低雷诺数下一体化超紧密过渡段非定常流动机理切磋获进展,工程热物理研究所超紧密高低压涡轮级间过渡段研讨得到进展

航空发动机的高低压涡轮之间采用过渡段连接。为了减轻发动机重量,提高低压转子动力学特性,现代航空发动机广泛采用超紧凑过渡段。超紧凑过渡段内存在复杂的压力分布,其进口存在旋流、尾迹、激波和叶顶间隙泄漏流等现象;一些发动机过渡段内甚至布置了宽厚支板;此外,高空巡航状态下涡轮流动雷诺数大幅下降等因素使超紧凑过渡段及其下游低压涡轮内部极易出现流动分离,严重影响了过渡段及低压涡轮气动性能。

为了追求更高经济性(高推进效率、低燃油消耗率等)和环境友好性(低污染排放、低噪音等),现代高性能民用涡扇发动机通常采用较高的涵道比。低压涡轮与风扇共轴,因为受到风扇叶尖线速度(进口激波、噪声以及强度)的限制,低压转速往往不可能设计得太高。考虑到低压涡轮输出功率的要求,转速的降低将会为低压涡轮的气动设计带来困难。为了解决这个矛盾,通常需要提升低压涡轮转子的径向位置,导致高低压涡轮转子之间的径向高度差增大,在高压涡轮和低压涡轮之间依靠曲率变化较大的过渡段实现转接。

中国科学院工程热物理研究所研究人员将低压涡轮导向器与支板合并,实现过渡段与低压涡轮导向器一体化设计,可有效提高过渡段、低压涡轮的紧凑度,从而改善过渡段内部流场组织并抑制传统超紧凑过渡段内的三维分离。此外,前人研究表明尾迹扫掠可改善下游叶片性能。该项目采用数值模拟及实验方法,对利用超紧凑过渡段上游高压转子尾迹来抑制过渡段下游低压涡轮导向器吸力面附面层分离的机理进行了深入研究,实验台如图1所示。

中国科学院工程热物理研究所轻型动力实验室科研人员以高扩压度S型过渡段与弯曲型宽弦长低压涡轮导向器流场耦合测试分析为主题,借助中国科学院轻型动力重点实验室搭建成的大尺度环形风洞实验平台,在模拟发动机真实环境的低雷诺数、预旋来流的上游入口来流条件下,采用七孔探针和多截面气动参数的动态数据采集手段,分析S型过渡段通道内及导向器下游的流场结构;利用多通道表面热膜动态实验数据测试分析手段,掌握内置在S
型过渡段内部宽弦长低压涡轮导向器表面的附面层动态迁移特性;并在特定工况下,根据实际需要在实验过程中利用三维热线和油流显示法进行流场测试。

研究者对比分析了高空低雷诺数设计工况下,均匀进气和尾迹扫掠时的一体化超紧凑过渡段内部流动状态和损失特性;阐述了尾迹在一体化超紧凑过渡段内的输运特性和一体化超紧凑过渡段的非定常流动机理;揭示了低压涡轮导向器吸力面的分离流动特征和转捩机制,如图2所示。

通过实验测量以及数值模拟方法,取得了如下进展:1.一体化超紧凑S型高低压涡轮过渡段采用宽弦长导向器耦合设计,是常规高低压涡轮过渡段的有效替代方案。借助宽弦长导向叶片改善过渡段内通道面积,缓解了超紧凑过渡段由于机匣对涡引起的三维分离现象,有利于降低超紧凑过渡段内的流动损失;2.在宽弦长导向器通道后半段,受机匣指向轮毂的强径向压力梯度作用,通道涡发生较大的径向迁移,在导向器出口,影响范围移至约45%叶高位置,并在其与轮毂通道涡之间形成诱导涡,导致总压损失增加;3.为减少宽弦长导向器的流动损失,可以通过改变导向器叶型积叠方式,包括:适度的叶片反倾,通过叶片反倾可减小机匣端壁的周向压力梯度,有利于削弱叶顶通道涡强度,但随倾角增大,导向器后半段由机匣指向轮毂的径向压力梯度增强,引起叶顶通道涡径向迁移,不利于降低二次流损失;叶片反弯。宽弦长导向器叶顶通道涡在出口叶中区域与诱导涡相互干涉使二次流损失增大,通过叶片反弯构建主流区域指向端壁的径向压力梯度,抑制叶顶通道涡向叶中方向的发展,可减小宽弦长导向器通道的二次流动损失。

来流条件对一体化超紧凑过渡段非定常流动,尤其是低压涡轮导向器附面层分离、转捩机制有重要影响。在一体化超紧凑过渡段非定常流动机理研究的基础上,研究团队进一步研究了雷诺数和湍流度的变化对一体化超紧凑过渡段非定常流动性能的影响后发现,一体化超紧凑过渡段的损失随着来流雷诺数的增大而降低,流场组织也得到了一定改善;湍流度对一体化超紧凑过渡段的影响相对较小,且其对一体化过渡段的影响具有双重性,一体化过渡段内的损失变化取决于湍流度正反两方面作用的平衡。

以上研究得到了国家自然科学基金的支持,相关研究成果发表在Science China
Thermal Science上。

挖掘利用尾迹扫掠来提高一体化超紧凑过渡段气动性能的最大潜力是该研究的重要目标。通过研究尾迹强度和尾迹扫掠频率两个尾迹特征对一体化超紧凑过渡段非定常流动的影响后发现,尾迹强度对一体化过渡段的三维非定常流场特性,尤其是低压涡轮导向器吸力面附面层的影响较大。尾迹强度和尾迹扫掠频率对一体化过渡段的非定常流动性能均具有双重作用。图3为不同尾迹强度和不同尾迹扫掠频率下一体化超紧凑过渡段流道内损失的时均值分布。可以看出,保持其他因素不变,综合过渡段通道和低压涡轮导向器损失的一体化超紧凑过渡段的损失分别在d=2.6mm及f=1.34时最小。

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该研究得到航空动力基金(6141B090309)的支持,已发表SCI论文2篇,申请发明专利3项。

图1 大尺度环形风洞实验平台

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装配图

图2 宽弦长导向器通道内涡系结构示意图

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实物图

图1 一体化超紧凑过渡段实验台

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形状因子

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附面层损失系数

亚洲城官网,图2 低压涡轮导向器吸力面附面层积分参数时空云图

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不同尾迹强度

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不同尾迹扫掠频率

图3 不同尾迹特征下各分析截面的损失系数时均值分布

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