转/静干涉对涡轮动叶气膜冷却的影响

付斌，史家伟，黄康才

(中国航发四川燃气涡轮研究院，四川 成都 610500)

0 引言

航空发动机涡轮内部流场具有复杂的非定常特性，包括转/静干涉、分离流、二次流、冷气流、热斑等。其中转/静干涉会导致气冷涡轮动叶前缘压力、温度、速度均有较大波动，对前缘气膜孔出流产生巨大影响。在发动机长试中，涡轮动叶前缘常常发生氧化烧蚀现象，影响涡轮叶片的寿命及可靠性。因此，研究涡轮转/静干涉机理及其对动叶前缘气膜孔出流的影响意义重大。

国内外学者一直致力于涡轮转静间非定常流动机理的研究。DOORLY D J等[1]用转动的圆棒模拟导向叶片的尾缘激波和尾迹, 发现激波直接打在叶片表面对换热的影响不大。SMITH A C等[2]通过研究非定常激波对气冷涡轮叶片冷气出流的影响，发现由于叶片总引气量一定，激波减小了叶片吸力面的冷气量，而使得压力面的冷气量相应增加。HEIDMANN J[3]计算结果表明，尾迹的非定常扫掠使压力面的展向气膜冷却有效温比降低，主要原因是尾迹使冷却气流脱离壁面，加剧冷却气流和主流的掺混程度。KORAKIANITIS T[4]的研究表明对于无激波的中等负荷涡轮，决定尾迹干涉或势干涉占主导地位的主要参数是静子、转子的节距比。周莉等[5]发现尾迹宽度增大，使叶片表面气膜冷却效率降低的程度增加，尾迹对压力面冷却效果的影响大于吸力面，对动叶的周期性非定常影响主要表现在前缘附近。李虹杨等[6]的研究发现势干涉通过影响主流流场，能很大程度地改变下游叶片的入射角，且对气膜孔的冷却射流有非常大的影响。王宇峰等[7]研究跨声速涡轮级叶型，发现静叶尾缘外伸波的扫掠会导致动叶表面气膜的周期性分离，显著降低叶片表面气膜冷却效率。而动叶压力面前缘附近的冷气喷射主要受到静叶尾迹的影响，尾缘外伸波对其影响不明显。周勇等[8]发现冷却气流在激波和尾迹经过时, 会发生上扬和重新被压制回壁面的现象。

目前，对非定常流动机理多为初步定性研究，且对转/静干涉影响气膜出流的相关研究较少。本文通过非定常数值模拟的方法对某典型跨声速涡轮进行转/静干涉机理的量化研究，分析转/静干涉对动叶前缘气膜出流的影响，探索动叶前缘临界逆流裕度的影响因素。

1 方法

1.1 几何模型和网格

为研究跨声速涡轮转/静干涉机理及其对动叶前缘气膜孔出流的影响，以某典型跨声速涡轮为研究对象，导叶叶片数为42，动叶叶片数为66。转静子叶片数比例为7∶11，故不需要进行叶形缩放。截取中截面位置2 mm厚度的薄片作为无冷却涡轮模型，而有冷却涡轮模型则在此基础上增加动叶前缘气膜孔和冷气腔结构，气膜孔位置如图1所示。常规非定常计算模型包含7个导叶通道和11个动叶通道，有冷却涡轮模型、计算网格图2所示。

图1 动叶前缘不同位置的气膜孔

1.2 计算设置

给定进口总温、总压、气流方向、出口静压和转速，工质为指定燃气；给定通道周向最外侧为周期性边界，上下流道面为滑移壁面，叶片表面为无滑移壁面。设置气膜孔冷却腔进口类型为开放式进口，寻找气膜孔出口流量恒大于0的临界腔压。基于商用ANSYS-CFX软件，采用常规非定常计算方法，设置计算总步数为420步，监控单个气膜孔出流流量的收敛情况，算例在220步之后冷气流量呈周期性变化，判定计算收敛，如图3所示。

图3 气膜孔出流流量的收敛情况

1.3 参数定义

将本文重要参数——气膜孔逆流裕度定义为叶片内部冷却腔的平均相对总压与气膜孔时均背压的比值。工程上常用气膜孔的逆流裕度来表征气膜孔抵抗燃气倒灌的能力。临界逆流裕度定义为保证气膜孔持续出流(冷气流量恒大于0)的最小逆流裕度值。本文压力的当量参数取动叶进口截面的平均相对总压。

2 结果及分析

2.1 涡轮级间转/静干涉机理

1)转/静干涉对动叶表面压力的影响

图4为动叶叶片表面的压力分布(本刊黑白印刷，相关疑问咨询作者)，包括非定常压力、定常压力以及非定常时均压力分布。横坐标代表相对于动叶轴向弦长的位置，0～100代表叶盆侧，0～-100代表叶背侧。可以看出定常计算的压力分布曲线与非定常时均结果较为接近，动叶前缘吸力侧区域压力波动最大。

图4 动叶叶片表面压力分布

动叶叶片表面压力波动的相对值如图5所示，相对波动量最大的两个位置分别为动叶前缘至吸力侧20%轴向弦长区域(压力波动46%)和吸力侧75%～80%轴向弦长区域(压力波动40%)，正好对应动叶表面受激波干涉的两个区域，如图6(a)所示。显然，跨声速涡轮中影响动叶表面压力波动的最大因素为激波干涉。

图5 动叶叶片表面压力波动分布

图6 转静间激波干涉、尾迹干涉示意图

图7为动叶表面压力时空图，纵坐标为两个导叶周期，可以明显看到导叶尾迹和尾缘激波对动叶的作用时间不一致，尾迹作用于叶片前缘及吸力面部分区域，造成压力减小约14%，尾缘激波作用于动叶前缘及前缘吸力侧区域造成压力突增约32%，同时，波后形成的高压区会使动叶压力面表面压力升高。

图7 动叶表面压力时空图

2)转/静干涉对导叶表面压力的影响

不同于上游导叶对下游动叶的非定常影响，下游动叶对上游导叶只存在势干涉。在跨声速涡轮级中，由于导叶尾缘右伸激波打在相邻导叶的吸力面上，导致下游动叶对上游导叶的势干涉无法影响到导叶喉部前流场。如图8所示，可以认为导叶吸力面75%～100%轴向弦长区域存在的压力波动完全是由下游动叶对上游导叶的势干涉引起。由图9可以看出下游动叶对上游导叶的势干涉导致的相对压力波动为2%～8%。

图8 导叶叶片表面压力分布

图9 导叶叶片表面压力波动分布

此外，还可以观察到导叶吸力面75%～100%轴向弦长区域压力分布的定常结果与非定常时结果均相差较大。这主要是由于定常模型中转静交界面算法导致的流场失真，不能模拟真实流场中动叶对导叶的势干涉影响。

3)转/静干涉对动叶进口气流角的影响

动叶前缘上游某监控点速度方向与轴向夹角随时间的变化曲线如图10所示，动叶进口气流角一直存在小范围波动，但当导叶尾缘外伸激波扫掠至监控点位置，气流角突降13°。进一步分析监控点轴向速度和周向速度随时间的变化曲线，如图11所示，发现气流角突降的主要原因为周向速度发生突降。

图10 动叶进口气流角变化

图11 监控点轴向速度与周向速度变化

动叶进口气流角的变化导致动叶前缘滞止点位置的摆动，图12为动叶前缘滞止点相对轴向弦长位置随时间的变化曲线，前缘滞止点在动叶压力面上的摆动范围为4.56%～7.81%轴向弦长。

图12 动叶前缘滞止点相对轴向弦长变化

2.2 转/静干涉对气膜出流的影响

图13-图15展示了不同冷气腔压下动叶前缘气膜孔流量变化，可以看出前缘偏压力侧气膜孔的无量纲临界腔压为1.00，前缘点气膜孔为0.99，前缘偏吸力侧气膜孔为0.91。随着气膜孔位置向吸力侧移动，压力波动幅值逐渐增大，气膜孔流量波动幅值相应增大，提升冷气腔压对气膜孔流量的提升越不明显。

图13 前缘偏压力侧气膜孔流量变化

图14 前缘点气膜孔流量变化

图15 前缘偏吸力侧气膜孔流量变化

进口气流角的改变导致动叶攻角的改变，进而导致前缘滞止点的前后摆动。当气膜孔位于滞止点摆动范围之内时，气膜孔出流方向发生改变，图16展示了前缘偏压力侧气膜孔的出流变化情况。

图16 前缘偏压力侧气膜孔出流情况

2.3 动叶前缘气膜孔临界逆流裕度的影响因素

表1 气膜冷却逆流裕度与气膜孔背压波动的关系

下面对动叶表面不同位置气膜孔临界逆流裕度进行初步预测。动叶表面相对峰值压力与气膜冷却临界逆流裕度分布如图17所示。动叶表面气膜孔临界逆流裕度的最大值在前缘偏吸力侧位置，但由于该位置气膜孔时均压力较低，所以对腔压的要求不高。

图17 动叶表面相对峰值压力与气膜冷却临界逆流裕度分布

图18展示了冷气腔临界腔压分布，可以看出对动叶冷气压力要求最高的位置仍然是动叶前缘及前缘偏压力侧区域。

图18 冷气腔临界腔压分布

3 结语

本文对某典型跨声速涡轮进行转/静干涉机理的量化研究，分析转/静干涉对动叶前缘气膜出流的影响。得出如下结论。

1)导叶尾缘外伸激波引起动叶前缘至吸力侧20%轴向弦长位置表面压力突增，表面压力波动最高可达32%。导叶尾迹主要影响动叶前缘及吸力面区域，使表面压力下降约14%，对气膜出流有较大影响。势干涉只能影响导叶喉部后流场，造成导叶表面最高8%的压力波动。

2)受激波干涉的影响，动叶进口气流角存在13°的变化幅值，导致动叶攻角的变化和前缘滞止点的摆动，动叶前缘滞止点摆动范围为4.56%～7.81%轴向弦长，进而导致前缘滞止点摆动范围内的气膜孔出流方向发生改变。

3)动叶前缘气膜孔的临界逆流裕度与出口相对峰值压力存在一个稳定比值为0.98，对叶片冷气压力要求最高的位置仍然是动叶前缘及前缘压力侧区域。