前、后加载低压涡轮高升力叶型流动损失机理大涡模拟研究

前、后加载低压涡轮高升力叶型流动损失机理大涡模拟研究赵磊;刘兆方;罗华玲

【摘要】高升力叶型设计是当代民机低压涡轮的重要发展方向之一.通过二维大涡模拟研究了在尾迹扫掠条件下前、后加载两套叶型的吸力面边界层流动特征和损失特性,结果表明后加载的高升力叶型在尾迹扫掠下具有更优的气动性能.

【期刊名称】《装备制造技术》

【年(卷),期】2018(000)006

【总页数】9页(P109-116,132)

【关键词】高升力;后加载;大涡模拟;低压涡轮

【作者】赵磊;刘兆方;罗华玲

【作者单位】中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海 200241;中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海 200241;中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海 200241

【正文语种】中文

【中图分类】V263.3

在民用航空发动机中，高升力叶型设计是低压涡轮气动设计技术的重要发展方向之一。通常，叶型负荷用Zweifel升力系数（Zw）来表征，Zweifel升力系数大于1.0的叶型设计被称为所谓的高升力叶型设计，而升力系数大于1.2的设计被称为超高升力叶型设计（Ultra-high lift）[1]。在相同的速度三角形条件下，叶型升力

的提高可以通过减小叶片轴向弦长或者减少叶片数来实现，从而可以减轻低压涡轮的重量。但是，随着叶型负荷的提高，必然导致叶型吸力面扩散区逆压梯度的增强，传统的定常设计思想认为，这会导致低压涡轮叶型损失在高空低雷诺数条件下急剧恶化，定常来流条件的叶栅试验也证实了这一结论（如图1所示），因此上世纪

90年代前低压涡轮的叶型升力水平都在1.0以下。

图1 传统叶型设计思想叶型吸力面流动示意图

实际低压涡轮叶片是工作在非定环境中的，剑桥大学怀特实验室Hodson教授领

导的研究组针对低压涡轮内部环境下的尾迹诱导转捩相关问题开展了大量的研究工作[1-7]。研究表明，尾迹诱导转捩所形成湍流区与寂静区（Calmed region）边

界层速度剖面因较之层流速度剖面更饱满而更能抵抗分离，从而可以削弱分离甚至完全抑制分离，减小分离流动损失。这就意味着，虽然在定常流动、低湍流度假设条件下高负荷设计叶型因存在边界层分离导致其损失高于低升力设计叶型，但在上游尾迹扫掠的非定常流动条件下，因边界层分离得到抑制且尾迹诱导转捩导致的湍流边界层损失相对较小，高升力设计叶型的损失有可能低于低升力叶型的损失。比如，图2给出了两种不同升力设计叶型（Datum与Blade H，前者升力系数为

0.87，后者升力系数为1.05）的表面等熵速度分布（定常流动条件）及对应的叶

型损失对比，可以看出在非定常流动条件下（存在上游尾迹扫掠），高升力设计的Blade H叶型损失低于低升力设计的Datum叶型损失。

图2 两种不同升力设计叶型表面速度分布及损失对比[8]

随着对低压涡轮内部非定常流动环境下叶片边界层分离及转捩问题的理解认识不断加深，研究者们发现在尾迹的扫掠下高负荷叶型的叶型损失并不会显著的提升，高升力叶型设计的思想和方法得以逐步确立，并在工程设计中获得应用。随后，罗罗公司BR-710/715、TRENT系列发动机[9]，发动机联盟的GP7000系列等发动机，

GE公司GE90与GEnx等系列发动机低压涡轮都开始采取高升力叶型设计。

国内，北航[10，11]、西工大[12]，商发[13，14]等机构的研究学者同样在相关领域开展了大量的数值和试验研究，推动了国内相关技术水平的发展，研究结果指出分离点动量厚度雷诺数是影响高升力叶型损失的重要因素，但是对如何设计叶型的峰值马赫数位置并无明确结论。本文通过对相同升力系数具有相同分离点动量厚度雷诺数的前、后加载叶型进行大涡模拟分析，研究其流场和损失特性，为高升力叶型设计中峰值马赫数位置的选取提供指导。

1 研究方法

1.1 研究对象

以某型低压涡轮导叶的中截面叶型的雷诺数（Re=1.2×105，定义见公式1）及进出口气流角为输入，设计了Zweifel升力系数为1.2的两套叶栅，设计叶型参数如表1所示，其中叶栅1和叶栅2具有相同的分离点动量厚度雷诺数，但叶栅1为后加载叶型，叶栅2为加载叶型，如图3所示。通过两套叶栅的对比，可以分析出加载位置对高升力叶型性能的影响。

式中，u2为叶栅出口截面的特征速度，即平均速度；ρ为空气密度；b为叶栅弦长；μ为空气粘性系数。

表1 叶型主要设计参数注：表中Zw为升力系数；DF为扩散因子；S peak/S为吸力面速度峰值相对位置；△U/△S为扩散率；Reθs为定常预测的分离点动量厚度雷诺数。?

图3 高升力叶型压力分布对比

1.2 数值方法

利用尾迹扫掠的非定常效应来抑制分离是高升力叶型设计的关键，而对转捩位置与长度的模拟直接影响叶栅性能，目前采用湍流模型的URANS方法还缺乏准确捕捉

这一现象的能力，因而大涡模拟（LES）精度较高，被广泛用于此类问题的数值研究。本文采用了二维大涡模拟方法，在不同尾迹通过频率和雷诺数条件下对上述2套叶栅进行了模拟分析，上游尾迹的扫掠效应通过上游周期性运动的圆棒来模拟。计算网格由ANSYSICEM进行划分，为二维结构化网格。圆棒区域节点数为5.7万，网格分布如图4（a）所示，圆棒栅距与叶栅相同，直径为4 mm，叶型轴向弦长为100 mm，圆棒中心与叶栅前缘距离为0.5倍叶栅轴向弦长。叶栅域节点数为23.6万，网格分布如图 4（b）所示。总节点数为 29.3万。壁面Δy+均小于1，近壁区网格层间延伸比为1.1，网格流向尺寸Δs+均小于2.5.为降低出口边界反射对上游流场计算的影响，将出口延伸至6倍轴向弦长。

图4 计算域网格分布

大涡模拟计算采用的是商用计算流体动力学软件Fluent，亚格子尺度模型选用Smagorinsky-Lilly模型，动态应力修正模型与Cs取0.1的修正模型计算结果接近，为保证数值计算的稳定性，选择了Cs为0.1的模型修正方法。对于上游带棒的算例，圆棒域设为运动计算域，网格移动速度根据各算例工况的尾迹通过频率决定。空间离散选用有界中心差分格式，时间离散选用有界二阶隐式格式。非定常时间步设置为圆棒通过周期的1%.

本文分别对两套叶栅在四种雷诺数工况（Re=0.8 × 105、1.2 × 105、1.5 × 105和1.8 × 105）和三种来流条件（Fr=0.0、0.3和0.6）进行了计算，其中尾迹折合频率Fr的定义为：

式中，u bar为模拟尾迹的圆棒线速度，t bar为模拟尾迹的圆棒节距，通过调节算例中圆棒的运动速度来改变尾迹通过频率。当Fr=0时，表示栅前无圆棒，即定常来流条件。