輪葉尖泄漏流損失控制數(shù)值研究

宋 楊1，喬渭陽2

(1.上海飛機設(shè)計研究院，上海201210；2.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710129)

利用CFD數(shù)值模擬方法研究了GE-E3第一級高壓渦輪的端區(qū)流場。針對間隙泄漏流流場損失，采用葉尖射流的主動控制方法，分析和比較了由此對端區(qū)流場及渦輪效率的影響。結(jié)果表明：在渦輪動葉葉尖采用合適的射流孔、射流流量或射流角度，可有效提高渦輪效率；渦輪端區(qū)流場對射流孔位置變化最為敏感，射流流量次之，而射流角度變化的作用有限；采用多孔射流方案時，渦輪效率最大可提高0.7%；采用葉尖射流主動控制的最終效果，取決于射流帶來的正面作用與負面影響。

渦輪；葉尖泄漏流；射流；流場；主動控制；數(shù)值模擬

1 引言

端區(qū)損失是高負荷渦輪氣動損失的主要來源，占總損失的百分比甚至多達60%～70%[1]。因此合理組織渦輪內(nèi)部流動以及控制端區(qū)內(nèi)與葉尖泄漏流相關(guān)的損失，成為高負荷渦輪設(shè)計的關(guān)鍵。

目前，國內(nèi)外眾多學(xué)者對高負荷渦輪葉尖泄漏流及其控制方法進行了探索與研究。Denton[1]認為摻混損失是葉尖泄漏損失的主要部分，并推導(dǎo)出葉尖泄漏流摻混損失模型。Ingram等[2]通過實驗與數(shù)值模擬對比的方法，研究了渦輪端區(qū)型面對葉尖三維非定常流場及渦輪效率的影響，與Durham葉柵實驗數(shù)據(jù)取得了良好的一致性。在葉尖泄漏流動控制方面，Rao等[3-4]將主動控制方法應(yīng)用于渦輪葉尖間隙泄漏流，研究了射流孔位置與射流流量對渦輪葉片端區(qū)三維流場的影響。Chen等[5]在射流孔沿徑向分布于葉尖間隙的情況下，用數(shù)值方法對現(xiàn)代高壓渦輪級的典型冷卻射流進行了研究，發(fā)現(xiàn)當(dāng)射流方向與葉尖間隙泄漏流方向垂直時，可有效減小葉片端區(qū)泄漏流流量。李偉等[6]通過沿著葉尖表面加肋條這種被動控制方法減小葉尖間隙泄漏損失，表明對于特定渦輪存在一個最佳肋條高度值，在此肋條高度下渦輪效率可提高0.13%。盡管人們對渦輪葉尖泄漏流損失進行了深入研究，但由于高負荷渦輪端區(qū)三維流場的非定常相互作用十分復(fù)雜，目前對其損失機理的認識仍有待深化。本文基于主動控制射流技術(shù)，采用數(shù)值方法對GE-E3第一級高壓渦輪端區(qū)流場進行計算研究，以期為今后開展相關(guān)實驗研究或工程應(yīng)用提供一定的指導(dǎo)。

2 計算說明

數(shù)值模擬考慮一個葉片通道，分析在渦輪動葉葉尖處開孔后，射流對渦輪端區(qū)流場的影響。采用商業(yè)軟件CFX進行計算，湍流模型選擇SST模型，空間離散選擇高分辨率格式，時間離散選擇一階后差歐拉格式，對N-S方程進行全隱式耦合求解。時間推進采用自動控制時間步長方法，計算收斂標(biāo)準(zhǔn)設(shè)置為小于10-5數(shù)量級。轉(zhuǎn)子與靜子交接面采用級平均法，采用基于MPI平臺的并行計算技術(shù)與殘差光順技術(shù)加速收斂。進出口壓力條件及轉(zhuǎn)速按照GE-E3高壓渦輪的設(shè)計點參數(shù)給出：進口總壓1 258.4 kPa，進口總溫1 588 K，轉(zhuǎn)速-12 630 r/min，出口靜壓230 kPa。

計算網(wǎng)格由渦輪靜子網(wǎng)格與轉(zhuǎn)子網(wǎng)格兩部分組成，見圖1。其中靜子網(wǎng)格拓撲結(jié)構(gòu)為O-H型，即葉片表面為O型網(wǎng)格，通道處則采用簡單的H型網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)約為26萬；轉(zhuǎn)子網(wǎng)格拓撲結(jié)構(gòu)為O-H型，與靜子類似，網(wǎng)格數(shù)約為30萬。經(jīng)網(wǎng)格無關(guān)性驗證，最終網(wǎng)格總數(shù)選取約為57萬。多重網(wǎng)格的層數(shù)選為3。主流域采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格，而射流區(qū)域和葉尖區(qū)域則采用非結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格。考慮到動葉葉尖間隙流場的復(fù)雜性，對該處網(wǎng)格進行加密。研究所采用的射流仿真方法為源項射流法，即在已有網(wǎng)格上添加近似真實射流孔的進口射流條件，可避免由真實微孔幾何建模帶來的巨大計算誤差。

圖1 GE-E3第一級高壓渦輪網(wǎng)格Fig.1 First stage grid of GE-E3high pressure turbine

3 算例分析

3.1 無射流控制時渦輪間隙流場

圖2為無射流時渦輪間隙99.5%葉展處的相對總壓分布云圖。可見：最大總壓損失區(qū)域出現(xiàn)在葉片尾緣，在葉片吸力面A點總壓損失急劇增加，自該點后損失范圍急劇增大，但損失增長速率明顯減緩。這是由于在A點葉背附面層開始變厚，附面層內(nèi)損失增多。在葉片尾緣處，附面層與尾跡干涉作用增強，流場不均勻性增大。

圖2 無射流時渦輪間隙99.5%葉展處的相對總壓分布Fig.2 Relative total pressure distribution in turbine tip clearance of 99.5%blade height without injection

圖3為無射流時渦輪轉(zhuǎn)子出口的相對總壓分布云圖。圖中A處所示為間隙泄漏渦，B處為主流通道渦，C處為輪轂通道渦，三者之間存在明顯的摻混與附加過程。三種渦之間的流量、動量不斷變化并相互作用，最終形成渦輪轉(zhuǎn)子出口這種不均勻且獨特的流場。這種不均勻性將嚴(yán)重影響下一級葉柵通道進口區(qū)域，且該現(xiàn)象在多級渦輪中尤為明顯。這三種渦結(jié)構(gòu)中，間隙泄漏渦強度最高、損失最大，主流通道渦的次之，而輪轂通道渦的最小，這是由葉尖間隙區(qū)域狹長窄小的幾何特性決定的。

圖3 無射流時渦輪轉(zhuǎn)子出口的相對總壓分布Fig.3 Relative total pressure distribution in outlet of turbine rotor without injection

3.2 射流位置的影響

研究采用的轉(zhuǎn)子葉尖間隙為1.0%相對葉高，射流流量與主流流量之比為0.05%，射流周向角度約為45°。分別對30%、40%、50%、60%、70%、80%和90%軸向弦長Cx共7個射流位置進行計算，對應(yīng)編號分別為 Jet 1st、Jet 2nd、Jet 3rd、Jet 4th、Jet 5th、Jet 6th和Jet 7th，其位置如圖4所示。為清楚認識流場結(jié)構(gòu)周期性變化過程，詳細比較了 Jet 1st、Jet 3rd、Jet 5th和 Jet 7th存在射流情況下間隙流場的分布，以及對應(yīng)條件下效率與總壓恢復(fù)系數(shù)的變化。

圖4 渦輪動葉葉尖射流孔位置及結(jié)構(gòu)Fig.4 Position and structure of jet orifices on the rotor tip of turbine

圖5、圖6分別為渦輪轉(zhuǎn)子小間隙條件下99.5%葉展處射流孔附近的相對總壓和相對馬赫數(shù)分布云圖?？煽闯?，葉尖射流對壓力面流出的泄漏流起到一定的阻礙作用。一方面，葉尖射流將減小間隙泄漏流流量，提高渦輪做功能力；另一方面，由于葉尖射流的動量與泄漏流動量方向相反，二者摻混會降低葉尖泄漏流在流出壓力面后的速度，使泄漏流與主流的摻混程度減小，泄漏渦強度減弱。

圖5 小間隙條件下99.5%葉展處射流孔附近的相對總壓分布Fig.5 Relative total pressure distribution near jet orifices of 99.5%blade height under condition of small clearance

與圖2中未采用射流控制的流場相比，渦輪動葉前緣處總壓明顯提高，這是由于葉尖射流阻礙了間隙內(nèi)泄漏流的發(fā)展。又因葉片前緣流體為亞聲速流動，間隙內(nèi)流場阻塞產(chǎn)生的影響可逆游傳播，從而降低葉片前緣處流體流速，使該處總壓提高。此外，當(dāng)射流孔開在葉片前部及中部(圖5(a)和圖5(b))時，僅在射流區(qū)域內(nèi)形成旋渦，吸力面附面層對射流區(qū)域并無大的干擾。當(dāng)射流孔開在動葉后半部(圖5(c)和圖5(d))時，由于渦輪動葉葉背附面層較厚，僅附面層內(nèi)的損失就已高于葉片中部，高速射流與葉尖泄漏流形成的旋渦與附面層干擾增大，損失加劇。

圖6 小間隙條件下99.5%葉展處射流孔附近的相對馬赫數(shù)分布Fig.6 Relative Mach number distribution near jet orifices of 99.5%blade height under condition of small clearance

圖7 采用葉尖射流后轉(zhuǎn)子的總壓恢復(fù)系數(shù)與效率變化Fig.7 The change of total pressure recovery coefficient and efficiency of rotor after flow injection

圖7為采用葉尖射流主動控制后渦輪效率與總壓恢復(fù)系數(shù)的變化，圖中虛線部分表示射流流量過大、射流孔堵塞、流動失穩(wěn)的情況。從圖7(c)和圖7(d)可看出，隨著射流孔位置的變化，渦輪效率與總壓恢復(fù)系數(shù)變化的總趨勢基本一致，即隨著射流孔向葉片尾緣處移動先降低后增加，特別是在Jet 5th處，效率與總壓恢復(fù)系數(shù)達到最低點。

圖8為不同射流位置處渦輪轉(zhuǎn)子相對總壓沿徑向的分布。由圖可知，徑向總壓分布不同的區(qū)域主要集中在泄漏渦與主流通道渦處，而輪轂通道渦處的總壓分布基本相同。任一射流條件下，泄漏渦的總壓總是最低，表明此處的摻混損失最大。

圖8 轉(zhuǎn)子相對總壓沿徑向分布Fig.8 Relative total pressure distributions along the radial direction in the rotor

3.3 射流角度的影響

研究采用的轉(zhuǎn)子葉尖間隙為1.0%相對葉高，射流流量與主流流量之比為0.05%。文獻[3]表明，葉尖射流的周向角度對間隙泄漏流流場影響較大，所以在計算和分析過程中保持其軸向與徑向角度不變。同時，為避免因射流孔位置不同造成的流場差異，詳細比較分析僅Jet 3rd有射流時葉尖間隙流場的變化，及由此引起的轉(zhuǎn)子性能參數(shù)差異。

圖9為小間隙條件下Jet 3rd附近流場相對總壓分布隨周向射流角度的變化。可見，當(dāng)射流角度保持在40°左右時，渦輪端區(qū)的總壓損失并不明顯，即流場高總壓區(qū)域占據(jù)了流道的絕大部分，低總壓區(qū)域只存在于葉片吸力面前緣及葉柵入口處。當(dāng)射流角度超過45°并繼續(xù)增大時，轉(zhuǎn)子端區(qū)的平均總壓不斷降低，摻混損失增多。這主要是由于此時泄漏流與射流流向相反、角度相當(dāng)，射流對泄漏流的阻塞作用最強，因而損失最小、效率較高。當(dāng)射流角度不斷增大甚至高過間隙泄漏流角度時，阻塞作用反而降低，效率與總壓恢復(fù)系數(shù)均較低，見圖7(a)和圖7(b)。此外，射流角度變化對尾跡的影響并不明顯，損失程度變化不大。

圖9 小間隙條件下Jet 3附近相對總壓隨射流角度變化Fig.9 Relative total pressure changes with injection angle near Jet 3rdunder condition of small clearance

圖10為渦輪轉(zhuǎn)子出口相對總壓分布隨射流角度的變化。當(dāng)射流孔位置和流量保持不變時，隨射流角度的增大，轉(zhuǎn)子出口流場的相對總壓分布變化不大。此外，動葉效率與總壓恢復(fù)系數(shù)總體上呈下降趨勢。其中效率最初隨射流角度的增大而減小，到達70%Cx處效率最低，此后效率隨射流角度的增大而增大。這種現(xiàn)象的原因是動葉尾緣處流場復(fù)雜，效率由多種因素綜合決定，其變化不具有一般性。射流周向角度保持在40°且射流孔開在葉片中部時，渦輪效率較高。此時端區(qū)流場相互作用較弱，流場損失機理相對清晰，不可控因素減少，便于采用葉尖射流主動控制技術(shù)。

3.4 射流流量的影響

研究采用的轉(zhuǎn)子葉尖間隙為1.0%相對葉高，周向射流角度約為45°，射流流量與主流流量之比變化范圍為0.03%～0.10%。為直觀清晰說明射流流量變化對流場結(jié)構(gòu)的影響，比對了射流流量分別為0.03%與0.10%時渦輪端區(qū)99.5%葉展處的流場變化。為避免不同射流孔位置對泄漏流流場的影響，僅將Jet 3rd作用下的渦輪端區(qū)流場與Jet 5th作用下的流場參數(shù)進行對比。

圖11為小間隙條件下99.8%葉展處泄漏流流場隨射流流量的變化。可知，隨射流流量增大，間隙內(nèi)射流孔處摻混作用明顯增強，影響范圍擴大。大射流流量情況下，葉柵流道內(nèi)的相對總壓均有不同程度提升，且射流流量增大明顯對渦輪動葉尾跡有一定抑制作用。這是由于射流流量增大，在葉尖間隙一定的情況下一方面增大了間隙內(nèi)整體泄漏流流量，阻塞作用增強，使再進入間隙內(nèi)的主流流量減小，用于做功的燃氣流量增多，流道內(nèi)總壓分布不均勻性降低，效率提高。另一方面，射流流量增大加強了摻混作用，使動葉吸力面泄漏流出口參數(shù)相對均勻，縮小了轉(zhuǎn)子尾跡的影響范圍。

圖12反映了渦輪轉(zhuǎn)子出口流場相對總壓隨射流流量的變化。隨著射流流量的增大，間隙泄漏渦的強度減小，甚至在射流流量為0.10%且僅有Jet 3rd存在的情況下，泄漏渦渦核消失。這主要是由于射流流量的增大，使主流通道渦與間隙泄漏渦的摻混程度加強。結(jié)合圖7，當(dāng)射流孔位置和射流角度一定時，流量增大渦輪效率明顯增大，而轉(zhuǎn)子總壓恢復(fù)系數(shù)的變化則較復(fù)雜，但整體數(shù)值均較高。

圖10 渦輪轉(zhuǎn)子出口相對總壓隨射流角度變化Fig.10 Relative total pressure changes with injection angle in outlet of turbine rotor

3.5 最佳控制方案前后渦輪氣動特性對比

射流位置、射流角度和射流流量單獨作用都會對渦輪端區(qū)泄漏流流場產(chǎn)生明顯的影響，但實際中，還應(yīng)綜合考慮三種因素的綜合效應(yīng)。本文不僅數(shù)值研究了單孔射流方案對渦輪端區(qū)流場的影響，還對多孔射流方案進行了探究。根據(jù)前文分析，多孔射流計算選取射流流量與主流流量之比為0.05%、周向射流角度45°，射流孔位置的具體組合計算方案如表2所示。選擇方案1時，計算所得的渦輪效率最高，為0.911 453，而未采用該方案前渦輪效率為0.904 868，效率增幅達0.73%。

圖11 小間隙條件下泄漏流流場相對總壓隨射流流量的變化Fig.11 Relative total pressure changes with injection mass in leakage flow field under condition of small clearance

圖12 渦輪轉(zhuǎn)子出口流場相對總壓隨射流流量變化Fig.12 Relative total pressure changes with injection mass in outlet of turbine rotor

表2 數(shù)值研究多孔射流的計算方案Table 2 Numerical schemes of multihole injection

圖13為采用最優(yōu)控制方案前后渦輪特性曲線的對比，可見綜合采用葉尖射流控制方案后渦輪效率均有明顯的提升。以100%相對轉(zhuǎn)速下的特性曲線為例，隨渦輪增壓比的不斷提高，效率最初緩慢下降，到達一定程度后急速下降，此工況下采用射流方法已基本不能提高渦輪效率。這是因為當(dāng)渦輪增壓比接近設(shè)計值時，渦輪負荷加大，動葉葉尖間隙泄漏流流場結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜，射流對端區(qū)流場的有益作用減弱，而引起的摻混損失加強。相比之下，當(dāng)渦輪轉(zhuǎn)速降低(轉(zhuǎn)速在70%～90%范圍內(nèi))，采用射流主動控制方案的影響范圍擴大，且相對轉(zhuǎn)速為70%時葉尖射流對于渦輪效率的影響范圍達到最大。

圖13 最佳控制方案前后單級渦輪特性曲線對比Fig.13 Characteristic curves of single stage turbine before and after optimized control scheme

4 結(jié)論

(1)葉尖射流技術(shù)對射流孔附近流場影響較大，導(dǎo)致間隙流場變化更加復(fù)雜，且泄漏流的大小和方向與射流流量和射流角度直接相關(guān)。

(2)就單級渦輪而言，單獨或部分適當(dāng)?shù)馗淖內(nèi)~尖射流孔位置、射流角度和射流流量可提高渦輪效率，其最大增幅可達0.7%。但綜合來看，單獨改變射流孔位置或提高射流流量對渦輪動葉間隙泄漏流流場影響較大，射流角度的變化對流場以及效率的提升作用有限，最佳射流孔位置應(yīng)開在動葉葉頂中部，射流流量要根據(jù)射流孔的大小與葉尖間隙綜合決定。

(3)葉尖射流主動控制技術(shù)的效果要綜合考慮射流帶來的正面作用與負面影響。一方面，采用葉尖射流可減小間隙泄漏流流量，減小渦輪動葉吸力面處流出的泄漏流速度，泄漏流與主流摻混作用減弱，泄漏渦強度降低；另一方面，葉尖射流會與間隙泄漏流產(chǎn)生額外的摻混損失。

[1]Denton J D.Loss mechanisms in turbomachinery[J].Jour?nal of Turbomachinery，1993，115(4)：621—656.

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[3]Rao N M，Camci C.Axial turbine tip desensitization by in?jection from a tip trench:Part 1—Effect of injection mass flow rate[R].ASME GT2004-53256，2004.

[4]Rao N M，Camci C.Axial turbine tip desensitization by in?jection from a tip trench:Part 2—Leakage flow sensitivity to injection location[R].ASME GT2004-53258，2004.

[5]Chen G，Dawes W N，Hodson H P，et al.A numerical and experimental investigation of turbine tip gap flow[R].AIAA 93-2253，1993.

[6]李 偉，喬渭陽，許開富，等.渦輪葉尖鑲嵌肋條對泄漏流場的影響[J].航空動力學(xué)報，2008，23(8)：1523—1529.

Numerical research using flow injection on loss control of turbine blade tip leakage

SONG Yang1，QIAO Wei-yang2
(1.Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China；2.School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710129，China)

Based on numerical simulation,the detailed tip leakage flow structure in the first stage high-pressure turbine of GE-E3was studied.Considering the loss generated in the turbine rotor,tip clear?ance injection active control was adopted to analyze and compare the effects on the endwall flowfield and turbine efficiency.The results show that appropriate scheme of active control,e.g.injection holes location,injection mass flow or the circumferential angle of injection,can effectively raise the efficiency of turbine.Among these factors,the flow structure in tip clearance of turbine rotor is most sensitive to injection holes location,then mass flow and injection angle.When the project of multihole injection was investigated,the maximum increase of efficiency for turbine could achieve 0.7%.The final effect of using injection in rotor tip clearance depends on both two sides it originates.

turbine；tip leakage flow；injection；flowfiled;active control；numerical simulation

V232.4

A

1672-2620(2017)05-0018-08

2016-09-30；

2016-12-28

宋 楊(1992-)，男，陜西三原人，碩士，主要從事葉輪機械的設(shè)計理論與實驗研究。