汽轮机静叶栅变冲角性能的实验研究

王祥锋，颜培刚，黄洪雁，韩万金

（哈尔滨工业大学能源科学与工程学院，哈尔滨 150001）

汽轮机静叶栅变冲角性能的实验研究

王祥锋，颜培刚，黄洪雁，韩万金

（哈尔滨工业大学能源科学与工程学院，哈尔滨 150001）

为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶叶栅的变冲角气动特性，为高压静叶叶片设计提供依据，对原型和改型两套环形叶栅在低速风洞中进行了不同冲角工况下的吹风实验研究。实验结果表明：改型叶栅降低了叶栅的流动损失，具有更好的变冲角特性。

汽轮机静叶栅；弯叶片；冲角；气动性能；风洞实验

0 引 言

冲角变化不仅影响到汽轮机叶栅的叶型损失［1］，而且对叶栅流道内二次流损失有很大影响［2］。众所周知，汽轮机叶栅不可能始终工作于设计工况，在实际运行中冲角会经常改变，因此对不同冲角条件下的汽轮机叶栅的气动性能进行研究，将会更全面认识叶栅内的流动损失机理，为汽轮机叶栅的重新设计提供必要的理论依据。

透平叶栅“后部加载”的概念是20世纪80年代国外首先提出的［3］，与传统的透平叶栅速度分布规律相比，“后部加载”叶型叶栅的最大气动力负荷位置明显移往下游方向，从而推迟了根、顶部端壁二次流的生成和发展，而且叶栅气流在流道后半段膨胀加速，减小了根顶部边界层气流的堆积，使二次流损失降低。Hesketh［4］研究表明，后部加载叶型在比均匀加载叶型大一倍的冲角范围内能保持较高的流动效率。Singh［5］所进行的实验结果证明，具有后部加载叶型的叶栅中存在良好的三维压力场，在叶型吸力侧与压力侧大部分区域为顺压梯度、流道的前部与中部端壁横向压力梯度较小、径向压力分布均匀，因此二次流较弱，可以提高流动效率1.5%。Weiss［6］给出的结论是均匀加载的二次流损失比后部加载的高25%，采用后部加载叶型，可以提高效率，而且较大范围冲角适应性使之适应现代汽轮机变工况要求。冯子明等人［7］在环形叶栅低速风洞中，对调节级导向叶栅进行了风洞实验。实验结果表明：采用吸力侧最低压力点位于90%轴向弦长的后部加载叶型，显著降低了流道内的横向压力梯度，使端壁横向二次流损失明显下降。王定标等人［8］对汽轮机叶型进行了数值分析及优化，结果表明：后部加载叶型的静压系数分布最佳，有效推迟了转捩点位置，叶栅内流场流动状况较好，明显提高了气动性能，降低了叶型能量损失。

后部加载叶型作为一种先进的技术，如何将其与叶片的弯扭相结合，使叶片既可以保持后部加载叶型的良好性能，又能发挥叶片弯扭的作用，在降低叶型损失、提高变工况性能的同时，更进一步降低二次流损失，是一项值得深入研究的课题。本文对亚临界600MW汽轮机高压第9级静叶片进行了重新设计，改型叶片采用了后部加载叶型，并在叶片根部进行了弯扭联合气动成型设计。

在哈尔滨工业大学大尺度低速扇形叶栅风洞内，对静叶栅原型和改型两套叶栅进行了变冲角气动性能的实验研究，验证原型及重新设计的静叶的气动特性，考察两套实验叶栅是否能够应用于实际有工况变化的汽轮机中。

1 实验模型

1.1 实验设备

实验是在哈尔滨工业大学能源科学与工程学院推进理论与技术研究所的低速环形叶栅风洞内进行。图1为实验风洞简图。实验数据的采集主要是由风洞的自动测试系统完成。

图1 环形叶栅风洞及其叶栅装置简图Fig.1 Schematic of wind tunnel and cascade

流场参数测量使用的是五孔球头探针，实验中采用非对向测量法，该方法在实际测量时操作简单，在保证测量精度的同时可以大大缩短测量时间，只是探针的校正与数据处理相对复杂。实验中采用的压力变送器型号为PM10－1－2－S－O，非线性精度0.1%，在温度为－10℃～＋50℃工作环境下，误差≤±2%；采用型号为DBW－2－B的二线制温度传感器，在0℃～＋50℃内仪器精度为0.25℃。

1.2 误差分析

实验数据是否准确取决于测量误差的大小。在实验过程中，产生测量误差的因素很多，可归纳为：仪器误差、使用误差、人员误差、环境误差和方法误差等。

对于在实验过程中采用的风洞自动测试系统，五孔探针的定位角度误差小于1°，测点的定位误差为0.5mm。实验采用的位移机构产生的位移误差为0.02mm，角度误差为0.1°。实验过程中压力传感器对每个测点测量若干次，记录平均值，测量时压力波动不大，误差主要来源于校准系数的误差。应用误差合成定律对各种可能考虑的误差因素进行综合分析，近似地给出各个实验测量物理量的综合极限误差估算结果：压力为0.4%、速度为0.8%、气流角为0.25°。

1.3 实验模型

实验模型采用的是亚临界600MW汽轮机高压第9级静叶片原型和改型两套叶栅。原型叶栅为常规直叶栅，改型与原型比较变化之处在于，叶片进行了重新设计，采用了先进的后部加载叶型，并在叶片根部进行了弯扭联合气动成型设计。

实验使用的五孔球头探针头部直径为Φ5mm，为满足测量技术的要求，将实际涡轮静叶栅几何相似地放大2倍，作为实验模型。两套实验模型的子午流道相同。为消除边界条件对实验结果的影响，实验模型做成扇形叶栅并采用尽可能多的叶片数，8片叶片，7个流道，测量中心流道。图2和图3分别给出了两套叶栅的实验叶片和叶片型线。

图2 原型叶栅实验叶片及叶片型线Fig.2 Test blade and blade profile of original design

图3 改型叶栅实验叶片及叶片型线Fig.3 Test blade and blade profile of modified design

原型叶栅的实验模型的主要几何与气动参数见表1。改型与原型不同的几何与气动参数列于表2。

实验详细地测量了叶片表面静压场，在叶片表面上由0.1～0.9相对叶高每隔0.1相对叶高布置一排沿流向的静压测孔，共布置了9排。每排37孔，其中吸力面21孔，压力面16孔。使用五孔探针测量了两套叶栅栅前及栅后的气动参数沿叶高和节距的分布，两套叶栅的测量站相同，栅前和栅后测量站位置分别位于－0.11和1.1相对轴向弦长。

表1 原型叶片几何与气动参数Table 1 Original blade geometry and aerodynamic parameters

表2 改型叶片几何与气动参数Table 2 Modified blade geometry and aerodynamic parameters

在实验中，由压力传感器和温度传感器等测量仪器采集得到原始数据，根据探针的校准系数以及气动方程对实验数据进行处理，得到研究所需要的实验结果。

2 实验结果分析

2.1 叶栅实际来流冲角

实验中叶栅来流冲角的变化采用前置可调导叶来实现，可调导叶设计成导叶的前1／3位置固定不动，导叶的后2／3可转动10°、－10°，再加上设计位置共有3种几何出气角。经过导叶叶栅气流沿叶高的出气角分布不同，从而获得气流对实验叶栅不同的沿叶高冲角分布。在叙述中称导叶在设计位置为0°冲角，在±10°位置为 ±10°冲角，以区分3种不同来流条件。

前置可调导向叶栅的下游气流将进入实验模型叶栅，因此可调导叶为实验叶栅提供了进口流场。为了使进口流场均匀化，可调导叶与实验叶栅必须拉开一定的距离。本实验两叶栅相距300mm，测量截面则设置在距可调导叶尾缘291.2mm，在实验叶栅上游－0.11相对轴向弦长处。导向叶片的几何进气角沿整个叶高为90°，这与来流相符。几何出气角沿叶高按上一级（即高压第8级）动叶出气角设计，该出气角对应设计工况。然后导叶的尾部分别转动±10°，实现冲角的变化。由于沿导叶的压力面与吸力面存在边界层，在不同的冲角下引起不同的落后角，因此可调导叶的实际出气角由测量决定，而实验叶栅的冲角就等于其几何进气角与可调导叶实际出气角之差，导叶所处3个角度位置时实验叶栅所对应的实际冲角沿叶高的分布在图4给出。

图4 3个安装位置下的冲角沿叶高的分布Fig.4 Incidence distributions along spanwise at three installation positions

2.2 叶片表面静压系数等值线分布

静压系数的定义为：

图5～7给出了3个冲角下原型和改型叶栅叶片表面的静压系数等值线分布。0°冲角时，由压力面上的静压等值线可以看到，气流由前驻点向后先是膨胀较快，然后在10%～20%至80%～90%相对轴向弦长的广大区域缓慢膨胀，最后在尾缘附近迅速膨胀流出叶栅。在整个压力面上静压等值线差不多是彼此平行并垂直上、下端壁，说明在压力面上的流动几乎全部是层流。原型与改型叶栅除了在前缘很小的局部区域外没有大的差别。吸力面上的静压等值线表明，在吸力面上的流动分为两大区域：在吸力面前部，气流均匀膨胀，静压等值线彼此平行并与端壁正交，为二维流动区；在吸力面的后部，气流进入扩压流动区，静压等值线自身或与端壁呈封闭状态，形成三维分离区。端壁边界层在横向压力梯度的驱动下向该区域端壁角隅集聚，并在逆压梯度的作用下迅速增厚、转捩甚至分离，形成通道涡，涡心对应该区的最低压力点。最低压力点距尾缘与端壁的远近表征通道涡的强弱。原型叶栅的二维流动区占据吸力面面积的1／2不到，改型叶栅的二维流动区的面积几乎是吸力面面积的2／3。由静压等值线还可以看到，原型叶栅三维分离区中的低压点位于距尾缘0.25轴向弦长，距端壁0.1相对叶高。改型叶栅的三维分离区几乎见不到最低压力点。显而易见，改型叶栅采用负冲角、后部加载叶型及叶片正弯推迟并削弱了吸力面上的三维分离。

将3种冲角下叶片表面静压系数等值线对比可知，在＋10°冲角条件下，在两套叶栅压力面进口段都出现静压急剧下降接着又急剧升高。在－10°冲角条件下，在两套叶栅的压力侧进口段也能发现类似的压力变化现象。在两套叶栅压力面的其余部分，没有看到静压等值线随冲角的变化。在改型叶栅的吸力面上，除进口段外该面上的静压等值线在3种冲角条件下几乎没有差别。对于原型叶栅，其吸力面尾缘的三维分离区皆随冲角的增加而向上游扩展，其中＋10°冲角条件下三维分离区向上游扩展的面积最大，这说明改型叶栅相对原型对冲角的变化更不敏感。

2.3 出口截面总压损失等值线

定义总压损失系数为：

图8给出了零冲角下原型和改型叶栅横截面总压损失等值线。两套叶栅下游测量站的总压损失系数等值线给出了典型的环形叶栅下游流动图谱：高损失区都集聚在上、下端壁及叶片尾流区，只不过改型叶栅与原型叶栅相比较，轮毂区的高损失区明显降低，这是叶片在轮毂区附近采用正弯的结果。此外在叶栅下半叶展，改型的尾迹区明显变瘦，等值线上的损失值减少。在外壳附近，两套叶栅的流动损失大抵相当。

图9与图10表示在±10°冲角条件下两套叶栅的总压损失系数等值线。与图8对比可知两套叶栅具有类似的下游流场：上通道涡的位置、尺度与其核心的损失值的大小相差不大，仅下通道涡改型叶栅比原型远离轮毂，其核心对应的损失值减小，这说明两套叶栅在3种冲角条件下低能流体的径向传输没有大的差别。比较两套叶栅下游流场的尾流区可以清楚地看到在±10°冲角条件下，改型叶栅的尾流区面积都明显小于原型，特别是在轮毂区，这表明由于改型叶片在轮毂区采用了正弯，形成了局部负径向压力梯度，强化了轮毂区低能流体向主流的消散。

2.4 节距平均总压损失系数沿叶高的分布

图11（a）表示在零冲角条件下两套实验叶栅出口截面节距平均总压损失系数沿叶高的分布。沿叶高的损失分布曲线均为“C”型，沿着整个叶高，原型的叶型损失始终大于改型。为了改善变工况特性，原型叶片选择较大前缘圆。此外，在零冲角条件下，原型叶栅实际在正冲角范围内工作，来流与更大尺度的前缘相互作用，产生较大的冲击损失，并且在叶片吸力侧进口形成扩压段。原型叶栅为均匀加载，最低压力点距尾缘较远，气流由前缘至最低压力点加速较急剧，叶型损失增加缓慢。由最低压力点至尾缘，是气流遭遇的第2个扩压段，虽然逆压梯度较小，但扩压路径较长，流经第一扩压段已增厚的边界层可能发生转捩与分离。在改型叶栅中情况则相反，叶型后部加载，前缘圆直径较小，在零冲角条件下整个叶高在负冲角范围工作，吸力侧仅有一段较短的扩压段，在该段内边界层有可能增厚，但流动马上进入叶栅下游。

图11 出口截面节距平均总压损失系数沿叶高分布Fig.11 Pitch－averaged total pressure loss coefficient distribution along span of blade cascade outlet section

图11（b）和（c）表示在±10°冲角条件下原型与改型叶栅出口截面节距平均总压损失系数沿叶高的分布。在3种冲角下两套叶栅节距平均总压损失系数（以下简称损失系数）沿叶高的分布曲线都基本成“C”型。涡动力学理论认为，以胀量场为主的流场节距平均损失沿叶高的分布曲线为“C”型。随着冲角的增大，通道涡的强度、尺度增加，其核心位置离开端壁，叶栅流场中的胀量下降，涡量升高。但是，由于本实验叶栅是静叶栅，气流折转角较小，大约为73°，在＋10°冲角下大约为83°，流场仍以胀量为主导。

在分析叶栅中的流动损失时常常把叶展中部的流动损失看作是叶型损失。由图11可见，冲角按0°、－10°和＋10°排列，叶型损失依次增大。在两套叶栅的顶部，损失系数在相同的冲角下大小差不多相等。在不同的冲角下，损失系数值按－10°、0°、＋10°的冲角顺序由小到大排列，这是因为上端壁横向二次流的强度就是按此顺序由弱到强排列的。在轮毂区附近，由于原型叶栅在前半流道有较强的横向压力梯度并且沿整个流程差不多作用的都是正径向压力梯度，边界层低能流体在轮毂区聚集比较严重，而改型叶栅在流道的前半部分有较小的横向压力梯度，在轮毂区附近采用正弯叶片积迭线，形成沿叶高的负径向压力梯度，驱动轮毂区边界层进入主流，被主流带走。因此在相同冲角下，改型叶栅在轮毂区附近的损失系数小于原型。

在图12中给出质量流量平均总压损失系数随冲角的变化，证实了改型叶栅比原型叶栅具有更良好的变冲角特性。如图所表明的改型叶栅在－10°、0°和＋10°冲角条件下，分别将原型叶栅的流动总损失降低8.7%、15.4%和19%。在原型叶栅中，冲角由0°变化至－10°或＋10°，总损失分别下降2.9%和增高13.7%，而在改型叶栅中，随着冲角变化到－10°或＋10°，总损失分别增高4.8%和8.8%。显而易见，改型设计不仅降低了总流动损失，而且大大改善了叶栅的变冲角特性。

图12 叶栅总损失随冲角的变化Fig.12 Total loss change with incidence

3 结 论

在低速风洞内对原型和改型静叶栅进行了变冲角实验研究，得到了以下结论：

（1）改型设计不仅降低了总流动损失，而且大大改善了叶栅的变冲角特性。

（2）改型叶栅叶片表面静压系数分布随着冲角的改变变化不明显，相对原型来说改型叶栅对冲角的变化不敏感。

（3）改型叶栅轮毂区采用的正弯叶片积迭线，形成沿叶高的负径向压力梯度，在相同冲角条件下，改型叶栅在轮毂区域的叶型损失小于原型。

（4）叶栅尾流形状随着叶片积迭线形状改变，改型叶栅尾流较原型叶栅尾流“瘦”，相应的损失也小于原型。

［1］MAYLE R E.The role of laminar－turbulent transition in gad turbine engines［J］.ASME Trans.，J.Turbomachinery，1991，113：509－537.

［2］YAMAMOTO A，TOMINAGA J，MATSUNUMA T，et al.Detailed measurements of three－dimensional flows and losses inside an axial turbine rotor［R］.ASME paper 94－GT－348.

［3］MARCHAL P，SIEVERDING C H.Secondary flows within turbomachinery bladings［R］.AGARD－CP－469，1977.

［4］HESKETH J A，TRITTHART H，AUBRY P.Modernization of steam turbines for improved performance［C］.Symposium on Steam Turbine and Generator.1994.

［5］SINGH G，WALKER P J，HALLER B R.Development of three－dimensional stage viscous time marching method for optimization of short height stages［J］.Vdi Berchte NR，1995，1185：157－181.

［6］WEISS P，FOTTNER L.The influence of load distribution on secondary flow in straight turbine cascades［J］.ASME Journal of Turbomachinery，1995，117（1）：348－355.

［7］冯子明，韩万金，钟兢军.子午收缩导向叶栅气动性能

的实验研究［J］.实验流体力学，2008，22（1）：65－70.［8］王定标，谢文，周俊杰.汽轮机叶型的气动性能三维数

值分析及优化［J］.核动力工程，2010，31（2）：98－102.

王祥锋（1979－），男，黑龙江双鸭山人，博士，讲师。研究方向：叶轮机械气体动力学。通信地址：哈尔滨工业大学458信箱（150001），联 系 电 话：045186413243；13836017128；E－mail： wxf6046516 ＠gmail.com

Experimental investigation of aerodynamic performance of a turbine static cascade at different incidence

WANG Xiang－feng，YAN Pei－gang，HUANG Hong－yan，HAN Wan－jin
（School of Energy Science and Engineering，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China）

To investigate the aerodynamic performance at different incidences of the high pressure static blade cascade used in the 9th stage of the 600MW sub－critical steam turbine，experiments in a low speed wind tunnel were carried out for the two sets of annular turbine cascades（the original and modified ones）under three different incidences，which is to provide basis for the design of high pressure static blade.The experimental results show that the modified stator cascade can reduce the flow loss and has better incidence performance compared with the original one.

turbine static cascade；curved blade；incidence；aerodynamic performance；wind tunnel test

TK26；V211.7

A

1672－9897（2011）06－0066－06

2010－11－10；

2011－08－30

国家自然科学基金（50706009）