葉片破損對(duì)壓氣機(jī)性能的影響

王忠義, 趙佳, 張晶, 王萌

(1.哈爾濱工程大學(xué) 動(dòng)力與能源工程學(xué)院,黑龍江 哈爾濱 150001; 2.中船黃埔文沖船舶有限公司,廣東 廣州 510715)

壓氣機(jī)是影響航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的關(guān)鍵部件之一,其氣動(dòng)力特性會(huì)受到葉片的幾何形狀影響[1]。若葉片存在加工誤差、發(fā)生腐蝕磨損或者受到外物沖擊損傷均會(huì)產(chǎn)生幾何缺陷,從而影響壓氣機(jī)的性能。壓氣機(jī)葉片加工誤差不可避免,在一定程度上影響了壓氣機(jī)的氣動(dòng)性能[2-4]。耿少娟等[5]以1.5級(jí)壓氣機(jī)為對(duì)象,通過測(cè)量葉片葉型數(shù)據(jù)得到加工誤差分布特征,采用三維數(shù)值模擬方法在設(shè)計(jì)流量點(diǎn)研究了輪廓度誤差對(duì)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子和級(jí)性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)葉片加工誤差對(duì)壓氣機(jī)堵塞流量、全流量范圍內(nèi)的壓比和效率均有影響。郭正濤等[6]采用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)預(yù)測(cè)了加工誤差對(duì)葉柵氣動(dòng)性能和角區(qū)氣動(dòng)穩(wěn)定性的影響并發(fā)現(xiàn)了加工誤差的影響與所處的工況有關(guān),與設(shè)計(jì)工況相比,近失速工況下氣動(dòng)穩(wěn)定性對(duì)于加工誤差更加敏感,并且前緣和吸力面型線的加工誤差對(duì)損失影響較大。葉片在高壓、高速和潮濕空氣的沖刷下會(huì)發(fā)生腐蝕磨損,導(dǎo)致葉片表面粗糙度、葉型發(fā)生改變,進(jìn)而使得流量、壓比效率等發(fā)生變化[7-9]。盧明亮[10]使用改變?nèi)~型尺寸的方法通過數(shù)值模擬方法發(fā)現(xiàn)葉片腐蝕后的壓氣機(jī)性能出現(xiàn)了一定程度的衰退。李冬[11]得出腐蝕后葉頂間隙變化對(duì)效率的影響更為明顯,且壓氣機(jī)性能衰退中效率衰退最為嚴(yán)重、流量次之、壓比最小。對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片來說,硬物沖擊造成的幾何損傷不可恢復(fù)。壓氣機(jī)葉片前緣不僅最易沖擊受損,同時(shí)也是影響氣動(dòng)性能的較為敏感因素,會(huì)對(duì)內(nèi)部沖擊結(jié)構(gòu)、邊界層發(fā)展和葉型損失產(chǎn)生顯著影響[12-14]。賴安卿[15]通過數(shù)值仿真方法發(fā)現(xiàn)前緣損傷會(huì)導(dǎo)致葉尖區(qū)域激波后移,葉中區(qū)域分離渦損失增大,從而效率降低,同時(shí)減小壓力面靜壓,導(dǎo)致壓氣機(jī)的壓比下降。Li[16]以前緣尖端彎曲的葉片為研究對(duì)象,進(jìn)一步了解了軸流壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)失速時(shí)的流動(dòng)特性以及葉片損傷對(duì)喘振裕度的影響。吳娜[17]通過數(shù)值仿真計(jì)算了硬物損傷出現(xiàn)在葉片前緣和頂端時(shí)對(duì)氣動(dòng)性能的影響,發(fā)現(xiàn)損傷缺口(形狀為r=5d,深度小于4 mm)在前緣葉尖時(shí)進(jìn)出口總壓比幾乎沒有變化,進(jìn)出口總壓比會(huì)隨缺口深度增加而明顯減小。

本文以跨音速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子對(duì)研究對(duì)象,采用數(shù)值仿真方法探究葉片破損對(duì)壓氣機(jī)性能的影響,并針對(duì)葉片破損前后壓氣機(jī)的內(nèi)部流場(chǎng)改變進(jìn)行對(duì)比分析。

1 物理模型及仿真方法

1.1 模型結(jié)構(gòu)與方法驗(yàn)證

NASA rotor 37作為典型跨音速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子被廣泛應(yīng)用到葉輪機(jī)械領(lǐng)域 CFD 代碼的測(cè)試中,本文以此為原模型進(jìn)行仿真計(jì)算,其葉片數(shù)目為36,設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速17 188 r/min,設(shè)計(jì)壓比2.106,設(shè)計(jì)流量20.19 kg/s[18],更多參數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果可參考文獻(xiàn)[19]。

本文選擇Numeca軟件中的Autogrid5模塊進(jìn)行網(wǎng)格劃分,如圖1所示,對(duì)近壁面網(wǎng)格進(jìn)行局部加密,保證第1層網(wǎng)格y+<5以適用于所選湍流模型。數(shù)值仿真采用 Numeca軟件中的FineTurbo模塊進(jìn)行單通道定常計(jì)算,假定工質(zhì)為理想可壓縮氣體,湍流模型設(shè)置為Spalart-Allmaras模型,進(jìn)口邊界條件給定總溫 288 K,總壓101.325 kPa,進(jìn)氣方向?yàn)檩S向;出口邊界給定平均出口靜壓,通過逐步增大平均出口靜壓的方式來計(jì)算得到壓氣機(jī)特性曲線;葉片表面和固壁均采用無滑移邊界條件和絕熱壁面條件。

圖1 rotor 37網(wǎng)格示意

為了綜合考慮計(jì)算效率和精度,對(duì)網(wǎng)格數(shù)量進(jìn)行了無關(guān)性驗(yàn)證。網(wǎng)格數(shù)分別為:網(wǎng)格1(25萬)、網(wǎng)格2(65萬)、網(wǎng)格3(105萬)、網(wǎng)格4(140萬)。由圖2中的不同網(wǎng)格數(shù)下壓氣機(jī)特性曲線對(duì)比可知,100%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下,105萬網(wǎng)格可以達(dá)到計(jì)算要求,并再將峰值效率工況點(diǎn)和近失速工況點(diǎn)的模擬值與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比,發(fā)現(xiàn)誤差均不超過3.5%,見表1,因此本網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果具有一定的可信度。

表1 rotor 37實(shí)驗(yàn)值與本文數(shù)值模擬值

圖2 壓氣機(jī)特性曲線對(duì)比

為進(jìn)一步驗(yàn)證數(shù)值仿真結(jié)果,圖3給出了峰值效率工況點(diǎn)出口總壓比和總溫比隨展向高度變化的規(guī)律曲線,發(fā)現(xiàn)兩者變化趨勢(shì)吻合,雖然仿真值相比實(shí)驗(yàn)值存在一定偏差,但誤差在合理范圍內(nèi)。圖4給出了仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的95%葉高處馬赫數(shù)對(duì)比圖,可以看出無論是在峰值效率工況還是近失速工況,壓氣機(jī)內(nèi)部流場(chǎng)變化一致且數(shù)值結(jié)果接近,激波發(fā)生位置與泄漏流的流向吻合度較高。

圖3 數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)的壓比和效率特性

圖4 95%葉高相對(duì)馬赫數(shù)云圖

綜上所述,可以在此原模型的基礎(chǔ)上,進(jìn)行后續(xù)研究工作。

1.2 破損葉片模型處理

經(jīng)對(duì)外物損傷的特征分析發(fā)現(xiàn),葉片進(jìn)、排氣邊上部多出現(xiàn)小尺度的缺口損傷,進(jìn)氣邊葉尖區(qū)域常出現(xiàn)大尺度缺口損傷[20]。本文類比某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子葉片實(shí)際破損情況[21],簡化破損模型為圖5所示,是將rotor 37原型在葉頂前緣位置進(jìn)行寬度和高度均為7.5 mm的三角形缺口破損,通過數(shù)值仿真方法來考察葉片破損對(duì)壓氣機(jī)性能和內(nèi)部流場(chǎng)的影響。

圖5 葉片原型與破損模型幾何結(jié)構(gòu)

2 破損葉片仿真結(jié)果及分析

2.1 總體性能分析

基于流量可將壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度SM為:

SM=(mDEmNS/mDE)×100%

(1)

式中:mNS、mDE分別為壓氣機(jī)近失速工況點(diǎn)和設(shè)計(jì)工況點(diǎn)的質(zhì)量流量。

壓氣機(jī)設(shè)計(jì)工況點(diǎn)流量為20.19 kg/s,根據(jù)計(jì)算結(jié)果可知葉片破損前后的近失速流量分別為18.67 kg/s和19.05 kg/s,代入式(1)可知葉片破損后壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度由7.53%降至5.65%,下降了25.0%。圖6為壓氣機(jī)葉片破損前后的工作特性曲線對(duì)比,葉片發(fā)生破損使得工作特性曲線下移,工流量范圍縮短,壓氣機(jī)各工況點(diǎn)的總壓比和絕熱效率都呈現(xiàn)降低趨勢(shì)。由計(jì)算結(jié)果可知,葉片破損后峰值效率工況點(diǎn)壓比由2.005 6降低為1.992 3,下降了0.663 1%;效率由86.33%下降為85.65%,下降了0.787 7%。近失速點(diǎn)流量由18.67 kg/s上升為19.30 kg/s,提高了3.333 5%;堵塞點(diǎn)流量由20.76 kg/s降低為20.64 kg/s,下降了0.58%。結(jié)合以上數(shù)據(jù)和圖6可知,葉片破損導(dǎo)致了壓氣機(jī)氣動(dòng)性能衰退,其中對(duì)穩(wěn)定裕度的影響更對(duì)顯著。

圖6 破損后壓氣機(jī)特性曲線

2.2 內(nèi)部流場(chǎng)分析

圖7給出了100%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速、2個(gè)典型工況下,葉片原型和破損模型的出口總壓比沿葉高分布曲線。可以看出峰值效率工況和近失速工況下,葉片破損后在全葉高范圍內(nèi)的出口壓比均呈降低趨勢(shì),最大衰退值可達(dá)0.097,且這種降低的趨勢(shì)由葉頂向葉根延伸且程度減弱,這表明破損模型對(duì)壓氣機(jī)性能造成衰退的影響主要集中在葉頂部分。根據(jù)破損位置及形狀,可首先推斷出葉頂壓比降低的原因之一是由于葉頂弦長減小導(dǎo)致對(duì)氣流的做功能力減弱,而其他更深層次的原因需后續(xù)對(duì)葉頂流場(chǎng)進(jìn)行詳細(xì)分析。

圖7 轉(zhuǎn)子出口總壓比沿葉高分布曲線

圖8給出了破損模型在峰值效率工況點(diǎn)和近失速工況的子午面密流分布,其中密流Density-V定義為軸向速度與密度的乘積,反映了壓氣機(jī)的通流能力,其數(shù)值降低幅度較大處即為失速最易發(fā)生的位置。結(jié)合圖8(a)和(b)可知,從峰值效率工況到近失速工況,葉頂位置的密流下降最多,可以判定失速會(huì)首先在葉頂發(fā)生;同理,葉片破損對(duì)穩(wěn)定裕度的影響也主要是由于對(duì)葉頂流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了更為明顯的改變。

圖8 子午面密流分布

圖9給出了100%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速時(shí),2典型工況下的98%葉高馬赫數(shù)分布。葉片在2個(gè)工況點(diǎn)下于破損位置處都產(chǎn)生了高馬赫數(shù)區(qū),且葉片的附面層厚度都有所增加,通道內(nèi)產(chǎn)生的堵塞區(qū)域和后部尾跡區(qū)域范圍均變大,致使流動(dòng)損失的增加,從而造成了壓氣機(jī)效率的降低。對(duì)比破損前后的近失速工況圖,可知破損模型的吸力面?zhèn)燃げㄎ恢幂^原型發(fā)生了前移且激波強(qiáng)度增大,導(dǎo)致附面層提前分離,壓力面的低馬赫數(shù)流動(dòng)區(qū)域也明顯增大。由于進(jìn)口處的激波位置越靠前,激波強(qiáng)度越大,壓氣機(jī)的流動(dòng)穩(wěn)定性越差,所以葉片破損使得壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度減小。

圖9 98%葉高相對(duì)馬赫數(shù)云圖

圖10給出了轉(zhuǎn)子葉片在98%葉高處葉片表面靜壓系數(shù)分布曲線,吸力面與壓力面的靜壓差可以反映葉型的負(fù)荷情況。對(duì)峰值效率工況分析可知,前30%弦長范圍內(nèi),破損使得葉片的靜壓系數(shù)有所下降,且吸力面下降更為嚴(yán)重,表明破損位置附近的葉片靜壓差增大,負(fù)荷增大,泄漏流增強(qiáng);后30%弦長范圍內(nèi),葉片的負(fù)荷受到破損的影響較小。對(duì)近失速工況分析可知,壓力面的靜壓系數(shù)基本未受破損影響,而吸力面在前25%弦長范圍內(nèi)的靜壓系數(shù)明顯下降。再綜合分析2個(gè)工況下吸力面的壓力階躍位置可知,破損葉片導(dǎo)致了吸力面的壓力階躍提前,即激波位置向前緣移動(dòng)。由此可見,葉片破損對(duì)吸力面?zhèn)攘鲌?chǎng)產(chǎn)生的影響比壓力面?zhèn)雀睢?/p>

圖10 靜壓系數(shù)沿弦長分布

針對(duì)吸力面?zhèn)攘鲌?chǎng)展開分析,圖11給出了葉片破損前后的吸力面極限流線圖。在峰值效率工況下,破損模型的頂部區(qū)域流線不再平行于上端壁面且流動(dòng)不均,出現(xiàn)了徑向流動(dòng)(圖中A區(qū)),同時(shí)葉頂尾部的流線也受到了一定影響;附面層分離線的起始位置上移(圖中標(biāo)號(hào)a處),分離線后的流線彎曲曲率變大,分離渦強(qiáng)度有所增加,可以分析出破損模型的氣流流動(dòng)損失較大,這也是其最高效率數(shù)值低于原模型的原因之一。在近失速工況下,葉尖破損產(chǎn)生的渦分布進(jìn)一步加大,對(duì)葉頂尾部流動(dòng)的影響加深;可明顯看出葉片上部的分離線產(chǎn)生扭曲,葉頂和60%～80%葉高的分離點(diǎn)位置(圖中C區(qū))都有一定程度上的向后移動(dòng),其中頂部的分離點(diǎn)位置后移最嚴(yán)重。雖然葉頂激波位置向尾緣移動(dòng)降低了激波附面層分離損失,但線后附面層內(nèi)低能流體的回流堆積在了葉頂(圖中B區(qū)),其與主流匯聚后被帶走,加大了流動(dòng)阻塞和流動(dòng)損失。

圖11 吸力面極限流線分布

在跨聲速壓氣機(jī)中,其損失和工作穩(wěn)定性主要受葉頂泄漏流以及泄漏渦與激波的相互作用所影響。圖12給出了轉(zhuǎn)子葉片原型和破損模型的葉頂泄漏流流線分布。可見,破損處由于葉頂間隙加大導(dǎo)致葉頂泄漏渦范圍增加,且泄漏流向下游流動(dòng)過程中,速度逐漸降低,打到相鄰葉片壓力面后發(fā)生二次泄漏也加劇。在峰值效率工況,原模型和破損模型的葉尖前緣泄漏流與主流作用生成的泄漏渦強(qiáng)度都比較低,對(duì)壓氣機(jī)的穩(wěn)定性沒有顯著性影響;而在近失速工況,分析2個(gè)模型的葉頂流線可知,通道激波的阻滯作用將泄漏渦破碎,葉尖前半部分的壓力面附近形成了大面積低速區(qū)域;葉尖吸力面后半部分因激波導(dǎo)致的強(qiáng)逆壓梯度使附面層進(jìn)行分離,之間的相互作用將流道堵塞,造成壓氣機(jī)失速。相對(duì)于原模型,破損模型由于葉尖前緣發(fā)生損傷而產(chǎn)生了十分強(qiáng)烈的激波,激波會(huì)導(dǎo)致前緣存在低速回流區(qū),但由于破損后葉頂前半部分間隙有所增加,泄漏流會(huì)變得更強(qiáng),可將吸力面?zhèn)鹊牡湍芰黧w團(tuán)吹走,但泄漏流在葉頂位置處引入了泄漏渦,使附近位置流動(dòng)變得復(fù)雜化。

圖12 葉頂泄漏流流線分布

圖13給出了近失速工況下葉片破損前后的子午面相對(duì)總壓分布,可發(fā)現(xiàn)葉頂位置都存在著由泄漏渦(見圖12(b))造成的大范圍低相對(duì)總壓區(qū),該區(qū)域從葉片前緣處起,逐漸沿如前所述的泄漏渦軌跡向通道下游發(fā)展。由于葉片破損導(dǎo)致葉頂泄漏渦強(qiáng)度加大,所以其頂部破損位置處產(chǎn)生了很大的低壓區(qū),進(jìn)一步說明了葉頂破損導(dǎo)致流場(chǎng)惡化且總壓損失十分嚴(yán)重。

圖13 子午面相對(duì)總壓分布

對(duì)最高效率點(diǎn)進(jìn)行分析,圖14給出了葉片破損前后不同流向截面葉頂位置處的熵值分布云圖,發(fā)現(xiàn)原模型和破損模型在葉頂區(qū)域的熵值均較大。經(jīng)對(duì)比發(fā)現(xiàn),破損模型在95%葉高以上的破損位置更是出現(xiàn)了局部高熵區(qū),靠近尾緣區(qū)域也存在較大面積的高熵區(qū),其位置主要對(duì)應(yīng)著附面層的分離區(qū)和葉片的尾跡區(qū),由此可知葉片破損后存在著分離損失、尾跡損失和摻混損失較多;同時(shí),壓氣機(jī)內(nèi)部的熵增也會(huì)造成溫比的上升,進(jìn)而降低了壓氣機(jī)整體的效率。

圖14 不同流向截面熵值分布

3 結(jié)論

1)轉(zhuǎn)子葉片破損會(huì)導(dǎo)致壓氣機(jī)的氣動(dòng)性能衰退,基于流量的壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度降低,且對(duì)穩(wěn)定裕度產(chǎn)生的影響比對(duì)壓比和效率的影響更為顯著。

2)葉片破損主要改變了葉頂和吸力面附近的流場(chǎng)結(jié)構(gòu),進(jìn)而導(dǎo)致壓氣機(jī)性能發(fā)生改變,且壓氣機(jī)的失速會(huì)首先發(fā)生在葉頂處。

3)葉尖破損導(dǎo)致全葉高范圍內(nèi)的增壓能力下降,且距離破損位置越遠(yuǎn)受到影響越小。

4)葉尖破損增強(qiáng)了葉頂?shù)男孤┝鲃?dòng),其與葉片通道內(nèi)的激波發(fā)生相互作用,導(dǎo)致泄漏渦破碎,產(chǎn)生了堵塞現(xiàn)象和流動(dòng)損失。