高反力度涡轮转子叶尖间隙对涡轮性能的影响

黄铁洋，张元辉

(沈阳发动机设计研究所，辽宁沈阳110015)

高反力度涡轮转子叶尖间隙对涡轮性能的影响

黄铁洋，张元辉

(沈阳发动机设计研究所，辽宁沈阳110015)

采用中温模拟级性能试验器，试验研究了高反力度涡轮转子叶尖间隙对涡轮级性能的影响，获得了转子叶尖间隙对涡轮级性能的影响规律。通过对试验方案进行数值计算分析，并与试验结果进行对比，验证了数值计算分析方法的合理性。研究结果表明，当涡轮级反力度较高时，随着相对叶尖间隙的减小，其对涡轮性能的影响越来越明显；转子叶尖间隙变化对导向器喉部流通能力也会产生一定影响。

航空发动机；反力度；叶尖间隙；级性能试验；涡轮效率；数值计算

1 引言

随着航空发动机推重比的增加，涡轮部件的气动负荷也越来越高，单级涡轮叶尖截面的涡轮级反力度接近0.5，甚至更高。在如此高的涡轮级反力度条件下，如何控制转子叶尖的间隙泄漏损失[1～5]，对提高涡轮效率有重要意义。

研究表明，单级涡轮中三分之一以上的流动损失由转子叶尖间隙泄漏引起，涡轮叶尖间隙每减小相对叶高的1%，涡轮效率可提高1.5%，发动机排气温度降低20℃，燃油消耗率降低约1%，发动机排放大大降低。因此，合理控制转子叶尖间隙，对提高涡轮及发动机性能尤为重要。而合理控制转子叶尖间隙的前提，是要掌握此类涡轮性能随叶尖间隙的变化规律，摸清叶尖间隙随工况的变化规律。因此，在发动机研制过程中，通过变叶尖间隙试验研究[6]，了解和掌握不同叶尖间隙对涡轮性能的影响，并结合数值计算分析研究叶尖间隙对性能的影响规律，同时验证数值计算分析的合理性，对提高高负荷涡轮设计水平具有重要的工程应用价值。

本文在中温模拟级性能试验器上，对某涡轮进行了不同叶尖间隙的性能影响试验研究，录取了涡轮性能随叶尖间隙的变化曲线，并对各试验状态进行了数值模拟分析，对试验和计算的结果进行了比较，总结出了不同叶尖间隙对涡轮性能的影响规律。

2 试验涡轮

试验涡轮为高负荷、大冷气流量单级轴流涡轮。涡轮膨胀比4.12，导向器出口平均马赫数1.05，转子出口平均相对马赫数1.20，涡轮级载荷系数接近1.8，冷气流量占涡轮进口流量的27%，涡轮级反力度平均值0.51，其中叶尖截面反力度接近0.55。为有效控制转子叶尖间隙泄漏流损失，在转子叶尖采用了不规则凹槽设计。

3 叶尖间隙对涡轮性能影响的试验研究

3.1 试验简介

试验用试验器是带有可调冷气装置的双转子中温模拟涡轮试验设备，可实现叶尖间隙对涡轮气动性能影响的试验研究。

高速运转状态下进行转子叶尖间隙的动态测量非常复杂，因此目前国内预估转子热态叶尖间隙的通用方法还是基于转子冷态装配间隙，通过热分析计算出转子及机匣和外环块的热变形量，进而计算得出转子热态叶尖间隙值。本次试验通过调整高压涡轮外环块高度的方式，保证4组不同转子叶尖间隙装配值。不同装配间隙值及对应换算到试验状态(热态)间隙值见表1。

表1 装配间隙及对应试验状态间隙Table 1 Rotor tip clearance at cool and hot state

在涡轮进、出口截面周向各布置4支总压和总温测量探针，每支沿径向有5个测点。试验时涡轮进口总压、总温和冷气流量比保持不变，录取相对转速0.8～1.0、膨胀比2.6～4.2范围内的涡轮总特性。

3.2 试验结果分析

设计转速下涡轮性能随叶尖间隙的变化曲线如图1所示。可见，转子叶尖间隙对涡轮性能影响的规律有：①随着涡轮叶尖间隙的减小，涡轮导向器喉部换算流量也逐渐减小，说明在设计转速该高压涡轮限流发生在转子候部。②随着转子叶尖间隙的减小，涡轮效率持续提高，且在小间隙状态下，减小间隙带来的效率提升更为显著；相对叶尖间隙从3%降低至1%时相对效率提高约2%，而相对叶尖间隙从1%降低至最小间隙0%时相对效率提高也约为2%，说明对于高反力度涡轮，越是接近转子外环块位置，叶尖间隙对涡轮性能的影响越明显。③随着转子叶尖间隙的减小，涡轮折合功逐渐提高，折合功随间隙的变化规律与效率的变化规律一致。

图1 涡轮性能参数随叶尖间隙的变化(ncor=1.0，试验)Fig.1 Turbine performance parameters vs.tip clearance (ncor=1.0,test)

4 叶尖间隙对涡轮性能影响的数值计算分析

4.1 数值计算方法

采用Ansys CFX软件对涡轮设计点进行变叶尖间隙数值计算分析[7]。计算采用叶片UG实体模型，利用ICEM网格生成软件对主流通区域进行结构化网格划分，对冷却流路及气膜孔进行非结构化网格划分，网格节点总数约960万(图2)。涡轮进、出口参数由试验测量结果给定，冷却流路给定流量边界条件，冷气总温305 K。计算中未考虑壁面换热，导、动叶交界面采用混合平面法处理，湍流模型采用SST模型。设计点涡轮转子叶尖复杂流动结构见图3[8，9]。

图2 转子计算网格Fig.2 Rotor calculation grid

图3 转子叶尖极限流线图Fig.3 Rotor tip streamline

4.2 数值计算结果分析

在设计状态参数条件下，分别计算相对叶尖间隙为0%、1%、2%和3%下的涡轮性能，结果如图4所示。可见，计算结果与试验结果的趋势基本一致。随着涡轮叶尖间隙的增大，涡轮导向器喉部换算流量逐渐增大，计算值与试验值的差值逐渐减小，且计算值小于试验值；涡轮效率和涡轮功率都逐渐降低，计算值与试验值相差都逐渐减小，在0%间隙计算值与试验值相差都较大。

图4 涡轮性能参数随叶尖间隙的变化(ncor=1.0)Fig.4 Turbine performance parameters vs.tip clearance(ncor=1.0)

图5 无量纲出口总压试验与计算结果对比Fig.5 Test results vs.calculation of non-dimensional outlet total pressure

图5、图6分别为相对叶尖间隙1.0%条件下，涡轮出口总压和马赫数计算结果与试验结果的径向分布对比。从总的趋势上看，计算结果与试验结果趋势基本一致，因测量探针距转子叶片内、外端壁有相对叶高10%距离，因此在转子出口内、外端壁附近，试验结果还无法反映流动的真实情况。

图6 出口马赫数试验与计算结果对比Fig.6 Test results vs.calculation of outlet Mach number

5 结论

利用中温模拟涡轮试验器进行了高反力度、大冷气流量涡轮变叶尖间隙性能试验，并采用主气与冷气流路分别划分计算网格的计算方法对试验结果进行了对比分析，得出如下结论：

(1)对于高反力度涡轮，相对叶尖间隙从3%降低至1%时，相对效率提高约2%，而相对叶尖间隙从1%降低至最小间隙0%时，相对效率提高也约为2%，说明越是接近转子外环块位置，叶尖间隙对涡轮性能的影响越明显。

(2)设计转速下随着涡轮叶尖间隙的减小，涡轮导向器喉部换算流量逐渐减小，说明该高压涡轮限流发生在转子喉部，间隙大小会影响到高压涡轮的流通能力。

(3)采用主气与冷气流路分别划分计算网格、不考虑壁面换热的计算方法所计算的结果，与试验结果吻合较好，说明采用这些计算方法基本可以预估涡轮内部复杂流动，具有较高的工程应用价值。

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Effect of Rotor Tip Clearance of High-Reaction Turbine on Performance

HUANG Tie-yang，ZHANG Yuan-hui
(Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China)

The effect of tip clearance on turbine stage efficiency in a high-reaction turbine was investigated by mid-temperature test and numerical simulation,and the effect rule was obtained.The rationality of nu⁃merical calculation method was demonstrated through comparison between the calculation results and test results.Research results indicate that efficiency influence is more obvious in a high-reaction turbine and mass flow of turbine stator is mutative in different tip clearance.

aero-engine；reaction；tip clearance；stage performance test；turbine efficiency；numerical calculation

V231.3

：A

：1672-2620(2014)04-0018-04

2014-05-15；

：2014-06-21

黄铁洋(1981-)，男，辽宁辽阳人，工程师，从事航空发动机设计工作。