某型燃氣輪機排氣段支撐型線優化設計研究

陳金銓，楊曉平，袁 浩，藍吉兵，初 鵬，隋永楓

(1.杭州汽輪動力集團有限公司，杭州 310022； 2.浙江汽輪成套技術開發有限公司，杭州 310012)

燃氣輪機排氣段是引導高溫燃氣從渦輪末級流向余熱鍋爐或者大氣環境的通道，同時回收部分余速動能，將其轉化為壓力能，增加燃氣輪機功率輸出，因此是燃氣輪機機組的關鍵部件。近年來國內外關于排氣段氣動設計和性能優化的研究很多，A M Pradeep等[1]應用計算流體力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)方法研究了某排氣段氣動性能，并對支撐型線和子午面設計進行了優化設計，優化后排氣段靜壓恢復能力提高了22%。G K Feldcamp等[2]廣泛研究了不同湍流模型對排氣段數值計算的影響，認為realizablek-ε模型在排氣段支撐處有更好的計算精度，而RSM模型在預測馬蹄渦方面較準確。V Vassiliev等[3]采用試驗和數值計算兩種方法，發現排氣段壓力恢復主要受入口氣流旋流角影響，受馬赫數影響較小，數值計算與試驗獲得的壓力恢復因數偏差小于4%。P Schaefer等[4]對排氣段開展了不帶支撐子午面的優化和支撐優化兩項研究，經數值計算分析，認為不帶支撐子午面的優化效果較差，考慮支撐的全三維計算更能反映排氣段真實性能，且支撐結構設計對排氣段性能有重要影響。V Vassiliev等[5]分析了入口馬赫數、徑向壓力和溫度分布、雷諾數等對排氣段流動的影響，提出有支撐結構的排氣段設計需要考慮支撐和入口氣流邊界的匹配。鄭海英、丁佳榮[6]分析了燃氣輪機排氣段國產化中遇到的問題，介紹了排氣段的一般設計特點。方偉等[7]運用CFD方法對某燃氣輪機排氣煙道進行了流場分析，提出了局部阻力的改進方法。徐自榮等[8]認為，排氣段入口氣流角度對排氣段氣動性能影響很大，排氣段的設計需要考慮入口氣流參數的分布。

本文在已有排氣段模型基礎上對前后支撐型線分別進行型線優化設計，目標是在滿足結構需求的前提下盡可能提高排氣段氣動效率。并對關鍵的前支撐設計多種優化方案，分別在多來流角度下進行流動性能計算，優選獲得與該渦輪末級出口流場匹配的最優型線設計。最后，通過耦合末級渦輪的排氣段CFD計算，對比分析了支撐優化前后的排氣段氣動性能和流場分布。

1 幾何模型和數值方法

出于結構功能和強度安全的考慮，燃氣輪機排氣段必須在流道內設置徑向支撐，支撐會額外增加流動阻力，影響擴壓流動的合理組織，會使排氣段整體流動性能有很大降低。而且由于渦輪末級葉片葉高較高，使得排氣段入口氣流流動參數，如氣流角度、馬赫數等數值偏差大，分布不均，增加了支撐結構的設計難度。圖1為本文所研究排氣段的子午面，前支撐和后支撐流向位置如圖1所示，其中前支撐周向均布6只，后支撐對稱布置2只。

圖1 排氣段子午面圖

使用ICEM軟件對排氣段數值模型進行網格劃分。為合理利用計算資源，采用分段結構化的網格剖分方法，采用四面體網格對幾何拓撲復雜的支撐結構處剖分，單元數約700萬。在后續幾何拓撲簡單的擴壓管道處采用六面體網格剖分，單元數約200萬。使用Turbo-grid軟件對末級渦輪葉片進行六面體網格剖分，單元數約50萬。另外，對支撐表面網格加密，以保證支撐處復雜流場的計算精度。

(a) 支撐及內端壁

(b) 支撐壁面網格加密

(c) 葉柵

圖2 分段結構化網格示意圖

采用商業軟件CFX對支撐優化設計前后方案進行三維CFD計算，湍流模型選擇SST模型，對流項采用二階迎風差分格式，動靜交界面選用周向平均的數據傳遞方法。耦合末級渦輪的排氣段CFD計算，給定邊界條件為入口平均壓力、入口平均溫度以及排氣段出口靜壓力。另外，使用S1流面計算軟件Mises對優化設計的多種前支撐型線進行流場分析，判斷型線在大來流角度變化情況下的損失，以做出優選。

本文采用靜壓恢復因數CP和壓力保持因數ξ作為排氣段性能的主要衡量。

(1)

(2)

式中：下標1表示排氣段入口截面，下標5表示排氣段出口截面，帶*參數表示當地等熵滯止參數。

2 支撐優化

排氣段支撐在結構上提供潤滑油管道、二次空氣系統等裝置布置空間，更重要的是，其型線設計是影響內部流動損失的關鍵。排氣段支撐型線和上游的渦輪末級排氣狀況關系密切，其設計受出口流場，尤其是出口氣流角等參數徑向分布的影響顯著。圖3給出了本次優化設計排氣段上游渦輪的末級出口氣流角分布情況，可以看出出口氣流角從葉根到葉頂變化幅度較大，尤其是葉頂部分，由于受葉頂間隙壓力面至吸力面的泄漏流體影響，在80%相對葉高至流道頂部的范圍內，氣流角度從偏離軸向+20°快速變化為-10°，變化幅度大且分布不均。而且受實際加工工藝和部件成本等因素制約，支撐不宜采用過于復雜的設計。以上是排氣段支撐優化設計面臨的問題。

圖3 渦輪出口氣流角徑向分布

前支撐直接面對渦輪末級出口來流沖擊，該處氣流流速快，損失大，流場分布復雜，是影響排氣段整體流動性能的關鍵因素。因此進行了三種優化型線設計，如圖4所示。考慮實際加工生產工藝和結構強度需求，優化型線采用流線型設計，完全由圓弧和直線段組成，截面積和原型偏差小于10%，可以滿足實際燃氣輪機的應用要求。

圖4 前支撐型線優化

由于入口氣流角度分布范圍廣，在大的攻角范圍下優化的前支撐需要有較低流動損失。依據入口氣流邊界條件，使用S1流面計算軟件Mises對原型支撐以及3種優化型線分別進行變來流角度的損失計算，計算結果如圖5所示。支撐原型型線為橢圓型線，長軸與渦輪軸向平行，損失因數沿0°氣流角左右對稱分布，損失因數在氣流角度大于20°之后部分開始快速增加，30°時損失因數已高達0.189。再對比三種優化設計型線，優化型線3在當地出口流場分布下具有最優表現。從出口氣流角分布圖可看出，來流角度分布在0°～30°的區域占據整體通流區域的90%，在該來流角度下，優化設計3型線損失全面低于原型支撐。在20%～80%徑向高度的通流區域，氣流角度為20°～25°，優化設計3的型線損失由原型的0.046降低至0.012，優化設計顯著降低了損失。

圖5 前支撐變來流角損失計算

對后支撐的優化如圖6所示，考慮設計工況來流角度，將原橢圓型線優化設計為具備導流作用的流線型型線。考慮結構需求，葉型最大厚度與原型相近。

圖6 后支撐型線優化

3 耦合計算

耦合末級渦輪的數值計算方法使排氣段入口邊界更接近實際工況，并且考慮了上下游交互作用，因此相比于單獨排氣段CFD計算可獲得更準確的模擬結果。下面用耦合末級渦輪的數值計算方法對支撐優化后的排氣段整體氣動性能進行檢驗計算。選擇優化設計3的前支撐型線設計，按前述方法進行網格劃分。優化前后排氣段氣動性能對比如表1所示，支撐優化后排氣段壓力保持因數增加了1.4%，靜壓恢復因數增加了30%，整體氣動性能得到了明顯提升，排氣段內流動損失大幅降低。

表1 支撐優化前后排氣段氣動性能對比

圖7、圖8給出了支撐優化前后支撐附近不同高度截面的速度云圖分布。由于來流方向與支撐角度不匹配，原型設計在支撐結構下游區域有明顯的流動分離，流線分布不均，形成了局部低速區，增加了流動的阻力和損失。優化后方案中上述情況明顯改善。從云圖可以看出，在10%通道高度處流動狀況優化最為明顯，針對來流合理匹配的入口幾何角度和型線,使支撐對流場的干擾大范圍降低，原型中存在的流速小于50 m/s的低速區域基本消失。在50%通道高度處的流動改善也很明顯，支撐后尾跡影響區域明顯減小，流體流經支撐處的最大速度降低。90%通道高度處，優化前后流動情況均較理想。圖9給出了相對靜壓恢復因數的沿程分布。圖9清晰地顯示，在相對軸向位置0.02～0.08的流域內，原設計流經支撐附近流體呈現明顯的急劇減速擴壓，之后膨脹加速，再繼續減速擴壓的流動特征，反復擴張和膨脹使流動損失變得劇烈。支撐優化后，排氣段沿流向保持穩定擴壓，原支撐設計中前支撐處靜壓恢復因數的劇烈波動消失，這說明優化后沿真實流動方向的流道面積變化設計較為合理，該設計降低了支撐結構對擴壓流道內流動的干擾。

(a) 10%通道高度

(b) 50%通道高度

(c) 90%通道高度

(a) 10%通道高度

(b) 50%通道高度

(c) 90%通道高度

圖9 相對靜壓恢復因數流向分布

4 結 論

本文使用數值計算的方法對某型燃氣輪機排氣段支撐型線進行了優化設計，分析了優化前后排氣段流場分布和整體性能變化，得出以下結論：

1)本文采用優化設計支撐型線的策略，依照二維型線優化、大來流角度下平面流場計算擇優、三維耦合渦輪末級CFD分析的方法完成了支撐型線的優化設計，有效提高了排氣段的流動效率，豐富了排氣段的優化設計方法，為后續機型排氣段設計和優化提供了參考。

2)由于支撐型線設計受上游渦輪給出的流動邊界的直接影響，對關鍵的前支撐的3種優化型線進行了大來流角度范圍的損失計算后，進行擇優，優化型線3性能表現最佳，流動損失小。

3)采用耦合末級渦輪的排氣段CFD計算方法驗證優化結果。優化后支撐型線設計合理，避免了支撐附近氣流反復的收縮和擴張，提高了流動效率。采用優化設計型線的支撐型線，排氣段壓力保持因數提高了1.4%，靜壓恢復因數提高了30%，流動特性大幅改善，整機效率可提高近0.2%。