前緣倒角對渦輪輪緣密封性能的影響

白濤, 楊青真, 施永強, 陳玲玲, 解云琪, 李怡

(1.西北工業大學動力與能源學院， 西安 710129； 2.西安航空學院飛行器學院， 西安 710077)

提高渦輪前燃氣溫度是提高渦輪輸出功率，減輕渦輪部件重量的重要手段。然而高溫燃氣使得渦輪的工作環境更加惡劣，尤其是對于高速旋轉的渦輪輪盤結構。通過從壓氣機引出氣體進入渦輪盤腔可以起到冷卻盤腔，同時阻止主流高溫燃氣入侵盤腔的作用。關于渦輪盤腔封嚴機理，封嚴結構設計等領域國內外已經做了大量的工作[1-4]。

隨著對流場研究的精細化發展，近年來更多的關注點放在了端壁造型,葉片設計等對于輪緣密封及渦輪氣動性能的影響上。Ong等[5]、Jenny等[6]的研究表明：非軸對稱端壁對于渦輪盤腔封嚴冷氣出流和端壁效應相互作用的二次流結構具有一定的改善作用，通過合理的端壁設計可以提升渦輪氣動效率。此外，當采用不同的端壁造型方法時，渦輪效率對封嚴氣流的敏感性不同。Turgut等[7]的研究表明，在出流冷氣的上游，通過調整端壁造型可以降低渦輪氣動損失。Reginal等[8]在具有端壁造型的渦輪級上采用靜態和動態測量方法評估渦輪氣動性能。測量結果表明端壁造型使得氣動效率提高0.2%，但是隨著冷氣出流的影響，這種正向作用逐漸消失。Rose等[9]提出在今后的研究中，應當關注非軸對稱端壁和前緣倒角對端壁二次流的作用機制，通過合理的設計非軸對稱端壁設計來降低渦輪氣動損失。Shahper等[10]、Schreiner等[11]基于封嚴冷氣出流對主流的干涉機理，設計了非軸對稱端壁。研究表明非軸對稱端壁在一定程度上抑制了封嚴冷氣出流與主流的干涉作用，增大渦輪級效率增大。中國魏佐君等[12]設計了水滴狀的葉片前緣結構，研究結果表明最佳設計方案下的前緣形狀可以使得渦輪葉柵損失減小5.1%。程舒嫻等[13]研究了前緣造型對于封嚴效率和渦輪氣動效率的影響，研究結果表明凸壁前緣可以抑制通道渦強度；凹壁前緣可以提高輪緣密封效率。何振鵬等[14]的研究表明轉子前緣附近上凸的端壁造型會加劇燃氣入侵和冷氣出流程度；端壁造型改變主流橫向壓力梯度和二次流的徑向位置，從而使端區二次流損失降低。李智梅等[15]的研究表明前緣倒角可以削弱前緣附近切應力、氣流偏轉角以及馬蹄渦強度，起到了改善渦輪氣動效率和換熱性能的作用。

在實際燃氣輪機中，由于葉片加工需要，渦輪葉片與端壁交界處方存在倒角結構。目前大多數的研究集中在通過端壁、葉片造型來改善渦輪端區流動這一領域，關于端壁造型對于輪緣封嚴效果則揭示較少，為此有必要從燃氣入侵、封嚴冷氣出流角度全面分析端壁造型、倒角結構對于渦輪輪緣密封性能的影響。在不同封嚴流量下，詳細分析轉子前緣倒角結構對于渦輪主流氣動性能及盤腔封嚴性能的影響規律，旨在為控制燃氣入侵，降低渦輪損失的端壁設計提供理論參考。

1 計算模型與計算方法

1.1 計算模型

研究對象選自瑞士聯邦理工學院1.5級渦輪的第一級導向器和轉子。渦輪幾何主要參數如表1所示，封嚴腔體位于導向器和轉子交界面上游，分別計算原型(不帶倒角)和有倒角兩種工況，記為Turbo和Turbo_fillet。根據轉靜之間的距離以及盤腔位置，前緣倒角設置為4 cm。封嚴結構及前緣倒角結構如圖1所示。

表1 LISA葉型主要幾何參數Table 1 Geometric parameters of LISA blade profil

圖1 封嚴結構及轉子前緣倒角Fig.1 Sealing structure and rotor leading edge fillet

1.2 數值計算方法

計算域包括1個靜子通道和1個轉子通道。盤腔以及主流通道整體在Autogrid5中繪制結構化六面體網格。保證盤腔間隙處的網格在軸向和周向完全匹配，避免數值傳遞造成的誤差。盤腔設置在靜子域。網格總數為240萬，靜子、轉子域分別為100萬、140萬。所有壁面處網格都進行了加密處理，近壁處Y+小于1，網格擴張比小于2，滿足所選湍流模型的計算要求。盤腔和葉片前緣處網格如圖2所示。

圖2 計算網格Fig.2 Grid for numerical calculation

數值模擬選用SST(shear stress transport)湍流模型，γ-θ(gamma theta model)轉捩模型；進口給定總溫(328 K)、總壓(140 kPa)邊界條件；出口給定徑向分布的靜壓邊界條件；轉子轉速為2 700 r/min；盤腔進口給定流量邊界條件；無量綱封嚴流量(injection ratio, IR)定義為封嚴冷氣進口流量與渦輪主流進口流量的比值。文中IR分別設置為：0.5%、0.9%、1.3%。為區分盤腔封嚴氣體與主流氣體，工質設置為CO2(示蹤氣體)和理想空氣的混合氣，其中主流進口CO2濃度為0，盤腔進口CO2濃度為1。計算模型幾何和邊界條件詳細參數參見文獻[16]。為節省計算資源，采用定常數值計算。

1.3 數值方法驗證

為確保定常計算的可靠性，在進行數值驗證時，同時采用了定常和非定常計算結果同實驗數據對比。圖3為靜子和轉子出口氣流角的數值計算結果(定常、非定常)與實驗測量結果對比，具體對比數據參考文獻[16]。定常和非定常數值結果得到的靜子和轉子出口氣流角沿葉高的變化趨勢與實驗結果吻合較好。轉子出口氣流角在70%葉高以下，數值計算結果(定常和非定常)均與實驗結果基本一致，在70%葉高以上，三者出現了差異，相比定常結果，非定常結果與實驗結果在數值上更加接近。為揭示倒角結構對于渦輪輪緣性能的影響，本文重點關注輪轂附近流動。在輪轂附近數值計算和實驗結果吻合較好，也即說明通過數值計算可以捕捉到輪轂附近的二次流結構。綜上，定常數值計算方法可以滿足本文的研究目的。

圖3 出口氣流角Fig.3 The outlet flow angle

2 結果分析與討論

圖4為渦輪盤腔間隙處的無量綱徑向速度分布云圖。無量綱徑向速度系數定義為盤腔間隙當地徑向速度與間隙出口基于面積加權平均的徑向速度之比。徑向速度為正代表封嚴冷氣出流，徑向速度為負代表主流燃氣入侵。當IR=0.5%時，在原型和帶倒角兩種裝置中，燃氣入侵均發生在靜子尾緣正對轉子前緣且靠近靜子尾緣壓力面一側的區域。受動盤泵效應影響，封嚴氣體出流主要發生在靠近轉子一側。前緣倒角結構的設置使得前緣曲率連續，削弱了前緣吸力峰的強度(高低壓區域)，所以出現如圖所示帶倒角渦輪結構燃氣入侵區域要稍小于原型結構。隨著封嚴流量增大，燃氣入侵位置沒有發生變化，入侵周向范圍減??；間隙內的流動以封嚴冷氣出流為主。

圖4 盤腔間隙徑向速度云圖(IR=0.5%)Fig.4 Radial velocity contour of disk cavity clearance(IR=0.5%)

圖5為不同封嚴流量下，帶倒角和不帶倒角渦輪盤腔內無量綱的封嚴效率分布。封嚴效率定義為

(1)

圖5 盤腔中封嚴效率沿半徑方向分布Fig.5 The sealing efficiency distribution along the radius direction in the cavity

式(1)中：cs為當地示蹤氣體(CO2)濃度;ca為主流進口示蹤氣體濃度;c0為冷氣進口示蹤氣體濃度。在本文計算的流量范圍內，燃氣入侵只發生在封嚴間隙內。隨著封嚴流量增大，封嚴效率增大。當封嚴流量為0.5%時，無倒角渦輪裝置輪緣處的密封效率為88.5%，而當封嚴流量增大到1.3%時，輪緣處封嚴效率達到98.2%。對于帶倒角結構渦輪盤腔裝置，當封嚴流量為0.5%、0.9%時，其輪緣封嚴效率大于無倒角渦輪盤腔裝置，隨著封嚴流量增大，這種差異減小。前緣增加倒角結構對于主流燃氣入侵有一定的抑制作用，最大可使輪緣封嚴效率提高7%。同上文分析結果一致。

封嚴冷氣和主流在周向方向的速度差會導致冷氣和主流發生強剪切作用，在盤腔間隙形成間隙渦，也稱K-H(Kelvin-Helmholtz)渦，如圖 6所示。切向速度系數定義為當地切向速度與靜葉出口平均切向速度的之比。隨著封嚴冷氣量增大，轉盤對流動的加速作用減弱，出流冷氣的切向速度減小，封嚴冷氣和主流的切向速度梯度加大，間隙渦的強度明顯增強。在高封嚴流量下，倒角結構的存在會略微增大出流冷氣量，因此間隙渦的強度有所增強，但增大的程度較弱。在低封嚴流量下，倒角結構使得間隙渦區域減小，這與上文提到的低封嚴流量下燃氣入侵減小有關。隨著間隙渦向下游發展，導致轉子進口截面出現了3個正負渦量區(對應三個轉子葉片)如圖 7所示。在原型和倒角兩種裝置中，轉子進口渦量分布和大小較為接近，也即倒角結構對于轉子上游主流流場影響較弱，下面分析轉子通道中流場的變化規律。

圖6 盤腔間隙流線圖Fig.6 Streamline diagram of disc cavity gap

圖7 盤腔間隙下游軸向渦量Fig.7 Axial vorticity downstream of disc cavity clearance

前緣倒角使得前緣附近的氣流加速，降低了前緣附近徑向壓力梯度。為此使得不同流量下馬蹄渦的形成位置向后方移動。由輪轂極限流線[圖8(a)]可以發現馬蹄渦吸力面分支分離線變短，吸力面馬蹄渦分支強度減弱。從葉片表面極限流線[圖8(b)]可以看出，帶倒角結構的通道渦出口位置略微有所降低。前緣倒角通過對馬蹄渦的抑制，使得通道渦強度減弱。

圖8 轉子葉片、輪轂極限流線Fig.8 Limit streamline of rotor blade and hub

為了更加直觀地看出渦結構向下游的發展過程，通過Q-λ準則識別渦結構，用軸向渦量著色的轉子渦系結構如圖 9所示。圖9中并沒有識別到明顯的馬蹄渦壓力面分支結構，這是因為馬蹄渦壓力面分支形成后直接匯入間隙渦中，一同向下游發展形成通道渦，間隙渦成了通道渦的主要貢獻者。從圖中也可以看出倒角結構使得馬蹄渦吸力面分支區域減小，強度減弱，得到的結論同極限流線。此外，倒角結構改善了前緣附近的流場，在一定程度上降低了端壁邊界層的高損失區域；抬高了上游靜子尾跡脫落渦位置；相當于切斷了馬蹄渦的能量來源。有助于減弱馬蹄渦的強度，從而使得出口通道渦強度降低。

圖9 渦輪通道渦系結構Fig.9 turbine passage vortex structure

封嚴流量的增加會對動葉葉片表面壓力系數產生較為明顯的影響，如圖 10所示。隨著封嚴流量增大，封嚴冷氣出流量增大，對轉子進口造成堵塞增大，因此前緣附近的壓力系數整體有所降低。封嚴冷氣同主流復雜剪切作用在轉子入口形成的間隙渦(高的正負渦量集中區域)使得前緣吸力面、壓力面壓力系數出現了較大的交叉。在不同封嚴流量下增加倒角裝置使得吸力面最大曲率位置以前的壓力系數降低。這主要是由于倒角裝置對葉根截面流場的加速作用，減小了流動損失，從而使得當地靜壓增大，壓力系數呈現降低的趨勢。倒角結構主要通過影響壓力勢場來對流動產生影響，隨著向下游發展，這種勢場的影響逐漸減弱，在吸力面逆壓力梯度區域，倒角對壓力系數的影響作用幾乎消失。由圖 11的轉子出口氣流角沿半徑方向的分布可以看出倒角裝置對于通道渦的抑制作用，可以減弱端壁附近流動的過轉和葉中截面的欠轉程度。這將有助于降低葉型損失和二次流損失。

圖10 5%轉子葉高截面處葉片壓力系數分布Fig.10 Pressure coefficient distribution at the section of 5% rotor blade span

圖11 轉子出口氣流角分布(IR=1.3%)Fig.11 The exit angle of rotor (IR = 1.3%)

圖12為不同封嚴流量下的渦輪氣動效率。其定義為

(2)

當封嚴流量IR=1.3%時，間隙處的流動以出流冷氣為主，出流冷氣和主流干涉是造成氣動損失增加的原因之一，倒角結構使得被間隙渦匯入的通道渦強度減弱，為此可使得渦輪氣動效率增加2.1%，而在封嚴流量為0.5%時，氣動效率增加1.7%，這主要是因為在低封嚴流量情況下，倒角結構抑制了燃氣入侵，普遍認為燃氣入侵和冷氣出流的相互作用對于間隙渦的產生和發展具有促進作用。由圖6也可以看出相比于原型結構，帶倒角裝置的盤腔出口剪切渦區域有所減小，因此渦輪氣動損失降低。在低封嚴流量和高封嚴流量下，倒角結構對于渦輪效率的提高具有重要意義。

3 結論

在不同的封嚴流量下，細致分析了倒角結構對于主流燃氣入侵和封嚴冷氣出流的影響規律。研究表明：前緣倒角通過對燃氣入侵、封嚴出流、通道渦結構以及轉子出口氣流角的影響，使得帶倒角的渦輪(Turbo_fillet)相比于無倒角渦輪(Turbo)在所研究的范圍都具有較高的渦輪氣動效率。

(1)前緣倒角可以加速前緣附近氣體的流動，從而降低轉子前緣徑向壓力梯度，使得前緣馬蹄渦強度減弱。前緣倒角對于高、低封嚴流量下盤腔間隙渦影響趨勢相反，但整體上影響都較弱。

(2)在不同封嚴流量下，倒角結構對于燃氣入侵具有一定的抑制作用，在本文的研究范圍內最大可使得輪緣密封效率提高7%。

(3)前緣倒角通過影響前緣勢場來影響流動狀態，這種影響在流向方向上主要集中在葉片最大曲率位置以前。前緣倒角使得轉子吸力面壓力升高；在徑向方向上減弱了轉子出口氣流角的欠轉和過轉程度，削弱了通道二次流強度。