大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计

陈 云，王 雷，王 刚

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计

陈 云，王 雷，王 刚

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

基于大涵道比航空发动机多级低压涡轮设计研究，分析了大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计特点和主要设计参数的设计选取原则以及发展趋势，研究了过渡流道设计参数的选取标准、过渡流道优化设计方法以及对多级低压涡轮子午流道设计与功率分配方法，综合分析了多级低压涡轮功率分配需要考虑的各项因素，并探讨了高升力涡轮叶型设计方法。研究表明：过渡流道方案设计可以采用长高比及当量扩张角作为初步选取标准；多级低压涡轮功率分配要综合考虑不同工况性能及气动设计参数；完成设计的大转折角后加载叶型能够有效地控制涡轮叶栅内的流动损失。

大涵道比；低压涡轮；气动设计；高负荷；过渡流道；航空发动机

0 引言

随着发动机涵道比的提高，作为关键部件的多级低压涡轮对整机性能指标的影响愈加明显。国外研究表明，在11 km高空巡航时，低压涡轮部件效率增加1%可导致耗油率下降0.9%[1]。同时，发动机受风扇结构强度及噪声水平限制，低压涡轮转速相对较低（不包括采用齿轮驱动风扇结构形式），为了提供足够的功率需要采用级数较多（4～7级）、外径较大（≥500 mm）的低压涡轮，这将导致低压涡轮质量增加，通常大涵道比发动机低压涡轮占整个发动机质量的20%及以上[1]。在其设计中，应用3维定常及非定常精细数值模拟技术，使低压涡轮效率达到了较高的水平（0.91以上）。当前，国外在进行关键技术的研究中，除了将高效率作为低压涡轮的设计目标外，还兼顾低成本、轻质量设计，在气动设计中，通过采取有效的设计方法，减少涡轮级数与叶片数，降低涡轮的加工和维护成本，以提高发动机的市场竞争力[1]。

本文以大涵道比发动机多级低压涡轮为研究对象，对高效过渡流道设计、高负荷涡轮功率分配、高升力涡轮叶型设计等关键技术进行研究，分析了大涵道比发动机多级低压涡轮的设计特点及主要设计参数的选取原则，为大涵道比发动机多级低压涡轮方案设计提供参考。

1 低压涡轮设计特点

目前，国外低压涡轮技术主要围绕高负荷涡轮设计、高升力叶型设计以及非定常设计在控制涡轮损失中的应用等中进行。大涵道比发动机多级低压涡轮负荷发展趋势如图1所示，高升力涡轮叶型的设计特点如图2所示[2]。

图2 高升力叶型表面速度分布特点

在发动机设计中，受风扇强度与降噪设计的限制，发动机低压轴转速较低，低压涡轮为满足功率及效率要求，采用抬高流道的形式提高切线速度来达到设计要求，所以在高、低压涡轮之间高效过渡流道的设计也是1项关键技术。

2 多级低压涡轮设计

2.1 设计原则

大涵道比发动机多级低压涡轮主要设计原则有以下几点：

（1）大涵道比发动机工作在亚声速状态，采用较低的喷流速度有利于提高发动机的推进效率，所以，在低压涡轮出口面积选择上要考虑飞机工作状态及发动机末级低压涡轮强度限制，在满足总体对低压涡轮最大外径限制及保证低压涡轮末级工作叶片强度指标的前提下，尽量选取较大的环形面积。通常，在初始方案设计中将末级动叶径高比（中截面直径/叶高）作为强度限制条件之一，在大涵道比发动机多级低压涡轮中该值一般不小于5[4]。

（2）涡轮轮毂比的大小对涡轮叶片工作过程中的二次流强度及叶片伸长量变化有一定影响，为了减小二次流损失的影响，需保证涡轮叶片轮毂比小于0.5，但是考虑到轮毂比较大使叶片间隙损失增加，所以要求轮毂比小于0.85[4]。

（3）大涵道比发动机多级低压涡轮为了降低轴向长度，通常采用大展弦比叶片设计，但是太大的展弦比势必会影响涡轮叶片强度，在方案中，低压涡轮展弦比选取在6以内[4]。

（4）在进行涡轮设计时，需要对各级低压涡轮的载荷系数（ΔH/u2）进行优化选取，保证涡轮具有较高效率，常规低压涡轮级载荷系数保持在2.0左右，对于较高负荷的涡轮尽量保证级载荷系数小于3.0。另外，涡轮载荷系数的选取要综合考虑与流量系数(Va/u)之间的关系，保证低压涡轮落在高效率区。

2.2 过渡流道设计

高低压涡轮过渡流道的选取决定着发动机的轴向尺寸及过渡流道内的流动损失，最终影响到整个涡轮的效率水平。在过渡流道设计中，以过渡流道长高比（X/Y）及过渡流道当量扩张角（θ）作为初步选取标准。其中过渡流道当量扩张角定义为：将过渡流道环形通道的进、出口面积分别等效成圆台的2个圆面积，圆台的轴线长度与过渡流道的轴向长度保持一致，这时圆台腰线与轴线形成的夹角即为过渡流道当量扩张角，如图3所示。

在进行过渡流道选取前，对国外大涵道比发动机设计方案进行研究，估算了GP7200和GE90等2个发动机过渡流道几何参数，其长高比分别为1.628和1.419，当量扩张角分别为11°和9.5°，过渡流道如图4所示。

与GP7200发动机相比，GE90发动机的过渡流道斜率大，气流转折角大，设计风险高，在方案设计中初步按照GP7200发动机的设计方案进行参数选取。在过渡流道的设计中，当量扩张角是1个关键的几何参数，太大的当量扩张角不利于高效过渡流道的设计，通常在设计中，当量扩张角在9°左右。在进行当量扩张角选取时，还要考虑低压涡轮进口（既过渡流道出口）Ma的大小。

图3 过渡流道选取标准

图4 GP7200发动机与GE90发动机过渡流道

由于过渡流道尺寸长、整流支板数少、气流转折角大，气流在过渡流道内的流态完全由上下端壁型线控制，所以上下端壁型线的设计是过渡流道设计的关键。在过渡流道的设计中,将过渡流道用中弧线加厚度分布的数学模型进行表示。利用Matlab遗传算法库结合3维数值计算软件进行带整流支板的过渡流道优化设计。通过优化设计获得了总压损失最小的过渡流道内外端壁型线。过渡流道优化记录及设计结果如图5所示。

2.3 子午流道设计

图5 过渡流道优化记录及设计结果

在低压涡轮子午流道的设计中，还需要根据具体方案设计对子午流道扩张角及转静子轴向距离进行选取。为了降低叶栅通道内二次流动损失，子午流道扩张角选取不大于25°（GE/E3低压涡轮设计经验）[3]；根据结构设计要求，通常转静子轴向距离不小于静子叶片轴向弦长的25%。

在满足以上条件下，进行子午流道的设计，尽量缩短低压涡轮轴向尺寸。在初步确定低压涡轮子午流道的基础上，进行S2流面迭代计算，通过调节各排叶片出口气流角及子午流道型线，调整低压涡轮流量及各级功率分配，经过多轮迭代，最终获得满足设计要求的子午流道方案。

2.4 功率分配

在低压涡轮设计中，要根据涡轮各级做功特点进行功率分配，综合考虑损失水平、载荷系数、流量系数、膨胀比、叶栅出口Ma、气流转折角等因素。

由于大涵道比发动机多级低压涡轮具有级数多、效率高、负荷大的特点，随着低压涡轮负荷水平的提高，涡轮载荷系数逐步提高，在此情况下，合理分配各级涡轮负荷水平对提高涡轮设计效率非常关键。

在多级低压涡轮设计中，第1级低压涡轮叶片短，端壁扩张角大，切线速度较小，所以第1级低压涡轮内的流动损失较大，在功率分配时要适当降低第1级低压涡轮的功率比例。低压涡轮末级由于要保证低压涡轮出口气流轴向，同时，低压涡轮末级功率受发动机工作状态的影响大，在高空飞行时低雷诺数效应引起的损失也相对较大，所以，末级低压涡轮分配的功率也不宜过高。

以5级低压涡轮设计为例，中间3级低压涡轮功率所占的比重较大。在对该3级低压涡轮进行功率分配时，要考虑涡轮导动叶出口Ma、气流转折角以及对“再生热”的利用等各种因素。第2级低压涡轮进口总温高，提高该级涡轮的负荷，能适当降低后2级涡轮的膨胀比，有利于叶型设计，同时可以有效利用“再生热”，利于提高效率。第3、4级低压涡轮设计比较相似，都属于高膨胀比、低通流、大转折角叶型设计，在功率分配上要考虑叶栅出口Ma水平及叶栅内气流转折角的大小，在设计中，如果叶栅出口气流Ma水平太高（超过0.75），或者气流转折角太大，甚至超过了120°，此时就需要重新调整各级涡轮功率分配。

通过多轮迭代选定的低压涡轮各级负荷分布如图6所示。从图中可见，第2～4级低压涡轮都选择在最佳工作线附近，充分发挥了涡轮潜力，获得了最佳的负荷与效率的平衡，总体看，5级低压涡轮功率分配合理。

图6 低压涡轮级参数及负荷分配

2.5 叶型设计

通过提高单个涡轮叶片负荷水平以减少叶片数的方法，减轻涡轮质量，降低制造成本。在涡轮叶型设计中，通常采用升力系数（Zweifel数）表征低压涡轮叶片的设计负荷水平；在常规的多级低压涡轮设计中，为了减少叶栅内流动损失，涡轮叶型的升力系数小于0.9。

在大涵道比发动机多级低压涡轮设计中，将升力系数超过1的涡轮叶型定义为高升力涡轮叶型，典型的代表有T104、T106叶型及PAK-B叶型，其升力系数为1.04～1.08。

多级低压涡轮叶型升力系数的选取还必须考虑各级涡轮的工作特点。由于第1级低压涡轮导叶进口流场不均匀，同时端壁扩张角相对较大，存在较强的二次流动，为了控制叶栅内的流动损失，叶型的升力系数不宜选取太高；在末级低压涡轮动叶设计中,为了保证低压涡轮出口轴向排气，叶片转折角相对较小，采用损失相对较小的后加载叶型设计比较困难，同时叶型设计还要考虑叶尖截面的叶栅稠度，保证能够进行叶冠的结构设计，所以叶型的升力系数不宜选取太高。其他各排叶片在叶型设计中可以适当提高叶型的升力系数。

采用高升力涡轮叶型设计必须具备降低由于叶片数减少涡轮叶型负荷提高而导致的流动损失增加的有效手段。通过大量的设计实践证明，采用大转折角后加载的叶型设计方法能够有效地控制叶栅内的流动损失。在叶型设计中保证叶型喉道前叶背流动逐步加速，尽量避免叶背气流二次加减速导致流动损失增加；叶盆型线设计保证叶盆内保持较低的流速，增加叶型盆背的压差提高叶片扭矩，并不出现分离流动。通过设计获得的典型高负荷大转折角低压涡轮导、动叶的叶型积叠如图7所示。

3维计算获得的低压涡轮导、动叶50%叶高截面处的载荷分布如图8所示，从图中可见，采用大转折角后加载叶型设计的高升力涡轮叶型叶背流动加速均匀，叶盆处压力在较长的区域内保持不变，叶型载荷分布饱满，是典型的高升力涡轮叶型设计。

图7 低压涡轮叶型积叠

图8 低压涡轮叶片中径处载荷分布

3 结论

（1）提高负荷水平是多级低压涡轮气动设计发展的趋势。

（2）低压涡轮气动设计参数的选取要综合考虑性能、结构、强度等各方面的要求。

（3）过渡流道长高比及当量扩张角可以作为过渡流道初步设计选取的标准。

（4）多级低压涡轮功率分配要综合考虑损失水平、载荷系数、流量系数、膨胀比、叶栅出口Ma、气流转折角等各项参数。

（5）采用大转折角后加载的设计方法能够有效地控制涡轮叶栅内的流动损失。

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Aerodynamic Design of Multistage Low Pressure Turbine for High Bypass Ratio Aeroengine

CHEN Yun,WANG Lei,WANG Gang
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

The aerodynamic design charactersitics,design selection criterion of main parameters and development trends of the high bypass ratio aeroengine multistage Low Pressure Turbine (LPT)were analyzed based on the investigation of the high bypass ratio aeroengine multistage LPT.The selection criterion and optimization design method of inter turbine duct design parameter,the meridional channel design and power distribution methods of LPT were investigated.The power distribution of each stage were analyzed comprehensively and the design methods of high lift turbine airfoil were dicussed.The result shows that the inter turbine duct design can use aspect ratio and equivalent expansion angle as a preliminary selection criteria.The different condition performance and aerodynamic design parameters are considered for the multistage turbine power distribution.The design of large turning angle loaded turbine airfoil can effectively control the flow loss in turbine cascade.

high bypass ratio;LPT;aerodynamic design;high load;inter-turbine duct;aeroengine

陈云（1982），男，硕士，工程师，主要从事叶轮机械气动设计工作。

2012-07-11