涡轮末级导叶顶部弯曲对气动影响的研究

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(哈尔滨工业大学 能源科学与工程学院，黑龙江 哈尔滨 150001)

随着燃气轮机技术的进一步发展，以及对循环效率的持续追求，高温高负荷的涡轮设计已经成为未来先进燃气轮机的关键技术之一。在叶轮机械中，由于粘性及其复杂边界条件的限制，从而产生了各种各样的二次流动，近几十年来研究者提出了多种控制二次流动的方法，由于弯叶片对减少二次流损失效果显著，并且具有很好的变工况性能，因此得到了广泛的重视[1-2]。

自上世纪60年代初期首次提出弯曲叶片成型方法以来，国内外的很多研究人员对涡轮叶片的结构设计进行了大量的理论探讨和试验研究[3]。虽然弯曲叶片技术在叶轮机械领域得到了一定范围的应用，但是对于不同叶片应用弯叶片设计方法后所得到的气动性能却各有差异。除此之外，叶片的弯曲参数和形式差异也会得到截然不同的效果[4]，因此所取得的收益也不同。Shieh等[5]用有限元体积法计算径向和两类切向弯曲导叶的轴流涡轮级三维雷诺平均N-S方程。给出了一个轴向涡轮级的三维流动数值模拟结果。通过对径向叶型的切向位移，得到了弯曲导叶，仿真过程在实验数据的辅助下得到了验证。Yao等[6]对跨音速和超音速流动条件下的弯曲叶片进行了数值模拟，揭示了弯曲叶片降低冲击损失的机理，分析了弯曲叶片对流场结构的影响。Ding等[7]研究了弯曲叶片的不同弯曲高度和正弯角对二元流道内气动性能和涡结构的影响。结果发现，在一定的弯曲高度下，存在一个最佳弯角。正弯角较大，或接近最佳弯角时，在弯曲叶片的作用下，沿展向负荷侧的损耗峰值急剧增加。王前等[8]通过实验研究了弯曲静子叶片分别为弯曲叶片和直叶片时叶尖射流的扩稳效果以及内部流场信息。结果发现，弯曲静子叶片使得叶尖射流的扩稳效果更加显著。王建明等[9]采用数值模拟的方法研究了一系列弯高和不同弯角的叶片周向弯曲造型设计对气动性能的影响。结果表明，动叶的周向弯曲能够引起叶顶低能流体向主流区迁移，从而降低叶顶区域的流动损失，但在主流区流动损失有所增加，并且叶片通道内流体的质量流量沿叶高方向被重新分配。潘贤德等[10]研究发现导叶采用正弯设计，端区损失明显减少，叶中损失略有增大，导叶总损失减少；同时导叶弯曲还改善了下游动叶的进气条件，减小了动叶损失，最终提高了高压涡轮效率。丁俊等[11]以环形扩压叶栅为研究对象,通过正交试验设计的方法,分析了试验结果。发现存在一个最佳弯叶片弯角以平衡集中脱落涡和壁角涡对叶栅出口总压损失分布的影响。

本文以进口温度达到1 600℃的重燃涡轮末级导叶为研究对象。由于末级面临着较为严重的气动问题，相比于F级重燃涡轮，末级的反动度明显增高，尤其在叶顶部分，反动度超过0.65。另外末级动叶面临的激波问题也不容小视，且马赫数最高的位置依然出现在叶顶附近。针对以上，考虑结合叶片的三维造型技术，采用了哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心自主开发的叶片弯曲生成程序，自动生成弯叶片叶型文件。其中叶顶弯曲设计均改变了叶片表面的压力梯度，从而改变叶栅的气动性能。本文通过改变末级导叶的径向积叠方式，来改变末级反动度分布，并分析它们对气动性能的影响。

1 计算方法

针对气冷涡轮叶片参数较多，网格生成较为复杂，耗时较长，且三维设计算例较多的问题，哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心开发了新一代网格生成软件，可以快速生成三维计算所需的网格，可检查网格生成质量，并加入新结构的网格生成模块，包括叶根叶顶倒角、自由径向间隙或带有篦齿封严的根顶结构、尾缘全劈缝及半劈缝、叶身冷气孔或冷气缝的网格生成、上下端壁网格的生成(包括叶栅前缘、叶栅通道内部近压力面侧与近吸力面侧)。本文三维计算所用的网格均由此HIT-areomesh软件生成。

本文采用商用软件ANSYS CFX对设计好的四级涡轮进行气动特性的三维数值模拟计算。主要目的是分析其三维气动特点。

2 叶顶弯曲设计研究方案

本研究包括±30°、±20°和±10°六个不同弯角的计算方案。考虑到原始设计中，末级根部的流动特性较为合理，且叶根部分弯曲对损失的降低收益较小，故仅对导叶叶顶进行弯叶片设计，来研究其对末级流动性能的影响。

本文研究的重燃涡轮末级叶片，属于长叶片范畴，展弦比较大，积叠线形式采取顶端与中部采用直线，两段直线采用抛物线进行连接过渡，称为L-C-L-C-L型积叠，采用此方式的积叠形式可以减小叶栅端部的叶型损失。图1为叶顶正弯30°(+30°)时的末级叶片几何示意图。

3 叶顶弯曲设计方案结果分析

图2给出了末级在不同叶顶弯角时的反动度变化曲线，可以发现随着弯曲角度的增大末级反动度也在不断增大。由于原始设计存在末级反动度较大的问题，因此叶顶负弯角会在一定程度上改善这一问题，同时也要关注反动度沿叶高的分布情况。图3给出了末级反动度沿叶高的分布曲线，对比可以发现，虽然在正弯30°(+30°)时整体的反动度降低，但对叶片顶部区域来说，反动度较其他方案有所增大，达到了0.7，而在叶身中下部反动度降低。

图4给出了动叶出口马赫数沿叶高分布，可以看出末级出口马赫数均大于1，属于跨声速叶栅，并且沿叶高马赫数不断增加，其中-30°弯角时马赫数分布较为均匀，随着角度的减小，叶顶部分马赫数逐渐增大，叶身马赫数逐渐减小。

图5给出了末级导叶与动叶能量损失随叶顶弯角变化的折线图，在叶顶反弯时，导叶的能量损失均大于原始设计，当叶顶弯正弯时，导叶的能量损失均小于原始设计，导叶损失在正弯30°时最小，其数值为0.017 78，与原始设计的0.021 55相比能量损失降低17.49%；对于动叶而言出现同样的情况，即导叶叶顶正弯时，动叶的能量损失也小于原始设计，当导叶叶顶反弯时，动叶的能量损失均大于原始设计，并且存在最佳弯角，目前的计算方案而言，导叶叶顶正弯20°时，动叶能量损失最小为0.125 4，相比于原始方案动叶能量损失系数的0.128 99，下降2.78%。相比于两端弯曲能量损失系数下降的原因是叶片下端壁附近，本身由于二次流动尺度较小，本身具备良好的流动性能，再进行叶根弯曲后不能够减小损失，反而由于产生叶根至叶片中部的径向力，使得叶片中部负荷的增加，导致叶片中部损失增大，抵消了由叶顶弯曲产生的有益影响，而仅叶顶弯曲时，如图6(a)所示，在不增加叶身损失的同时，减小了顶部损失系数，最终达到了减小损失的目的。对于动叶而言，导叶正弯时，动叶顶部的能量损失也有所减小，但叶身中下部损失增加。

图7给出了型面压力曲线对比图，(a)、(c)、(e)分别为导叶10%、50%与90%叶高处的型面压力分布，可以看出随着弯曲角度从-30°增大到30°，10%与50% 叶高处的型面压力曲线所围成的面积增大，叶片所受负荷增加，并且可以看出压力面曲线和吸力面前部降压段曲线基本吻合，在逆压梯度段开始发生变化，说明导叶叶顶正弯导致叶片中下部逆压段的压力有所下降，而在90%叶高处则正好相反，正弯30°的方案所受负荷最小，并且没有发生压力的突变，说明叶顶正弯30°时导叶激波损失最小。图7(b)、(d)、(f)为动叶在三个截面上的型面压力分布，产生较大差异的同样是在90%叶高处，首先是前缘进气攻角发生变化，原始设计本身存在负攻角的问题，当进行导叶弯曲后，正弯反弯均会增大负攻角。

4 结论

针对1 600℃ J级重燃涡轮末级面临反动度较高的问题，对末级导叶进行叶顶弯曲造型，得到以下结论:

(1)导叶顶端弯曲时，会对导叶与动叶性能同时产生影响，导致导叶出口气流角发生改变，从而对动叶片攻角匹配产生影响。叶片的弯角大小会对涡轮级的反动度、马赫数、叶片表面静压等气动参数产生较大的影响；

(2)对叶顶弯曲的研究发现，当叶顶正弯时，导叶与动叶的总能量损失系数均有所减小，导叶的能量损失在导叶叶顶正弯30°时最小；导叶叶顶正弯20°时，动叶能量损失最小;

(3)导叶叶顶正弯导致叶片中下部负荷增加, 而在90%叶高处则正好相反，正弯30°的方案中叶片负荷最小。