渦軸發動機渦輪過渡段環形葉柵試驗驗證

吳小芳 周穎 劉長青

摘要：本文以渦軸發動機渦輪過渡段（ITD）為研究對象，進行了環形葉柵試驗，獲取了過渡段在-15°～15°迎角下過渡段的損失特性。試驗結果表明，總壓損失隨著馬赫數的增加而增加，且呈二次曲線關系。在進口迎角為-5°～0°時，渦輪過渡段總壓損失最低，在正迎角時，渦輪過渡段總壓損失較大，且偏離支板傾斜方向越大，損失越大。試驗同時獲得了設計狀態過渡段內部氣動參數分布，可為該渦輪過渡段支板葉型的優化設計提供一定的試驗依據。

關鍵詞：渦輪過渡段；環形葉柵；試驗；變迎角；馬赫數

中圖分類號：V231.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.02.005

渦輪過渡段位于航空發動機燃氣渦輪與動力渦輪之間，為氣流提供過渡，也是發動機支撐及內部管道布置的需要。其支板葉片設計需匹配燃氣渦輪出口流場，同時需保證動力渦輪進口流場均勻，并減少自身流動損失。通常航空發動機渦輪性能提升主要在于控制渦輪內的流動損失[1-2]，氣流在過渡段內擴壓流動，容易產生分離而造成較大的流動損失[3]，對渦輪性能影響不可忽略。

國外關于過渡段的研究開展較早，S. Lavagnoli[4]等在級間導向器上進行了環形葉柵試驗研究，Paul T.Couey[5]、A. Marn[6]等則對一體化過渡段開展了數值模擬分析。渦輪過渡段性能優化仍有一定挖掘潛力，近年來在國內也逐漸開始受到關注，開展了相關數值模擬研究。孫志剛[7]、侯朝山[8]等采用了計算流體力學（CFD）數值模擬的方法，對渦輪過渡段內部導流支板進行了氣動優化設計。楊杰[9]等采用數值模擬方法對帶大小葉片的一體化過渡段對渦輪部件氣動性能影響進行了研究。

但目前國內對過渡段氣動性能的研究仍以理論研究為主，試驗研究尚不多見。而環形葉柵試驗可以快速而詳盡地研究葉柵中的一些復雜流動結構、局部和總的損失、流通能力以及其他方面的大量數據[10]。

本文以渦輪過渡段為研究對象，進行了環形葉柵吹風試驗。通過對試驗設備、試驗件及其測點布置進行精細化設計，研究了不同進口迎角下渦輪過渡段的流動損失特性，同時對設計狀態下過渡段內部氣動參數分布進行了分析，得出一些過渡段支板氣動性能的規律，可為該型過渡段支板優化設計提供一定的試驗依據。

1試驗設備及試驗方法

1.1試驗設備

試驗在中國航發湖南動力機械研究所環形葉柵試驗臺進行。圖1為過渡段環形吹風試驗結構原理圖，試驗臺主要由氣源、進氣段、穩壓段、試驗段、排氣段和消聲塔等組成。試驗器由氣源站供給高壓氣體，空氣經凈化、干燥后儲存于氣罐中，風動與高壓氣罐連接，再經過穩壓段，以保證段內氣流的穩定。試驗時通過調節手閥控制進氣量，氣源最大進氣流量為12kg/s，最大進氣壓力為0.7MPa。

根據幾何相似、氣動相似，確定試驗件與原型件模擬比為1：1。試驗段由過渡段組件（整流支板16片+基礎過渡段支板4片和動力渦輪一級導葉組成）、進口外機匣、進口內機匣、整流環、轉接法蘭、排氣機匣組件和編碼板7部分組成。

1.2試驗測點布置

試驗件的設計及測點布置充分考慮了試驗數據的準確性、制造的工藝性及測點的可達性，最后測點布置（見表1）在試驗器的進出口各截面（Z0—Z0、Z1—Z1、Z2—Z2、Z3—Z3截面），均安裝有多個總壓和靜壓探針測點，在進出口安裝有流量溫度測點。同時，沿程內外壁面各布置10個靜壓測點，支板葉身兩個截面（40%、70%葉高截面）的壁面進行了埋管設計，試驗件流道示意圖如圖2所示，沿程壁面和支板葉身截面靜壓測點分布示意圖如圖3所示。

1.3試驗工況

為考察過渡段葉柵氣動性能隨迎角的變化特性，在過渡段支板前設有整流環（整流環的支板數為16片），共設計了5組不同迎角的整流支板，分別為A組（0°），B組（5°），C組（15°）、D組（-5°）、E組（-15°），5組整流支板葉型如圖4所示。

試驗分5次進行，即5種不同進口迎角i=±15°、±5°、0°分別進行試驗。試驗時，試驗件出口背壓為大氣壓，通過調節穩壓段進口壓力，調整過渡段支板前的進口馬赫數Mac1（Mac1=0.1～0.6，以進口內外壁面靜壓平均值與來流總壓平均值計算），具體試驗工況見表2。

2試驗數據處理

2.1計算公式

對試驗測得的數據，按照下列公式定義環形葉柵的氣動性能參數。

2.2試驗數據不確定度分析

以設計狀態（進口迎角i=0°、進口馬赫數Mac1=0.45）采集的測試數據進行不確定度分析，以評估試驗的可靠性。

試驗主要測量參數包括進出口總壓、進出口靜壓、流道壁面及葉身壁面靜壓。對設計狀態（進口迎角i=0°、進口馬赫數Mac1=0.45）穩態采集數據，進行了不確定度分析，設計狀態各測點數據誤差見表3，可知各測點誤差在0.3%以內，滿足本次試驗數據精度要求。

3試驗結果分析

3.1設計迎角下總壓損失特性

從圖5中可以看出，試驗數據與設計計算結果相比，兩者的總壓損失隨馬赫數的變化趨勢一致，總壓損失隨進口馬赫數的增加而增加，成二次曲線關系。

3.2設計狀態下沿流向壁面氣動參數

試驗對設計狀態（進口迎角i=0°、進口馬赫數Mac1= 0.45）下，沿程通道輪轂壁面（簡稱內壁）和機匣壁面（簡稱外壁）靜壓系數和等熵馬赫數沿軸向分布如圖6所示。

從圖6中可知，無論是內壁還是外壁，試驗結果與設計計算結果的壁面靜壓系數、等熵馬赫數軸向分布趨勢基本一致，靜壓系數沿軸向逐漸增加，馬赫數隨著軸向逐漸減小。這是因為過渡段流道為擴張型通道，通道內氣流擴壓，靜壓升高，流速降低，因而壁面靜壓系數增加，等熵馬赫數減小。

對比內、外壁的試驗與計算結果可知，外壁壁面靜壓系數和等熵馬赫數試驗與計算偏差比內壁的要大，這是因為靠近外壁的流體流動不穩定，且更容易發生分離，試驗是在非定常狀況下進行測量的，而計算為定常條件，因而試驗與計算結果有差異，但偏差基本在可接受范圍內。

3.3設計狀態下支板表面等熵馬赫數

對設計狀態（進口迎角i=0°、進口馬赫數Mac1=0.45）下，試驗測得葉身支板截面等熵馬赫數分布并進行了分析。葉身兩個截面（40%、70%葉高截面）的葉身表面等熵馬赫數軸向分布如圖7所示。可以看出支板葉柵馬赫數先升高，在尾緣出口處馬赫數急劇降低，這是因為支板尾緣出口逆壓梯度較大，易產生分離，因此支板設計時應避免該分離的發生。

3.4迎角變化對過渡段總壓損失的影響

從試驗總壓特性曲線可以看出，在同一進口馬赫數下，過渡段在不同進口迎角下總壓損失差異較大，在i=-5°～0°時總壓損失最小，在i=15°時總壓損失最大，在i=-15°時總壓損失次之，進口迎角對過渡段內部流動有很重要影響。同時，在迎角同為15°和5°時，正迎角下的總壓損失明顯比負迎角的要大，說明過渡段性能在正迎角下對來流方向較為敏感，在負迎角時對來流方向敏感性相對較弱，且在負迎角-5°～0°范圍內變化時過渡段損失最小，可為渦輪過渡段改進設計提供參考。

4結論

本文主要研究了過渡段總壓損失特性、過渡段內流道壁面和支板葉身表面的氣動特征參數分布，并與設計計算結果進行了對比，得出以下主要結論：

（1）設計迎角下過渡段支板總壓損失隨著馬赫數的增加而增加，且成二次曲線關系。

（2）通過試驗了解過渡段支板沿流程壁面和支板葉身表面氣流流動規律，在設計狀態下，過渡段內壁和外壁沿程靜壓系數沿軸向逐漸增加，等熵馬赫數沿著流動方向逐漸減小，支板葉身截面馬赫數沿流向方向先升高后下降。

（3）通過試驗了解過渡段支板總壓損失隨迎角變化特性，同一馬赫數下，過渡段總壓損失在i=-5°～0°時總壓損失最小，在i=15°時總壓損失最大，在i=-15°時總壓損失次之，正迎角下的總壓損失明顯比負迎角的要大，過渡段總壓損失在迎角-5°～0°范圍最佳，可為該型渦輪過渡段支板設計提供參考。

參考文獻

[1]單熠君，曾飛，李維.渦輪轉子葉片葉冠修型對渦輪氣動性能的影響分析[J].航空科學技術，2019，30（1）：29-24. Shan Yijun， Zeng Fei， Li Wei. Analysis of the effect of shapes of shrouded blade tip on turbine aerodynamic performance [J]. Aeronautial Science & Technology， 2019， 30（1）： 29-24. （in Chinese）

[2]甘明瑜，王鵬濤，曾飛，等.某型輔助動力裝置渦輪盤腔泄漏影響數值研究[J].航空科學技術，2019，30（6）：32-38. Gan Mingyu，Wang Pengtao， Zeng Fei， et al. Investigation of cavity leakage flow on turbine performance in APU[J]. Aeronautial Science & Technology， 2019， 30（6）： 32-38. （in Chinese）

[3]Wallin F，Eriksson L E. Design of an aggressive flow controlled turbine duct[R]. ASME Paper，GT2008-512002，2008.

[4]Lavagnoli S，Yasa T，Paniagua G，et al. Aerodynamic analysis of an innovative low pressure vane placed in a s-shape duct[J]. Journal of Turbomachinery，2012，134：011013.

[5]Couey P T，McKeever C W，Malak M F，et al.Computational study of geometric parameter influence on aggressive interturbine duct performance[R]. ASME Paper，GT2010-23604，2010.

[6]Marn A，G？ttlich E，Cadrecha D，et al. Shorten the intermediate turbine duct length by applying an integrated concept[R].ASME Paper，GT2008-50269，2008.

[7]孫志剛，黃洪雁，談春青，等.某型燃機渦輪過渡段流場優化設計[J].工程熱物理學報，2008， 29（6）：940-942. SunZhigang，HuangHongyan， TanChunqing，etal. Optimization design for the turbine transition section of an aeroengine[J]. Journal of Engineering Thermophysics， 2008， 29（6）： 940-942.（in Chinese）

[8]侯朝山，吳虎.某型渦輪過渡流道穩定工作范圍優化設計[J].推進技術， 2013，34 （9）：1197-1203. Hou Chaoshan， Wu Hu. Optimization design on steady operating range for intermediate turbine duct[J]. Journal of Propulsion Technology， 2013，34 （9）：1197-1203.（in Chinese）

[9]楊杰，劉冬華，潘尚能.一體化過渡段大葉片對渦輪部件氣動影響研究[J].推進技術，2017，38 （2）：779-786. Yang Jie， Liu Donghua， Pan Shangneng. Large vanes in integratedinter-turbineductonturbineaerodynamic performance[J]. Journal of Propulsion Technology， 2017， 38（2）：779-786. （in Chinese）

[10]《航空發動機手冊》總編委會.航空發動機手冊第10冊：渦輪[M] .北京：航空工業出版社，2001. General Editorial Board Of Aeroengine Design Manual. Aeroengine design manual， part 10： turbine[M]. Beijing： Aviation Industry Press， 2001. （in Chinese）

（責任編輯陳東曉）

作者簡介

吳小芳（1988-）女，碩士，工程師。主要研究方向：航空發動機渦輪氣動設計。

Tel：18153770232

E-mail：zjuwxf@163.com

周穎（1973-）女，碩士，研究員。主要研究方向：航空發動機渦輪設計。

Tel：18073326831E-mail：capi@608.163.net

劉長青（1983-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：航空發動機渦輪氣動設計。

Tel：18073327267

E-mail：45156270@qq.com

Annular Cascade Test Validation of an Inter-Turbine Duct For Turbo-shaft Engine

Wu Xiaofang*，Zhou Ying，Liu Changqing

Hunan Key Laboratory of Turbomachinery on Small and Medium Aero-Engine，AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute，Zhuzhou 412002，China

Abstract： By taking the inter-turbine duct（ITD） of a turbo-shaft engine as the research object， an annular cascade test was performed to obtain the loss characteristics at the inter-turbine duct as the inflow angle varified from -15°to 15°. The test results show that the total pressure loss increases with the increase of Mach number and presents a two degree curve relation. The total pressure loss of the ITD is the lowest when the inflow angle ranges from -5°to 0°， and the loss is higher when the inflow angle is positive. The greater the deviation from the strut blade is， the higher the loss is. The aerodynamic parameter distribution of the transition section obtained from the test at the design condition can provide a certain experimental basis for the optimal design of the strut blade for this type of ITD.

Key Words： inter-turbine duct； annular cascade； test； inflow angle； Mach number