小展弦比涡轮叶片的弯曲优化设计
韩俊, 温风波, 赵广播
哈尔滨工业大学 能源科学与工程学院, 哈尔滨 150001
赵广播(1962—), 教授, E-mail:zhaogb@hit.edu.cn

作者简介: 韩俊(1981—), 男(汉), 黑龙江, 博士研究生。

摘要

该文重点讨论弯扭叶片设计方法在小展弦比的涡轴发动机涡轮叶片设计中的应用,旨在通过多方案的弯曲设计分析具有强二次流动的涡轮叶片的弯曲优化所能带来的气动性能改善和流场结构变化。给出了弯高固定而弯角不同的14个叶片弯曲设计方案。通过数值模拟计算分析了这些方案中总压比和流量,初步得出在该叶片设计中反弯设计要优于正弯和直叶片设计,且反弯15°方案为最优方案。根据密流沿叶高分布图分析了正弯、直和反弯叶片情况的下端区和中间区域的通流能力变化。结合叶片壁面极限流线图和静压分布,可发现反弯情况下造成的反向C型压力分布使得端区流动不但没有改善反而恶化,但是中间区域的低能流体却大大减少,从而总体损失得到减少。从出口截面的总压分布也可看出通道涡尺度变大,造成端区总压损失较大。

关键词: 涡轮; 小展弦比; 反弯叶片; 通道涡; 优化设计
中图分类号:V231.3 文献标志码:A 文章编号:1000-0054(2014)01-0102-07
Curve optimization design of a turbine blade withlow aspect ratio
Jun HAN, Fengbo WEN, Guangbo ZHAO
Energy Science and Engineering School, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China
Abstract

The curved blade design method was used in a vortex axis engine turbine with low aspect ratio to analyze the effect of the curved blade optimization on improving the aerodynamic performance and the flow field structure of the turbine blade with strong secondary flow. Design schemes were determined for 14 curved blades with fixed height and different corners, with the total pressure ratio and flow then obtained through numerical calculation. Preliminary results showed that the negative curved blade prototype is superior to the positive and straight blades, and that the scheme with inflection of 15° is the optimal solution. The changes of the flow ability in the bottom area and the middle area were given based on the density flow along the blade height. Combination of the blade wall limit flow and the static pressure distribution shows that the reverse C type pressure distribution caused by the negative curved blade deteriorates the end zone flow but with low energy fluid in the middle areas greatly reduced, so the overall losses are reduced. The total pressure distribution on the outlet section also shows that the total pressure loss in the end areas increases with increasing passage vortex scale.

Keyword: turbine; low aspect ratio; negative curved blade; passage vortex; optimization design

为了降低叶栅流道中的二次流损失,各国学者进行了大量研究并提出很多方法,其中王仲奇院士提出的弯曲叶片设计方法开创了叶轮机理论研究的新领域。弯曲叶片理论提出的出发点是通过选择叶片在端壁的倾角,合理组织低能流体的流动以达到降低二次流损失的目的。最早期的弯曲叶片设计方法基于反力度均化理论,主要针对大型汽轮机末几级根部负反动度问题,通过叶片弯曲使反动度沿叶高均匀化以改善叶根区域的流动状况。这种理论的不足之处在于没有阐明仅仅依据叶片的径向分力是无法直接改变静压沿叶高分布的,而只能通过改变流线曲率来间接地改变反力度沿叶高分布。文[1]提出决定叶栅内能量损失的主要因素不是反力度沿叶高的分布,而是叶栅流道内,尤其是喉部以后静压沿叶高的分布。文[2]表明除了采用弯曲叶片还应同时将叶片进行反扭曲,在静、动叶间隙中造成流线的反曲率,可以实现反力度沿叶高均化。这种将叶片的弯曲和扭曲合理匹配成型的方法称为叶片的弯扭联合气动成型。

为了研究弯扭叶片对流场结构的影响,深入探讨弯曲参数,如弯角和弯高,与叶栅及流动参数之间的影响关系,包括展弦比、径高比、冲角及子午流道形状等,研究人员做了大量实验研究[3,4,5,6,7], 实验结果极大丰富了弯扭叶片设计理论,并为工程设计提供了基本的设计准则。此外文[8-10]还系统地研究了弯叶片对叶栅内涡系结构的影响,并阐述了漩涡结构的改变对损失的影响。

鉴于研究人员对于叶轮机械细节化设计的需要,文[11]提出综合优化流型的叶片成型方法,全面分析了可控子午面流型、可控涡流型和可控弯曲流型的优缺点,提出综合考虑3种流型进行气动设计,表现为叶片的回转型面、子午型面和侧型面的耦合设计,从而将叶片设计真正提到全三维设计层次。文[12-13]进一步丰富了基于弯扭叶片设计理论的涡轮气动设计体系,文[14-16]则讨论了在考虑冷气情况下弯扭叶片的设计方法和理论。

弯扭叶片设计方法已在叶轮机械行业内得到了广泛应用,在不同应用环境内的弯曲形式及其对气动性能的影响又不尽相同。本文重点讨论弯扭叶片设计方法在小展弦比的涡轴发动机涡轮叶片设计中的应用,旨在通过多方案的弯曲设计分析具有强二次流动的涡轮叶片的弯曲优化所能带来的气动性能改善和流场结构变化。

1 物理模型和计算方法
1.1 弯叶片积叠线设计及计算方案

本研究中弯叶片造型程序采用自主开发的弯叶片积叠线生成程序以及弯叶片造型程序,采用“L-C-L-C-L”型积叠线,即两端、中部用直线,3段直线中间用圆弧来过渡,如图1所示。叶片的弯曲通过对不同截面上的叶型进行周向坐标偏移来得到。其中弯角为两端的直线与径向的夹角,弯高为所有偏移量不为0的部分所占的相对叶高,即积叠线两端的直线段以及圆弧段。

从反弯叶片到正弯叶片共设计了14套弯高为15%相对叶高、弯角不同的弯叶片,如表1所示。

表1 不同弯角的弯叶片方案设计
1.2 弯叶片网格划分及边界条件

网格采用NUMECA软件包中的Autogrid5模块进行划分。网格拓扑结构为O-4H形。叶片表面及尾迹区域进行了加密,并采用尾迹控制。为了分析网格对模拟结果的影响,按总网格数逐渐增加的趋势,基于本文所研究的叶片结构生成了9套网格进

行计算分析。结果表明在较高计算精度与较少计算时间综合要求下,选择沿叶高网格数为81, 沿弦向网格数为101的网格划分方案比较合适,总网格数为1 021 653, 壁面第一层网格厚度为1 mm, 网格如图2所示。工质采用实际气体, cp( T)的数值定义以及导热系数、黏性随温度变化规律如图3所示。进口给定总温、总压、气流角沿叶高分布规律如图4所示,出口给定中径处静压,采用完全径向平衡方程求解。

2 计算结果与讨论
2.1 各方案的总体参数分析

表1中的14种方案的总压比、流量等参数与弯角的关系如图5所示。从图5a中可以看出,在弯角从-20°逐渐改变至25°的过程中,总压比先升高,后降低。将正弯叶片、反弯叶片与原型直叶片的总压比进行比较可知,对于本文的工况,正弯叶片的总压比均低于原型叶片的总压比。弯角从0°到25°变化的过程中,总压比首先缓慢下降; 弯角大于15°以后,总压比降低的速度加快。反弯叶片在0°到-15°的弯角范围内,总压比随弯角增大而增大,且均高于原型直叶片; 当弯角大于-15°后总压比开始降低,到了-17°以后总压比降低到比原型直叶片还要低,并且下降速度很快。如图5a所示,总压比最高的区域是在弯角为-15°处。流量随弯角的变化如图5b所示。在弯角从-20°改变到25°的过程中,流量首先迅速降低,降低至-15°后变化速率变得平缓,接近原型叶片; 当弯角达到正弯范围时,流量随弯角增大而增大,并且在弯角0°到25°正弯范围内,流量均高于原型直叶片。

由此可得出初步结论,在本文工况下,叶片采用正弯加大了损失; 采用反弯也不是在所有的弯角情况都能减少损失,在-17°至0°的反弯范围内,可以减少损失,提高效率,但是弯角大于17°后反而增加了损失,并且得知反弯弯角为15°时,控制损失的效果最好。因此在后续分析中着重选择原型直叶片、反弯弯角为-15°、 正弯弯角为25°这3种方案进行分析。

图6为3种方案的密流沿相对叶高分布。可以看出,在相对叶高10%~90%的主流区范围内,反弯的密流最大,原型直叶片的密流次之,正弯的密流最小。而在相对叶高10%以下和相对叶高90%以上部分呈现相反的趋势,正弯的密流最大,原型直叶片次之,反弯的密流最小。结合总体损失分析可知,虽然反弯情况下端区通流能力减弱,但中间区域的通流能力大大增强,其损失的减少大于端区损失的增加。

图6 出口密流沿相对叶高分布

2.2 流场结构分析

3种方案的表面压力等值线和极限流线如图7-9所示。在一般情况下,叶栅壁面上的极限流线与叶片静压等值线正交,据此可以分析壁面流谱,进而理解叶栅中的空间流动。

正弯叶片、原型直叶片与反弯叶片压力面的静压分布如图7a、 8a和9a所示。在叶片前缘附近部分,中间压强高,两端压强低,这种情况与进口时的压强分布有关,前面已经解释过。随着流动的发展,气流由中间向两端扩张的趋势减弱,此部分的静压等值线近似与上、下端壁垂直,而极限流线近似与上、下端壁平行,静压等值线与极限流线相互正交。3幅图中叶片压力面都存在一个范围很大的顺压力梯度段,气流在该区域得到充分的加速,对比正弯叶片、直叶片、反弯叶片,三者的靠近前缘部分的等值线倾斜程度依次增大,说明反弯叶片能够在叶栅通道内建立反“C”型压力梯度,阻止端区低能流体向中部迁移,恶化叶栅中部流动。

图7b、 8b、 9b中可以看出,正弯、反弯、原型叶片吸力面叶片吸力面静压分布主要有两个区域,在靠近前缘部分,气流均匀加速降压,对比三者可以看出,正弯叶片在该区域的压力梯度和范围明显要大,其加速降压的能力强于原型直叶片和反弯叶片,有利于延缓附面层的生成和发展,对流动是有益的; 在该区域后面,静压等值线与端壁不再继续正交,静压等值线自身或与端壁呈封闭状态,该区域对叶栅气动性能起着决定性的作用,最低压力点对应着涡心,该区域是由从压力面横向移动到吸力面的通道涡形成,来到此处的流体静压很低,也说明通道涡造成的损失很大,可以在图10的出口总压云图中得到验证。叶片正弯使低能流体向中部迁移,这使得中部损失加大,叶片中部区域正弯的逆压梯度段强度相比原型和反弯叶片要强,附面层的发展更剧烈,在靠近尾缘处会出现较大的回流区,分离程度也加大,增加了中部的损失。

3 结 论

本文针对先进小流量涡轴发动机中动力涡轮一级静叶开展研究,尝试利用弯叶片达到控制二次流损失的目的。通过对比14套弯角不同的弯叶片方案,并且设定弯高均为15%相对叶高,得出了反弯叶片优于原型直叶片与正弯叶片,且在反弯15°时总体损失最小。通过对叶栅通流能力的分析可知,虽然反弯情况下,端区的通流能力进一步减弱,但中间通流能力增强,使得总体损失下降,而根据叶片表面极限流线、静压分布以及出口总压云图可直观看到附面层迁移的现象,以及通道涡造成的损失分布。

The authors have declared that no competing interests exist.

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