叶片前缘改型对涡轮叶栅二次流的影响
压气机角区分离流动机理及控制方法研究
压气机角区分离是一种常发生于轴流压气机“吸力面—端壁”角区的三维分离现象。
压气机角区分离会引起流场堵塞及流动损失，严重时更会引起角区失速，对压气机的性能产生极大影响。
随着压气机单级负荷的不断提升，压气机角区分离问题变得日趋严重。
压气机角区分离流动机理截至目前，针对压气机角区分离现象已进行了大量的试验与数值模拟研究。
普遍认为，压气机角区分离的形成源于快速增长的端壁边界层与二次流的相互作用，导致大量低能流体在角区附近堆积，由此引发了角区分离。
端壁边界层的快速增长与压气机通道中的流向强逆压梯度密切相关，而二次流的形成属于压气机叶片通道中典型的三维流动现象，不仅与通道内的压力梯度相关，还与通道中各种涡系的产生与发展密切相关。
压气机叶片通道内存在流向、展向和周向的压力梯度。
例如，假设忽略周向压力梯度在叶高方向的变化时，在子午面中的主流流线上，周向的离心力与压力梯度处于平衡状态，然而在边界层内，由于边界层内较低的流体速度，周向的离心力不能与压力梯度相平衡，这就导致了向吸力面运动的二次流的产生。
在叶片前缘处产生的马蹄涡也是影响叶片通道内二次流的重要涡系。
由于在叶片前缘滞止点处压力梯度大于0，流体在靠近前缘的部位会产生减速。
边界层外的高速流体会进入边界层取代其中的低速流体，在压力作用下，流动会向端壁发展。
与此同时，原先靠近端壁的流体在强逆压梯度下无法继续附着在端壁上，流动产生了分离。
这两种流动现象的相互作用导致了马蹄涡的形成，并在叶片通道内分成两支发展，如图1所示。
靠近叶片压力面的马蹄涡分支在周向压力梯度的作用下被推向相邻叶片的吸力面。
由于马蹄涡与通道涡的旋转方向相同，马蹄涡被增强，靠近叶片和端壁的低能流体被吸入马蹄涡内。
因此，马蹄涡和通道涡成为了影响叶片通道内流动损失的重要涡系。
图1 通道内马蹄涡的发展一个典型的角区分离流场结构如图2所示。
分离在流向逆压梯度下，端壁上的涡结构形成了一个封闭的分离区，这个分离区由吸力面上的分离线和端壁上的分离线包裹构成。
几何参数对离心叶轮强度和气动性能影响的研究
机应用弯曲、 倾斜叶片的气动陛能进行研究。 至 于对 叶轮 强 度 的研 究 ， 献 ［ ］ 一 车 用 文 ９对
涡轮增压 器 叶轮 强 度进 行 了详 细 的研 究 ， 出 了 给
一
图 １ 叶 轮 原 型 三 维
套完整的分析方案。本文针对一个离心压气机
使用 Ｎ Ｅ Ｒ Ｃ软件 的 ＳＲ ＳＰ Ｅ Ｔ Ｅ Ｓ Ｒ Ｐ模块 生成 叶轮强度计算的三维有限元模型。由于叶轮存在 典型的周期对称性 （ 叶轮有主、 分流叶片各 ６ ， 个 因此具有 ６个循环周期 ） 为节约计算时间， ， 采用 个 周期 即 １６叶轮进 行计 算 （ 图 ２所 示 ） ／ 如 。
２ ＿ ａ Ｙ Ｎ Ｍ ｃ ｉ ｒ ｏ ，Ｌｄ Ｈ ｎｙｎ ２ ０ ５ Ｃ ｉ ） ．Ｈ ｎｎＴ Ｅ ａｈｎ ｙＣ ． ｔ ， ｅ ｇａｇ４ １０ ， ｈｎ ｕ ｅ ａ
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ｆ ｒｔ ｅ ｐ ｒ ｏ ｅ ｏ ｈ ｄ ｓ ｉｌ ａ ｙ ｏ ｔ ｚ ｄ ｔ ｒ ｏ ｃ ｉ ｅ ｌｄ ｓｒ ｃ ： ｏ ｈ ｕ ｐ ｓ ｆ ｍｕ ｉ ｉｅｐ ｉ ｒ ｐ ｉ ｅ ｏ ｔ ｂ ｍａ ｈ ｎ ｒ ｂ ａ ｅ．ｉ’ ｅ ｅ ｓ ｒ ｏｓｕ ｙ ｔ ｅｉ ｆ ｅ ｃ ｆ ｅ － ｎ ｍｉ ｕ ｙ ｔ Ｓｎ ｃ ｓ ａｙ ｔ ｔ ｄ ｈ ｌ ｎ ｅ ｏ ｏ ｎ ｕ ｇ
三 维 流场 。 ２ １ 强度 计算 ．
２ １ １ 叶 轮受力 分析 ．．
离心压气机叶轮几何形状非常复杂 ， 相应 的 受力情况也很复杂 ， 中主要有高速旋转产生的 其 离心 载荷 ， 由气 动力 产 生 的压 力 载荷 和温 度 效 而 应产 生 的热应 力都非 常小 ｕ 。文献 ［ ］ 出由气 ９指 动力产生的压力载荷和热应力不应该忽略 ， 但其 计算 同时也 表 明 ， 力载荷 和 热应力 非 常小 ， 其 压 在
径向涡轮叶片的形状和原理
径向涡轮叶片的形状和原理径向涡轮叶片是一种重要的涡轮机械元件，广泛应用于涡轮机、涡轮泵、涡轮增压器等设备中。
它的主要功能是将流体动能转化为机械能，实现流体的压力或速度的变换。
径向涡轮叶片的形状和原理决定了它在流体力学中的作用及性能，接下来我将详细介绍径向涡轮叶片的形状和原理。
首先，我们来了解径向涡轮叶片的形状。
径向涡轮叶片通常由一系列弯曲的叶片组成，这些叶片围绕轴线呈放射状排列。
每个叶片都由进口和出口两个叶片面组成，通常进口叶片面具有更大的曲率以适应流体进入叶栅的需求，出口叶片面则具有较小的曲率以适应流体脱离叶栅的需求。
叶栅的进口叶片面和出口叶片面之间通过一个弯曲过渡区连接，使得流体能够平稳地通过叶栅。
另外，径向涡轮叶片的前缘和后缘通常呈弧形，以降低流体在进出叶栅时的损失。
其次，我们来了解径向涡轮叶片的工作原理。
径向涡轮叶片的工作原理可以用欧拉方程来描述，即动量守恒和能量守恒原理。
当流体通过叶栅时，它会给叶栅施加一个作用力，这个作用力可以分解为径向力和切向力两个分量。
径向力使流体在叶栅中产生径向运动，而切向力则使流体在叶栅中旋转。
当流体通过叶栅时，叶栅的转动将流体的动能转换为叶栅的旋转动能。
转速越高，叶栅转动的动能越大，从而实现对流体的加速和压力的增加。
另外，径向涡轮叶片的进出口叶片面之间的弯曲过渡区可以减小流体的损失，提高能量转换效率。
除了以上的形状和原理外，还有一些设计参数影响着径向涡轮叶片的性能。
首先是叶栅的厚度和叶片的宽度，这两个参数决定了叶栅的强度和刚度。
叶栅越厚越宽，可以承受更大的压力和旋转力矩，但同时也会增加流体的阻力和损失。
其次是叶栅的安装角度和出口流动角度，这两个参数决定了叶栅对流体的作用效果。
进口叶片面的安装角度决定了流体的进入方向和速度，而出口叶片面的出流角度决定了流体脱离叶栅后的速度和方向。
最后是叶片的材料和制造工艺，可以通过合理选择材料和制造工艺来提高叶栅的耐热性、耐磨性和抗冲击性。
喷嘴叶片形状的改善对涡轮增压器效率的影响
『 ｓｒ ｃ Ｔ ｅ３ Ｄ Ｃ Ｄ ｉ ｌｔ ｎｏ ｅｆ ｗ ｅｄｉ ｅｖ ｌｔ ｎ ｏｚｅｒ ｇｏ ｅｔｒ ｏ ｈ ｒｅ Ｓｃ ｎ Ａｂ ｔａ ｔ ｈ ． Ｆ ｓｍｕａｉ ｎ ｔ ｏ ｆ ｌ ｔ ｏｕｅａ ｄ ｎ ｚｌ ｉ ｆ ｈ ｕｂ ｃ ａｇ ｒｉ ｏ ． １ ｏ ｈ ｌ ｉ ｎｈ ｎ ｔ
ｄ ｃｅ ｕ ｔｄ，ｔ ｅ ｇ ｓｆ ｗｓ ｉ ｈ ｏｕ ｅ ａ ｄ ｎ ｚ ｌ ｒ ｇ ａ ｅ ａ ａｙ ｅ ｈ ａ ｏ ｎ ｔ ｅ ｖ ｌ ｔ ｎ ｏ ｚ ｎ ｒ ｎ ｌｚ ｄ，ａ ｄ ｉ ｉ ｏ ｎ ｈ ｔ ｔ ｅ ｓ ａ ｅ ｏ ｈ ａ ｅ ｈ ｓ ｌ ｅｉ ｎ ｔ ｓ ｆ ｕ ｄ ｔ ａ ｈ ｈ ｐ ｆ ｔｅ ｖ ｎ ａ
声 。随着 节能 问题 和排 放 法 规 的 日益 严 格 ， 动 机 发
增压愈来愈成为其发展的重要方 向， 增压机 已成为 发 动机 的基本 型 。 涡轮增压器的涡轮主要 由进气壳、 喷嘴环和排 气壳 等部件 组成 。进 气 壳 （ 蜗壳 ） 的作 用 ， 把 发 动 是
田永祥 ‘刘云 岗 王 志明 陈礼皤 ‘ ， ， ，
（ ．同济 大学汽车学院， 海 ２ １０ ； ２ １ 上 ０８４ ．山 东大学能源与动 力工程 学院 ， 济南 ２０ ６ ） ５０ １
［ 摘要 ］ 对 涡轮增压器蜗壳 内流场进行 了三 维 Ｃ Ｄ模拟 ， Ｆ 分析了蜗壳内的流动并 找到了叶片造成 流动损失 的 原 因， 然后 引入双纽线流量计的工作原理对 叶片尤其是造成 流动损 失大 的叶片头部进行 了重新设计 ， 而对新方案 进 进行 了 Ｃ Ｄ模拟 和叶片的加工及整机试验 ， Ｆ 模拟和试验结果表 明新设计 的叶片对增压器效率有明显提高。
ｃｅ ｃ ｆｔ ｅ ｔ ｒ ｏ ｈ ｒ ｅ ． ｉｎ ｙ ｏ ｈ ｕ ｂ ｃ ａ ｇ ｒ
动力涡轮有冠及无冠动叶栅顶部二次流的数值分析
第 ２期
《 燃气Βιβλιοθήκη 轮机技术》
Ｖ０． ４ Ｎｏ ２ １２ ．
２ １ 年 ６月 ０１
ＧＡＳ ＴＵＲＢＩ ＮＥ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ
Ｊ ｎ ，２ １ ｕ． ０１
动 力 涡 轮 有 冠 及 无 冠 动 叶栅 顶 部 二 次 流 的 数 值 分 析
鄢 景 ， 自春 杨
（ 海军 工程 大 学 船舶 与动 力学院 ， 武汉
附 面层 网格 ， 以保证 边 界层 流动 的精度 ； 划分后 单元
总数 为 ３ ２万 ， ５ 节点 总数 为 ５ ７万 。 ｌ
尾 缘
静叶栅尾缘网格划分
有冠动叶栅顶部网格划分
图 ３ 第 １级 动 叶 顶 部 表 面 极 限 流 线
流 道人 口的前半部 分 间隙 流在 流道横 向压 力梯 度 的 影 响下 被抑 制在 吸力 面 。从 极 限流线 图可 以清 楚地
分 。射流 区分布在 篦 齿 顶部 以 上 的间 隙 中 ， 由于篦
齿 的节流作 用 ， 流区流体 具有较高 流速 ， 经过齿 射 其
腔 时带动腔 内的流 体 涡 动形成 涡流 区 ， 涡流 区主要
分 布在两个齿 腔和第 一个大篦 齿前 的空隙 中。正是 由于这些涡 流的存在 ， 加大 了流体 内摩擦 ， 使流体 间 质量 交换增加 ， 提高 了间隙流 的流动 阻力 ， 保证 了篦
图 ２ 网 格 划 分 模 型
叶尖 间隙涡 源于 前半 部分 的 间隙 流 ， 在 主流 和后 并 半 部分 间隙 流 的推动 下得 到发 展 。 该 动 叶 栅具 有 一定 的反 动 度且 为亚 音速 流 动 ，
１３边 界条 件 （ ． 结合 Ｃ Ｘ软件 ） Ｆ
几种叶片参数变化对叶轮机气动性能的影响
几种叶片参数变化对叶轮机气动性能的影响摘要：叶轮机叶片设计与制造过程中，常常遇到某一尺寸参数变化对叶轮机性能影响是否显著的问题。
本文以常见的叶片尺寸参数偏离设计状态问题为切入点，分析了不同叶片尺寸参数的敏感度，以期对叶轮机设计与制造有所帮助。
关键词：叶轮机、叶片、形状、性能叶轮机械的气动性能主要由叶片决定，叶片某一尺寸参数或形状的微小变化也可能会对叶片的气动性能产生显著影响，我们将这类参数称为敏感参数。
为了掌握叶片的敏感参数，需进行较多的研究。
下文是本人工作过程中经常遇到的叶片偏离设计状态的问题，以及这类问题的分析。
一、叶片前缘变为非圆弧型对气动性能的影响涡轮叶片的前缘一般设计成大圆弧，但这个圆弧前缘是否一定是唯一实用的前缘呢？陈雷[1]对比了Ｂｅｚｉｅｒ曲线前缘和圆弧前缘涡轮的气动性能。
在涡轮正常运行的攻角范围内，该非圆弧前缘有减小损失的作用，其机理是：非圆弧前缘的曲率半径逐渐增大，减小了前缘表面流动的法向压力梯度，抑制前缘的过度膨胀，削弱吸力峰，降低切点附近切向速度及速度梯度，减小由摩擦力引起的能量耗散，损失变小，且非圆弧形曲线的δ越大，流动损失相对越小；但在涡轮非设计工况的大攻角条件下，叶盆分离更加严重，流动性能恶化，损失增大。
压气机前缘也可以设计成非圆弧形，优化前缘形状的机理是，曲率半径逐步增大,可以减小前缘表面流动的法向压力梯度,抑制前缘表面的过度膨胀,从而降低吸力峰,减小吸力峰内的逆压梯度,避免叶片表面的层流分离,改善叶片气动性能。
因此，可以将压气机前缘设计成椭圆形前缘[2]。
但椭圆前缘加工难度较大，陈宏志[3]探索了带平台的圆弧形前缘，其形状如同1.2，即在圆弧前缘的叶背位置上铣出一个平面，并铣出倒角来过渡。
椭圆前缘一般由a/b决定其性能，而平台前缘的性能由平台前端在原始圆弧前缘上的位置和倾斜角决定。
但两者的优化效果都类似，不过平台前缘的平面两端形成两个弱吸力峰,取代了原始圆弧形前缘上的单个强吸力峰。
航空发动机涡轮叶片失效分析与评估
航空发动机涡轮叶片失效分析与评估航空发动机的涡轮叶片是关键的组成部分，其质量和可靠性直接影响飞机的性能和安全。
因此，对涡轮叶片失效进行分析与评估至关重要。
本文将从失效原因、失效分析方法以及评估措施等方面进行探讨。
一、失效原因涡轮叶片失效可以由多种原因引起，下面列举了一些常见的失效原因：1. 疲劳断裂：由于长期受到循环载荷的作用，涡轮叶片会发生疲劳断裂，导致叶片失效。
2. 热腐蚀：高温环境下，涡轮叶片会受到氧化和腐蚀的影响，逐渐失去材料的强度和形状稳定性。
3. 过热变形：在高温运行条件下，涡轮叶片可能会由于过渡区域温度过高，导致叶片变形或扭曲失效。
4. 引气失效：由于引气部件的故障或设计不当，空气流动异常，造成叶片受到不正常的载荷，导致失效。
5. 疲劳腐蚀裂纹：在高温、高腐蚀环境下，涡轮叶片可能同时受到疲劳和腐蚀的作用，导致裂纹的生成和扩展。
二、失效分析方法为了准确分析涡轮叶片失效的原因，通常采用以下方法进行研究：1. 金相分析：通过金相分析，可以观察到叶片内部的组织结构、晶界和缺陷，判断是否存在材料缺陷或应力集中等问题。
2. 热分析：利用热分析技术，如差热分析（DSC）和热重分析（TGA），可以研究涡轮叶片在高温环境下的热稳定性和热腐蚀性能。
3. 腐蚀分析：通过化学腐蚀试验和电化学测试，可以评估涡轮叶片在腐蚀环境下的耐蚀性和腐蚀速率。
4. 超声波检测：利用超声波检测技术，可以对叶片内部存在的裂纹、夹杂物和松动部分进行无损检测，确定可能存在的缺陷。
5. 仿真模拟：采用有限元分析和流体动力学模拟等数值模拟方法，对涡轮叶片在实际工作条件下的应力、温度分布进行模拟分析，预测叶片的寿命和失效形式。
三、评估措施针对涡轮叶片失效的原因和分析结果，可以采取以下评估措施：1. 材料选择与优化：针对不同工作条件和失效类型，选择合适的高温合金材料，并通过优化材料结构和热处理工艺等方式，提高叶片的抗疲劳和抗腐蚀能力。
2. 检测与监测：建立完善的涡轮叶片检测和监测系统，及时发现叶片的缺陷和异常情况，进行预防性维修和更换。
涡轮叶片前缘冷却结构流动换热机理
目录•前言•涡轮叶片前缘冷却结构概述•流动换热机理研究•数值模拟与实验验证•涡轮叶片前缘冷却结构优化设计•结论与展望前言01航空发动机涡轮叶片是发动机关键部件之一，工作在高温、高压、高转速的极端环境下，其冷却技术是保证其正常工作的关键。
02涡轮叶片前缘由于处于高温、高应变率和低雷诺数的流动环境下，是冷却技术研究的重点和难点。
03研究涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热机理，对于提高发动机性能、降低冷却能耗、提高叶片使用寿命具有重要意义。
研究背景与意义研究内容研究涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热特性，包括冷却气体流量分配、流动换热性能、气膜冷却效率等。
采用实验研究、数值模拟和理论分析相结合的方法，对涡轮叶片前缘冷却结构进行深入研究。
通过实验手段测量涡轮叶片前缘在不同工况下的温度分布、冷却气体流量分配等参数，为数值模拟提供边界条件。
利用CFD软件对涡轮叶片前缘冷却结构进行数值模拟，通过对流动换热过程的模拟，分析冷却气体流量分配、流动换热性能、气膜冷却效率等参数。
基于实验和数值模拟结果，运用传热学、流体力学等理论对涡轮叶片前缘冷却结构的流动换热机理进行分析和研究。
研究方法数值模拟理论分析实验研究研究内容与方法涡轮叶片前缘冷却结构概述01气膜冷却通过在叶片前缘开设一定的孔或缝，将冷气引入主流区域，形成气膜，对前缘进行保护。
具有较高的冷却效率，但可能影响流场和换热。
02冲击冷却利用高速气流冲击叶片前缘，将热量带走。
具有较大的冷却系数，但可能产生冲击疲劳。
03扰流件冷却通过在叶片前缘添加扰流件，改变流场形态，提高换热效果。
具有较低的冷却效率，但可以降低附面层分离。
冷却结构类型及特点采用先进的冷却技术可以允许涡轮进口温度提高，从而提高涡轮的性能和效率。
提高涡轮进口温度通过冷却结构可以有效地将叶片前缘附面层温度降低，防止附面层分离和烧蚀。
降低叶片前缘附面层温度采用合理的冷却结构可以改善涡轮出口温度分布的均匀性，从而提高下游部件的性能。
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2009年4月第30卷 第2期推 进 技 术J O U R N A LO FP R O P U L S I O NT E C H N O L O G YA p r .2009V o l .30 N o .2叶片前缘改型对涡轮叶栅二次流的影响＊孙大伟,乔渭阳,孙 爽,许开富(西北工业大学动力与能源学院,陕西西安710072) 摘 要:以某典型高压涡轮叶栅为研究对象,采用数值模拟的方法对比分析了两种端壁前缘改型结构对涡轮叶栅二次流产生的影响。
结果表明,带状结构(F i l l e t )以及适当尺寸的球形结构(B u l b )可以改善涡轮叶栅内部二次流,并且降低涡轮出口气动损失。
其中尺寸的选择对于球形结构(B u l b )影响很大。
两种不同的改型结构相比较,带状结构(F i l l e t )改型方案对二次流的改善效果较为明显,结果更为理想。
关键词:高压涡轮;前缘改型;二次流;气动损失中图分类号:V 231.3 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2009)02-0187-06 ＊ 收稿日期:2008-04-01;修订日期:2008-09-16。
作者简介:孙大伟(1982—),男,博士生,研究领域为推进系统气动热力学。
E -m a i l :s d w 200099@163.c o mE f f e c t s o f l e a d i n g -e d g e m o d i f i c a t i o no ns e c o n d a r yf l o wi nt u r b i n e c a s c a d e sS U ND a -w e i ,Q I A OW e i -y a n g ,S U NS h u a n g ,X UK a i -f u(S c h o o l o f P o w e r a n dE n e r g y ,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v .,X i 'a n 710072,C h i n a )A b s t r a c t : N u m e r i c a l s i m u l a t i o n s w e r e c a r r i e do u t t o i n v e s t i g a t e t h e e f f e c t o f t h e t w o l e a d i n g -e d g e m o d i f i c a t i o n s o nt h e s e c o n d a r y f l o wi n h i g h -p r e s s u r e t u r b i n e c a s c a d e .T h e r e s u l t s s h o wt h a t t h e f i l l e t a n dc e r t a i nb u l bc o n f i g u r a t i o n s c o u l dc o n t r o l t h e s e c o n d a r y f l o wi n t u r b i n e c a s c a d e s a n d r e d u c e t h e a e r o d y n a m i c l o s s .T h e c h o i c e s o f t h e s i z e o f t h e b u l b c o n f i g u r a t i o n s h a v e ag r e a t i n f l u e n c e o n t h e e f f e c t o f t h e s e c o n d a r y f l o wc o n t r o l l i n g .T h e f i l l e t c o n f i g u r a t i o n s a r e b e t t e r t h a n t h e b u l b c o n f i g u r a t i o n s f o r i m p r o v i n g o f t h e s e c o n d a r y f l o wi nt u r b i n ec a s c a d e s .K e yw o r d s : H i g h -p r e s s u r e t u r b i n ec a s c a d e s ;L e a d i n g -e d g e m o d i f i c a t i o n ;S e c o n d a r y f l o w ;A e r o d y n a m i c l o s s1 引 言 二次流现象广泛存在于叶轮机械叶栅内部流动中,特别是对于高负荷、低弦比的航空燃气涡轮而言,二次流的问题及其影响十分明显。
航空燃气涡轮中二次流不仅会产生相当大的二次流损失,而且还会严重恶化端壁区的冷却效果。
20世纪60年代起,各国学者提出了很多改善控制二次流的可行技术,其中叶片端壁区前缘改型技术在近几年得到了比较大的关注。
叶片前缘改型技术通过改变端壁区叶片前缘的形状,改变和控制前缘马蹄涡的发展,进而影响二次流的发展。
国外对其进行了大量的研究[1～7],得到了一些有意义的结果。
Z e s s 等人提出的前缘带状结构(F i l l e t )以及S a u e r 等人提出的球形结构(B u l b )[1,6],在控制二次流方面都取得了良好的效果。
本文采用数值模拟方法,应用带状结构(F i l l e t )以及球形结构(B u l b )两种不同的前缘改型方法,以某高压涡轮叶片为研究对象,对其控制涡轮二次流动效果以及原理进行了详细的对比分析。
2 数值计算方法以及研究对象 本文应用商用C F D 软件求解三维定常粘性的雷诺平均N -S 方程组。
对控制方程的求解采用基于单元中心有限体积法,耦合隐式格式的时间推进算法;对控制方程对流项的离散采用二阶迎风格式,湍流模型采用S S T 湍流模型,该模型在近壁区域具有k -ω模型的优点,而在远离壁面区域则又兼有k -ε模型的长处。
数值模拟只考虑一个叶片通道,采用了高质量的DOI :10.13675/j .cn ki .t jjs .2009.02.011 推 进 技 术2009年H 型结构网格,轴向、周向和径向的网格节点数分别为:140,70和90,并在下端壁前缘改进区进行了加密处理。
进口边界到叶片前缘的距离为一倍轴向弦长,尾缘到出口边界距离为两倍轴向弦长。
进口和出口边界条件分别采用压力进口和压力出口边界条件。
数值计算研究中出口马赫数为0.54,基于弦长的出口雷诺数为5.7×105。
在实际涡轮叶栅中,进口边界层的状况对二次流影响很大,为了模拟实际的进口边界层,进口边界给定了总压沿径向的不均匀分布(如图1),其边界层特性(相对于叶高):边界层厚度为10%,位移厚度为1.1%,动量厚度为0.7%,形状系数为1.6。
F i g .1 I n l e t d i s t r i b u t i o n s o f t o t a l p r e s s u r e 本文采用的叶片是典型的高压涡轮直叶片,基本参数为:弦长58.0m m ,栅距42.34m m ,展弦比1.55,进口气流角46.0°,出口气流角59.0°。
结合所选用的叶片,分别应用带状结构(F i l l e t )以及球形结构(B u l b )对涡轮叶片端壁区前缘处进行了重新的改型。
其中带状结构(F i l l e t )造型参考了Z e s s 等人的研究方案[1],其高度等于一倍的进口边界层厚度,长度则等于1.5倍的进口边界层厚度,采用椭圆型非对称结构,在本研究中命名为方案1(C a s e 1),图2给出带状结构(F i l l e t )造型结构图。
球形结构造型参考了S a u e r 等人的研究方案[6],给出了不同尺寸的两种方案:方案2(C a s e 2)的基本高度b 0=1.5m m ,方案3(C a s e 3)的基本高度b 0=3.0m m 。
图3给出了球形结构表面曲线以及前缘平面结构示意图,其中b =3b 0。
X,Y ,Z 分别为轴向、周向以及径向。
3 数值模拟结构以及分析 为了研究各改型方案对涡轮内部二次流动以及出口流场的影响,本文应用了总压损失系数、流向涡量系数等气动参数。
其中总压损失系数定义如下ψ=p t 0-p t 11/2ρu2式中p t 0为叶栅进口气流平均总压,p t 1为叶栅前缘下游轴向120%弦长处当地总压,1/2ρu 2为叶栅前缘下游轴向120%弦长处平均动压头。
流向涡量系数定义为S V O =ωs ×l c 2i sωs =ωx ×c o s βM +ωy ×si n βM ωx =c z y - c y zωy = p tρ z+ωx c y/c x 式中l 为叶片弦长,ω为各方向的涡量,c 为各方向的速度。
流向涡量的定义依赖于流场的主流方向的定义,在本研究中叶栅的主流方向定义为各截面中径处的平均速度方向。
3.1 内部流场分析 为了比较分析三种改型方案对叶栅内部二次流的影响。
本文对叶栅内部沿轴向8%和20%轴向弦长处的流场进行了详细的对比分析。
图4和图5分别给出了两个轴向截面下端壁处不同改型方案的轴向涡量系数S V O 分布。
188第30卷 第2期叶片前缘改型对涡轮叶栅二次流的影响 在8%轴向弦长处,基本原叶栅流场中,出现两个比较严重而且方向相反的涡区,其中靠近吸力面的正涡区是前缘马蹄涡吸力面分支,而面积较大的负涡区则是由前缘马蹄涡压力面分支发展形成的通道涡。
而C a s e 1方案流场中,与原叶栅流场相比,吸力面的正涡区明显消失,面积较大的负涡区强度也明显减弱,但在吸力面改型表面却形成较弱的旋涡区。
对于C a s e 2方案,由于前缘通道的改型,使两个较大涡区受到挤压相互靠近,而且其强度都明显增大,并且在叶片改型表面均形成较明显的旋涡区,并影响了通道端壁区的附面层流动。
而对于C a s e 3方案,其流场情况与C a s e 2方案基本相似,两个核心涡区仍明显增大,但增大幅度略小于C a s e 2方案。
而且由于前缘改型尺寸加大,叶片改型表面形成的旋涡区向中径发展,明显减弱了对端壁区流动的干扰。
在20%轴向弦长处,原叶栅通道内由前缘马蹄涡压力面分支发展形成的通道涡向吸力面发展并与马蹄涡吸力面分支相互作用,此时马蹄涡吸力面分支阻碍了通道涡向吸力面的发展。