宽广攻角范围内不同加载形式涡轮气动性能研究

白　涛

(西安航空学院 飞行器学院， 西安　710077)



宽广攻角范围内不同加载形式涡轮气动性能研究

白涛

(西安航空学院 飞行器学院， 西安710077)

摘要：攻角和负荷分布形式的变化必然会导致涡轮叶片边界层结构的改变，从而影响涡轮的损失特性。本文通过设计负荷能力相同而负荷分布形式不同的3种叶型分析在宽广的攻角范围内，负荷分布对涡轮叶型边界层发展的影响规律。研究结果表明：前加载和均匀加载叶型在宽广的攻角范围内表现较低的损失特性，尤其是在负攻角范围内；后加载叶型的设计使得边界层提前转捩，气动损失较大。

关键词：负荷分布；攻角；边界层；气动损失

本文引用格式：白涛.宽广攻角范围内不同加载形式涡轮气动性能研究[J].兵器装备工程学报，2016(7):163-167.

Citationformat:BAITao.ResearchofAerodynamicPerformanceofTurbineBladewithDifferentLoadingDistributionatWindRangeIncidence[J].JournalofOrdnanceEquipmentEngineering,2016(7):163-167.

发动机的设计要兼顾设计点和非设计点的性能。高负荷低压涡轮的设计是减轻发动机的重量的有效途径，然而高负荷低压涡轮叶片的设计使得叶轮机对工况的变化更为敏感。攻角是影响涡轮性能的主要参数[1-5]。攻角的变化会改变前缘流线的曲率，改变吸力峰的强度和前缘的分离结构，最终影响到叶片边界层分离情况，因此其对涡轮效率和稳定工作的影响不可忽略[6-7]。

负荷分布形式直接决定着流过其表面的流线曲率，从而影响着叶片表面的压力分布。好的负荷分布可以有效的降低涡轮叶栅通道气动损失。目前高负荷低压涡轮叶片的负荷分布有前加载和后加载两种形式，前加载叶型可以有效的减弱涡轮槽道逆压力区边界层的分离，而后加载叶型因可以有效的降低槽道中的横向压力梯度，因此对二次流的强度有一定的减弱作用[8]。Benner,jouini，Sjolander[9-12]对不同攻角下涡轮叶栅损失的大量实验研究也表明了攻角对涡轮叶栅的叶型损失和二次流损失的显著影响。其中Sjolander等测量了在±5°攻角下三种不同加载形式叶片的叶型损失和二次流损失。三种叶型为别为：载荷系数为1.08的基准叶型和载荷系数均为1.37的前加载和后加载叶型。研究结果表明载荷系数为1.37的后加载叶型在整个攻角范围内都有比其他两个叶型更高的叶型损失；相反，前加载叶型在整个攻角范围内的二次流损失都要显著的高于后加载的二次流损失。邹正平教授[13-14]也在此方面做了大量研究，并且通过设计涡轮的负荷分布形式来实现在非设计工况范围内对流动的控制。

叶型损失主要有边界层内的摩擦损失和分离损失构成，边界层的发展直接决定着叶型损失的大小[15]。尤其是叶片吸力面边界层的发展。杨琳等[16]通过在平板上给定不同的负荷分布，研究了在不同攻角下，边界层的发展情况，但平板上的流动忽略了前缘等流动细节，因此并不能反映真实叶片的边界层发展情况。因此有必要在大攻角范围内研究不同加载形式涡轮叶片边界层的发展规律，从机理的角度理解不同加载形式在非设计工况下的损失，为工作在设计和非设计状态下高负荷涡轮叶片的设计提供理论指导。

基于以上本文将在3个加载能力相同但负荷分布形式不同的叶型上细致的分析在大攻角范围内边界层的发展规律。

1研究方法及研究对象

设计3种加载形式的叶型，设计的过程中保证3种加载形式的负荷大小是相同的。负荷大小用Zweifel载荷系数衡量。本文主要通过改变安装角和尾缘弯折角实现不同的加载形式，其中在均匀加载叶型的基础上，通过增大尾缘弯折角，减小安装角得到后加载叶型；通过减小尾缘弯折角和增大安装角得到前加载叶型。造型过程中对前尾缘楔形角也进行了适当的调整。由于高负荷低压涡轮的需求，3种叶型的Zweifel载荷系数均设定为1.25。叶型的几何参数如表1所示，叶型几何截面如图1所示。

表1　叶型几何参数

数值模拟采用商用软件CFX13.0求解三维定常粘性雷诺平均N-S方程，数值方法采用时间追赶的有限体积法，空间离散采用二阶迎风格式，时间离散应用二阶后差欧拉格式。选用SST湍流模型和γ-θ转捩模型。数值模拟单层网格数取为12万，近壁处的Y+均小于1，近壁处的延展比在1.2左右。计算物理模型取上述设计的3个负荷能力相同但分别为前加载，均匀加载和后加载叶型。计算边界条件给定进口总温，总压，气流角，背压，通过调整进口总压、背压和进口总温，保证出口等熵马赫数和雷诺数不变。通过改变进口气流角来改变攻角。

图1　叶型示意图

2结果分析

在大攻角范围内研究不同加载形式的敏感性。本文选定攻角范围为(-10°—10°)，为单独分析攻角的影响，通过调整进口总压、背压和进口总温，设置监测，多次计算，来保证3种叶型的出口等熵马赫数和雷诺数相同，其中设定的出口雷诺数为5×104，出口马赫数为0.6。 图2给出了不同加载形式在不同攻角下的负荷分布。横坐标表示叶片无量纲的轴向位置；纵坐标是无量纲的压力系数，衡量叶片表面的负荷。随着攻角的增大，前缘处的过度膨胀增强。因此在10°攻角下，3种加载形式前缘都出现了分离泡。而后加载叶型在10°攻角下，扩压段发生了开式分离。边界层的流动细节将在下文中仔细分析。

下面从边界层的角度分析不同攻角下，不同加载形式叶片表面边界层的发展情况。这些参数分别为边界层形状因子，边界层动量厚度，摩擦因数，间歇因子。边界层形状因子可以直观的反映出边界层速度分布情况，边界层动量厚度表征了边界层内的损失，间歇因子可以直观的反映出边界层的流态(层流、湍流)，摩擦因数是无量纲的摩擦力，表征了壁面剪切应力的大小，也可反映出边界层分离泡的长度。对于后加载叶型，当攻角为-10°时，吸力面前缘处的吸力峰强度较弱，因此前缘附近形状因子的变化平缓，吸力面前缘处没有出现分离泡，而负攻角的作用下，使得压力面吸力峰后出现了分离泡，由间隙因子的分布可以得出，压力面前缘分离后，边界层变成湍流边界层。而在吸力面前缘后，边界层继续发展，顺压梯度下，边界层发展缓慢，边界层的厚度变化不明显，因此形状因子的变化也较为缓慢，当逆压力梯度出现后，边界层迅速变厚，在逆压力梯度下边界层发生分离，分离的边界层诱导转捩发生，在尾缘附近边界层再附，当攻角为0°时，吸力面边界层的变化同-10°攻角基本类似，不同的是：此时边界层虽然发生了转捩，但直到尾缘处边界层都没有再附，即为开式分离。当攻角增大到10°时，前缘处的过度膨胀，使得前缘吸力峰增强，前缘后的逆压力梯度很大，于是前缘吸力峰后的边界层发生了分离，分离后边界层再附，形状因子在2以下，结合间隙因子的分布，可以看出前缘的分离泡诱导了转捩发生，此后边界层保持为湍流状态，由于后加载叶型的逆压力梯度较强，因此湍流边界层也不能抵抗边界层的分离，于是边界层发生了湍流分离，但是分离位置较-10°和0°攻角的更加靠近尾缘附近。由叶片表面的流线分布和摩擦因数分布，可以看出直到尾缘处边界层没有发生再附。由动量厚度的分布，可以看出在10°攻角下，前缘分离泡的出现，和分离泡后转捩的完成，使得边界层的动量厚度在整个弧长范围内都非常大，远远大于0°和-10°的。

图2　不同攻角的负荷分布

图3　后加载叶型在不同攻角下形状因子和动量厚度分布

图4　后加载叶型在不同攻角吸力面摩擦因数分布

图5　后加载间歇因子以及分离泡示意图

下面分析前加载叶型边界层的发展。当攻角为-10°时，前加载叶型边界层发展较为缓慢，在前缘和叶身处均没有出现分离，由间隙因子的分布可以看出，在逆压力梯度段，边界层发生转捩，到尾缘附近边界层转变为湍流边界层，即边界层的转捩长度很长。当攻角为0°时，在逆压力梯度区，大概在32%弧长位置处，边界层发生分离，分离泡诱导了边界层发生转捩(转捩位置较-10°攻角时有所提前)，湍流边界层使得边界层在53%弧长位置处再附。当攻角为10°时，前缘附近出现前缘分离泡，再附后的边界层为湍流边界层，因此避免了逆压力梯度区域边界层的分离。湍流边界层使得边界层的损失增大，由边界层动量厚度变化可以看出。前加载叶型在不同攻角下，边界层的动量厚度都小于后加载叶型。

图9图10图11给出了均匀加载边界层的发展。在-10°和0°攻角下吸力面形状因子几乎呈现出相同的变化趋势，仅仅前缘部分边界层体现出了差异，在逆压力梯度区域，边界层均发生了分离，然后在尾缘处再附。当攻角达到10°时，边界层在前缘后的分离诱导了转捩，因此有效的抑制了扩压段的分离。

图6　前加载t叶型在不同攻角下形状因子和动量厚度分布

图7　前加载叶型在不同攻角吸力面摩擦因数分布

图8　前加载间歇因子以及分离泡示意图

综合以上的分析可以得出，在负攻角下，不同加载形式吸力面边界层发展的都较为平缓。而当攻角达到10°时，前缘过度膨胀导致分离泡诱导边界层发生了转捩，使得再附后的边界层保持为湍流状态，不同的是，后加载叶型较大的逆压力梯度，使得湍流边界层亦发生了分离，因此使得边界层的损失急剧增大。而均匀加载和前加载由于其扩压段的逆压力梯度较弱，因此转捩后的湍流抑制了扩压段边界层的分离。

图9　均匀加载叶型在不同攻角下形状因子和动量厚度分布

图10　均匀加载叶型在不同攻角吸力面摩擦系数分布

图11　均匀加载间歇因子以及分离泡示意图

图12出口雷诺数为5×104时不同加载形式的攻角特性。纵坐标损失系数是进出口总压差与进口动压头的比，是衡量气动损失的无量纲参数。由计算结果可知，后加载叶型能保持较小损失的攻角范围较小，而前加载和均匀加载的则要宽于后加载的。对于后加载叶型：随着正攻角的增大，前缘从滞止点后叶型吸力面气流急剧加速，因此使得再附边界层的外缘速度增大，因此再附边界层的损失增大，而叶型吸力面的损失是叶型损失的主要贡献；并且由于负荷较大，后加载的设计使得扩压段承受着很强的逆压力梯度，从而当攻角从正攻角方向增大时，边界层极易发生分离，损失急剧增大。而当攻角从负方向增大时，叶片压力面的分离增强，由于分离区域对通道的堵塞，和后加载叶型较大的尾缘弯折角，使得叶片吸力面的分离亦增大，因此边界层的损失亦急剧增大。前加载和均匀加载叶型的设计避免了扩压段较大的逆压力梯度，使得分离损失在整个攻角范围内都低于后加载叶型的，并且可以在较宽的攻角范围内保持较低的损失值。由于压力面降低的速度和顺压梯度的环境，使得边界层分离带来的损失也不致很大，因此前加载和均匀加载叶型可以在很大的负攻角状态保持较低的损失值。

图12　不同加载形式攻角特性

3主要结论

通过在-10°—10°的攻角范围内仔细分析不同加载形式涡轮叶片的边界层发展情况及损失特性得出以下结论：

1) 后加载叶型在研究的攻角范围内损失都大于前加载和均匀加载叶型。

2) 前加载和均匀加载叶型在大范围的负攻角范围内都保持了比较低的损失。并且使得损失开始增大的攻角向着更大的正攻角方向移动。在大的正攻角下，后加载叶型较大的逆压力梯度，使得转捩后的湍流边界层亦发生了分离，因此边界层的损失急剧增大。

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(责任编辑杨继森)

收稿日期：2016-02-19；修回日期：2016-03-18

基金项目：国家自然科学基金青年基金(51406003)

作者简介：白涛(1988—)，女，硕士研究生，主要从事动力工程及工程热物理研究。

doi:10.11809/scbgxb2016.07.035

中图分类号：V231.3

文献标识码：A

文章编号：2096-2304(2016)07-0163-05

ResearchofAerodynamicPerformanceofTurbineBladewithDifferentLoadingDistributionatWindRangeIncidence

BAITao

(SchoolofAircraft,Xi’anAeronauticalUniversity,Xi’an710077,China)

Abstract:The boundary layer structure would be changed because of varies of incidence and loading distribution, so the loss property will be varied. The effect law of loading distribution on boundary layer development at wide range incidence was studied through design three turbine blades with different load distribution but same load level. The research indicates that: the aerodynamic loss is at low level for front and middle loaded turbine blade at wind range incidence especially for negative incidence, while the aerodynamic loss of aft loaded blade is high because of the advanced boundary layer transition.

Key words:load distribution; angle of attack; boundary layer; aerodynamic loss

【基础理论与应用研究】