亞聲速部分進氣渦輪數值模擬及優化設計

毛 凱，王曉鋒，袁偉為，蔣建園

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

相比較于開式循環發動機，補燃循環發動機渦輪壓比小、比功小，提高渦輪功率主要依靠大流量和高效率。根據某型發動機系統調整計算可知，渦輪效率提高一個點，發生器溫度則可降10 K，發生器溫度的降低對發動機可靠性的提升極為重要。因此，補燃循環發動機渦輪部件設計時，提高渦輪效率非常關鍵。

對于小推力補燃循環發動機，其渦輪一般采用單級亞聲速、部分進氣形式，提高渦輪效率應從其損失分布著手，主要由以下幾部分構成：葉片通道損失、葉頂泄漏損失、部分進氣損失及進氣和排氣結構損失。其中葉柵通道損失主要為葉型損失、二次流損失、激波損失等，關于此部分損失的降低研究方面，目前已發展出較多的先進設計技術，如葉片復合彎扭設計[1-2]、后加載葉型設計[3]、可控渦設計[4]及非軸對稱端壁造型[5]等。為了降低動葉頂部泄漏量，相關技術研究也較多，一方面通過對葉片及子午面的三維優化設計，降低葉頂壓力，另一方面從結構上進行設計，如采用蜂窩密封結構[6]和迷宮密封結構[7]。部分進氣是渦輪設計過程中不得已采用的一種形式，對渦輪效率影響較大，控制措施相對較為單一，主要通過降低葉片高度、喉部面積等方式提高部分進氣度，以及采用進氣區集中布置方式來降低部分進氣損失[8]。目前提高葉片通道效率以及降低泄漏損失相關研究非常多，技術手段也較為成熟，進一步提高則比較困難。因此，設計性能優良的進氣和排氣管則顯得尤為重要[9]，黃恩德等對此進行了相關研究[10-11]，研究表明渦輪氣動性能與排氣蝸殼內流場的均勻程度密切相關。

1 研究對象

研究對象為某小展弦比、亞聲速、部分進氣形式渦輪，其渦輪主要參數如表1所示。

為提高渦輪效率，本渦輪采用了大u/c、小氣流角、靜子端彎設計及應用后加載葉型等技術。為了減小泄漏損失，動葉頂部設置了圍帶和迷宮密封結構。為了降低部分進氣損失，采用了一弧段進氣的方式，靜子通道流體域如圖1所示。

表1 渦輪設計參數

圖1 靜子通道流體域Fig.1 Fluid area of vane passage

如圖2所示，渦輪采用徑向進氣、徑向排氣的方式，進口和出口均為單個。入口處采用90°彎管將徑向氣流轉為軸向，再經導流錐導入至渦輪靜子通道，由渦輪出口管收集后沿徑向排出。渦輪出口管內設置導向葉片，一方面對氣流起導向作用，另一方面增加渦輪出口管剛度。

圖2 進排氣結構圖Fig.2 Intake and exhaust structure

2 數值求解方法

葉片通道和葉頂間隙采用六面體網格，進氣和排氣結構通道采用四面體網格。葉片表面進行加密處理。葉片通道網格和葉頂間隙網格如圖3所示。單通道計算網格總數約200萬，葉頂間隙網格55萬，帶進排氣結構后總的網格數約1 000萬。

圖3 葉片通道及葉頂間隙網格劃分Fig.3 Mesh of blade and maze clearance

數值計算采用CFX軟件，基于有限體積格式對相對坐標系下的三維雷諾平均Navier-Stokes方程進行求解，方程的離散采用二階格式。選用SST剪應力輸運湍流模型，采用近壁函數修正。靜止域和旋轉域之間采用“frozen rotor”模型。計算工質采用理想氣體，按發生器出口燃氣參數給定。邊界條件給定進口總溫、總壓，出口給定靜壓。

3 計算結果及分析

共計算了4個模型，計算通道依次增加，考慮葉片通道、泄漏通道、部分進氣形式、進排氣通道等結構。計算區域和渦輪總體性能計算結果如表1所示。文中渦輪效率均為扭矩效率，計算式為：

(1)

表2 渦輪總體性能

圖4列出了不同類型損失的相對大小，從大到小依次為葉片通道損失、進排氣結構+盤腔摩擦損失、部分進氣損失及泄漏損失。

圖4 渦輪損失量值Fig.4 Turbine loss value

根據模型1對葉片通道流動情況進行分析，圖5給出了靜葉出口總壓和熵分布云圖。從圖5中可以看出，主流區的流動幾乎沒有損失，由于渦輪尺寸較小的原因，尾跡影響區較大，而且受葉片正彎的影響，葉中區域損失較兩端大。圖6給出了動葉不同展向位置馬赫數分布，整個通道內均無低速漩渦區。該型渦輪載荷系數為2.44，展弦比為0.54，靜子葉片高度僅為6 mm，對于此種高負荷小展弦比渦輪來說，端壁二次流損失較大，本文計算的渦輪輪周效率為0.830，提升空間較小。

圖5 靜葉出口總壓和熵分布云圖Fig.5 Total pressure and entropy contour at outlet of vane

工作于富氧燃氣中的渦輪葉頂間隙一般都比較大[12]，本文渦輪葉頂相對間隙設計為7.1%，由于渦輪設計時采用了子午面型線優化設計、導葉端彎設計以及零反力度設計等方法，對靜子出口壓力分布已進行過優化設計，而且采用較復雜的迷宮結構，因此，本渦輪葉頂泄漏損失較小。根據模型2計算得到的葉頂泄漏損失僅為3.5%，屬于較低水平。

模型3考慮部分進氣造成鼓風損失和驅氣損失，計算表明：單弧段的部分進氣形式使得渦輪效率降低0.053，損失較大。降低部分進氣損失較為有效的方法即為提高部分進氣度，但本渦輪受流量和葉片高度限制，部分進氣度基本無法再提升。

模型4考慮渦輪進排氣結構，渦輪效率降低了0.073，影響非常大。圖7(a)給出了渦輪靜子入口馬赫數和流線圖，受非進氣扇區影響，靜子通道兩端氣流速度低，產生大量漩渦。而且，由于進口管子午型線是沿徑向逐漸收縮結構，靜子入口氣流沿徑向流動趨勢明顯。圖7(b)給出了渦輪出口管截面流線分布，由于動葉葉片通道也是只有部分通道有氣流排出，由于動葉出口氣流基本沿軸向，氣流直接沖擊至出口管壁面上，并與非進氣扇區氣流強烈摻混，整體流線混亂，損失很大。而且，從圖7(b)中看出，出口管內葉片對氣流整流效果差，葉片表面存在大量分離渦。

圖6 動葉不同展向位置馬赫數Fig.6 Mach contour at different span of blade

4 進氣和排氣結構優化設計

根據部分進氣特點，將渦輪進氣方式改為切向進氣。為適應流量變化，進口管設計為變截面蝸殼形式，靜子葉片設置在離隔舌一定距離之后。進氣結構如圖8(a)所示。另外，采用切向進氣結構后，渦輪軸向長度大幅度縮減，對發動機布局具有較大優勢。

圖7 原進排氣結構內部流線Fig.7 Streamline of the original intake and exhaust structure

根據渦輪總體布局要求，出口管同樣設計為變截面蝸殼切向排氣形式。動葉出口絕對氣流角基本沿軸向，為了防止氣流直接沖擊至出口管壁上，在動葉出口處增加一排導向葉片，改變氣流角度，使氣流順利排出。排氣結構如圖8(b)所示。

圖8 優化后進排氣結構Fig.8 Intake and exhaust 3D structure after optimization

三維仿真計算表明：采用優化后進氣和排氣結構，渦輪流通能力無變化，渦輪效率從0.675提高至0.706，提升4.59%，增幅明顯，如表3所示。

圖9(a)給出了優化結構渦輪靜子入口流線圖，對比圖7(a)可以發現，采用切向進氣結構后，氣流基本無徑向流動趨勢。由于氣流存在較大的切向分速度，氣流出現沿周向流動的趨勢。而且在首個靜子葉片附近，氣流產生低速分離區，這是由于氣流從蝸殼進口處至第一個靜子葉片距離較短，氣流存在較大的轉折角。圖9(b)給出了優化結構渦輪動葉出口流線圖，對比圖7(a)發現，采用帶導向葉片的切向排氣結構后，渦輪出口截面流線整齊，基本消除了原出口管結構內部大量的漩渦流動。這是由于導向葉片的存在給氣流增加預旋角度，使其繞蝸殼旋向流動，順利從出口排出。

表3 優化前后渦輪總體性能

圖9 優化后進排氣結構內部流線Fig.9 Streamline of the optimized intake and exhaust structure

圖10給出了優化前后靜子表面極限流線對比，從圖10中可以看出，原進氣結構采用軸向進氣的方式，渦輪靜子入口氣流為零攻角狀態，靜子通道流動狀態較好，表面流線整齊，基本平行于上下端壁。采用切向進氣的結構后，由于氣流存在切向角度，渦輪靜子入口為較大的負攻角狀態，鞍點從葉片前緣向吸力面挪動。從圖10(b)中可以看出，流線仍基本整齊，這是由于靜子葉片為鈍頭設計，前緣半徑較大，對帶切向角度的氣流適應性較強。但從圖10(b)中可以發現，入口附近的個別靜子葉片根部出現分離渦。

總體上來說，采用切向進氣結構后，靜子通道流動狀態輕微變差，但其軸向尺寸縮減較大。

圖10 靜子表面極限流線Fig.10 Extra streamline of vane

5 結論

通過對某型小展弦比、亞聲速部分進氣渦輪三維仿真計算及優化設計，得到以下結論：

1)原渦輪葉片通道損失、泄漏損失、部分進氣損失基本處于較低水平。

2)原渦輪進排氣結構性能差，內部流動混亂，存在大量分離渦，對渦輪效率影響很大，具有較大提升空間。

3)采用切向進氣結構后，渦輪軸向尺寸大幅度縮減，且基本消除了靜子入口的徑向流動。但由于切向進氣的原因致使個別靜子葉片吸力面葉根附近產生分離渦。

4)采用切向排氣結構后，整個渦輪出口管流動情況明顯改善，流線整齊，損失降低。

5)進排氣結構優化后，渦輪效率從0.675提升至0.706，增幅為4.59%。