某三级轴流涡轮及排气装置一体化流场数值仿真研究∗

李 昂 张宇坤 张 赟

（海军航空大学 烟台 264001）

1 引言

某型涡轮用以带动压气机、螺旋桨及附件工作，是航空发动机核心组成部件，排气装置由于支板的存在，对尾流具有一定程度的影响作用，二者性能的提升与改进对发动机有着非常重要的现实意义［1］。然而涡轮恶劣的工作环境往往导致常规性能测试实验难度较高，相较之下，发动机部件数值模拟技术［2～5］成为一种可能。通过现有CFD技术进行涡轮及排气装置内流场仿真计算分析，可以获取丰富的一体化流场参数及工作特性，进而分析涡轮速度场、温度场及压力场分布状况，为进一步研究涡轮各项性能奠定基础。此外由于排气装置对尾流的影响作用，进行排气装置流场计算亦有必要［6～9］。

本文通过CFD仿真技术，对某型涡轮及排气装置进行一体化流场数值仿真计算，实现稳态流场仿真模拟过程，并对结果进行分析，获取真实准确的一体化流场参数，为涡轮研制及改型工作提供参考借鉴。

2 一体化流场计算模型

计算模型的精确程度对流场分析具有十分明显的影响效果。通过相关参数化建模方法及网格划分，形成高精度三维流场计算模型，是流场计算前处理工作中的重要环节。

2.1 计算模型构建

以工艺图纸及UG模型为基础，获取建立模型所需要的涡轮各级叶片叶型曲线及内外机匣数据参数，建立线型模型，进而进行计算域网格划分。

排气装置焊有五个类似涡轮叶片的空心翼型支板，故采用与涡轮相同的叶轮机械建模流程。

针对涡轮各级工作叶片加装轮毂及封严装置，可以有效减少潜流损失及漏气损失，提高涡轮效率。为保证计算精度并简化建模过程，以轮毂上端面及封严环下端面型线作为流场壁面型线。

首先通过工程图确定该型涡轮各零部件尺寸参数、相对位置、各级工作/整流叶片叶型型线数据，以及排气装置支板及内外壁面参数。通过Gambit软件完成各级叶片及支板型线的反设计及重构，如图1所示。

为满足后续统一的叶轮机械网格划分要求，以Gambit得到的初步模型为基础，并以涡轮各个叶高的型线为输入，利用BladeGen交互式涡轮机械叶片设计工具，加以人工辅助识别，反设计各级叶片及其计算区域，生成前处理软件可以识别的叶型及流面数据，进而拟合出用于网格划分的叶型文件。

排气装置支板物理构型类似于涡轮静子叶片，因此排气装置的建模过程也利用了以上叶型转化技术。

结果显示，该型涡桨发动机涡轮为典型反力式涡轮，级数多于大多数常规涡轮，流动组织略为复杂。各级轮盘叶片大致相同，三级叶片形成的气流通道由前向后逐级变大，叶栅通道呈收敛状。排气装置由排气段及尾锥体两部分构成，气流通道逐渐扩张。

2.2 网格划分

利用TurboGrid直接读入BladeGen软件提供的各级叶片几何型线文件并进行相应计算区域网格的生成。首先对区域进行拓扑分块，根据叶片形状和使用要求生成不同的拓扑结构；进而沿叶高生成混合格式高质量网格。为提高计算效率，网格数量控制在80万左右。

2.3 求解方法

1）求解器的选择

该型涡轮及排气装置一体化流场计算采用CFX求解器，同时采用定比热完全气体作为计算工质的理论模型，在计算过程中不计化学反应及组分输运。三维时均N-S方程组［10～11］为

标准k-ω模型考虑低雷诺数、可压缩性和剪切流传播，是基于湍流能量方程和扩散速率方程的经验模型。

湍流模型［12］为

其中Gk为由层流速度梯度产生的湍流动能，Гk和Гω表明k和ω的扩散率。

2）设置边界条件

涡轮流场仿真分析以旋转叶轮部件流场计算为主，依据CFX提供的非相容计算域网格交界面处理技术，将涡轮动静区域交接面设置为混合平面，进而进行稳态流场计算。相邻区域流场数据在动、静区域交界面作周向加权平均，并作为边界条件进行传递，同时通过混合消除流域通道之间由于周向变化而导致的不稳定（如尾流、激波、分流等），保证计算的稳定性，求得稳态解，并满足计算精度及前后处理工作需求。

另一方面，混合平面法利用涡轮周期性边界，仅计算一个叶排通道即可得出流场计算结果，大幅缩减计算量，提高计算效率。

机匣及轮毂均设置为壁面，且假设叶片及轮毂壁面绝热且无滑移现象，轮毂及叶片壁面共同转动，机匣壁面及余下部分设置为静止。

3 计算结果及分析

3.1 涡轮特性参数

涡轮不同工作状态的改变主要由以下几项参数引起：涡轮转速n、涡轮前燃气总温T3*、总压P3*及涡轮后反压P4。通过给定不同的参数初始值，可计算该型涡轮不同工作状态下的流场参数。

依据发动机起飞工况参数设置涡轮转速n为额定转速，涡轮前燃气总温T3*为设计值，涡轮落压比=7.3，气体常数=1.3。

计算结果显示，起飞工作状态下涡轮总绝热效率为93.15%，相较于台架测试效率高出2%左右，建模过程中对涡轮轮毂及封严装置的简化导致涡轮特性有所提高，效率增大；出口总温为824.587K，未超过该型涡桨发动机起飞工作状态下涡轮后最大允许温度893K；经计算，涡轮入口燃气流量为20.17kg/s，较符合发动机台架试车设计状态燃气流量参数。

数据表明，计算结果符合发动机设计状态下涡轮工作特性，具有较高精度，满足性能分析需求。

3.2 工作流场分析

对发动机起飞状态下涡轮流场进行分析，为下一步的改进设计提供参考基础。

图5中涡轮基元级流场温度及压力变化趋势合理，顺流动方向压力逐级降低，燃气顺压流动，叶背静压低于叶盆静压。温度逐级降低，经排气装置后温度下降至800K以下。

结果表明，该涡轮为亚音速涡轮，涡轮处于亚临界工作状态，二级导流叶片叶背后缘最先接近拥塞。该型发动机为常规等转速调节发动机，不同于常规涡轮，该燃气涡轮二级叶轮接近拥塞，从而允许涡轮前燃气总压进一步提高，进而避免当压气机压比升高时，因一级叶轮进入阻塞状态而导致发动机不稳定工作状态。

3.3 流动特性分析

涡轮50%叶高处叶片前缘小圆半径较大，涡轮叶栅对气流攻角的敏感性较低，能够避免较大的攻角变化范围使叶型损失急剧增长。

另一方面，燃气在涡轮叶栅流动过程中，由于粘性作用，沿叶背及叶盆生成附面层，进而在尾缘处产生尾流，叶栅后尾流与主流的掺混，产生一定的尾迹损失。同时该型涡轮通过加装轮毂及封严装置，能够有效避免因叶顶漏气造成的潜流损失及漏气损失。

通过增大涡轮压比及涡轮前温度可以提升发动机输出功率，但同时会对涡轮的工作造成一定影响。可以看出，三级工作叶片气流出口角度较于气动设计值有一定程度的偏离，并非沿轴向流出涡轮，同时燃气以一定的偏折角度通过排气装置排出时，于支板处形成漩涡，产生流动损失。

4 结语

本文针对某型涡轮及排气装置建立主体几何模型并进行三维流场仿真计算，通过对结果进行分析得出以下结论：

1）本文所建立的涡轮及排气装置一体化流场计算模型能够较好模拟出该型涡轮设计工作状态下压力、温度、速度流场分布情况，计算结果直观反映出涡轮工作状态，为进一步进行涡轮性能分析提供数据参考。

2）发动机起飞工况下涡轮处于亚临界工作状态，涡轮特性参数基本合理，可以满足前端部件轴功率需求。

3）燃气流动过程中存在一定的尾迹损失，同时轴向出口角度偏差对涡轮工作效率具有一定程度的影响。优良的涡轮往往通过合理的叶型设计保证出口气流沿轴向排出，适当调整叶片末端扭曲程度，对涡轮有一定的改善作用。