基于cfd的渦輪葉柵流場數(shù)值模擬

基于cfd的渦輪葉柵流場數(shù)值模擬

隨著飛機的飛行環(huán)境和飛行狀態(tài)的變化，航空發(fā)動機的工作狀態(tài)也發(fā)生了很大變化。為了確保飛機在地面上行駛時總是保持良好的性能，需要航空發(fā)動機必須具備各種場景和環(huán)境下的工作能力。渦旋電機是航空氣發(fā)動機的重要動力部件。因此，對于航空氣發(fā)動機設(shè)計師來說，它不僅需要在設(shè)計環(huán)境下具有良好的油氣性能，而且改變狀態(tài)性能也是一個非常重要的指標(biāo)。由于換能角的變化往往會導(dǎo)致發(fā)動機結(jié)構(gòu)的巨大變化，因此有必要仔細研究和研究攻擊角變化對六大框架框架的影響。國內(nèi)外學(xué)者Jouini,Benner,鐘兢軍等人對進口攻角對渦輪葉柵流動損失的影響做了大量了的實驗工作,發(fā)現(xiàn)攻角變化對渦輪葉柵的葉型損失以及二次流損失有很大的影響.然而實驗成本高,周期長,無法對渦輪流場的細節(jié)進行研究.所以本文嘗試采用CFD數(shù)值模擬的方法,對不同進口攻角下的渦輪葉柵流場進行詳細求解.根據(jù)數(shù)值計算的結(jié)果,對渦輪葉柵的損失進行較合理分離,以期詳細分析研究不同攻角下渦輪葉柵葉型損失以及二次流損失的變化規(guī)律.并在CFD數(shù)值計算的基礎(chǔ)上,對三種常用的非設(shè)計狀態(tài)渦輪損失預(yù)測模型進行詳細的對比分析,為今后的渦輪設(shè)計提供有意義的參考.1cfd程序模擬本文應(yīng)用商用CFD軟件求解三維定常粘性的雷諾平均N-S方程組.對控制方程的求解采用基于單元中心有限體積法,耦合隱式格式的時間推進算法;對控制方程對流項的離散采用二階迎風(fēng)格式,湍流模型采用k-ε湍流模型加壁面函數(shù).數(shù)值模擬所采用的計算網(wǎng)格中,主流區(qū)和葉尖間隙區(qū)域分別采用二維H型網(wǎng)格和三角網(wǎng)格沿徑向積疊而成.計算網(wǎng)格沿軸向取150個節(jié)點,周向取70個節(jié)點,徑向取75個節(jié)點.數(shù)值模擬所采用的計算網(wǎng)格如圖1所示,其中x為軸向,y為切向,z為徑向.進口邊界到葉片前緣的距離為1倍軸向弦長,尾緣到出口邊界距離為1.5倍軸向弦長.進口和出口邊界條件分別采用壓力進口和壓力出口邊界條件.為了驗證所用的CFD程序計算的準(zhǔn)確性.本文首先對NASA中心的一個單級輕負荷渦輪的總性能進行了計算,并與實驗結(jié)果作了比較.圖2為渦輪滯止等熵效率隨壓比的變化關(guān)系,圖3為換算流量隨壓比的變化關(guān)系.可以看出,計算結(jié)果與實驗結(jié)果符合較好.應(yīng)用此CFD程序可以很好計算渦輪葉柵氣動性能.2葉柵進口攻角對齒輪葉柵流場的影響本文研究對象是某型軸流渦輪導(dǎo)葉,其葉片為直葉片,葉片弦長58mm,柵距42mm,葉高90mm,進口幾何角(與軸向的夾角)為46°.針對以上渦輪葉柵,在出口馬赫數(shù)約為0.55的狀態(tài)下,詳細計算分析了改變?nèi)~柵進口攻角對渦輪葉柵流場的影響.2.1葉柵尾跡區(qū)二次流試為了能直分析不同進口攻角下渦輪葉柵出口流場的變化,本文首先給出了渦輪葉柵出口流場相對總壓的分布以及出口二次流矢量流線(見圖4).二次流速度矢量的定義依賴于流場的主流方向的定義,在本研究中葉柵出口的主流方向定義為出口處的平均速度方向.當(dāng)進口攻角為零度時,由于葉柵通道內(nèi)存在橫向的壓力梯度,在葉柵通道內(nèi)會形成通道渦,通道渦與葉片表面徑向串流相互作用在葉柵上、下端壁區(qū)產(chǎn)在兩個較明顯的低壓區(qū).在整個尾跡區(qū)存在三個明顯的二次流渦系,其中兩端的兩個渦系是由通道渦造成的,而中間偏下的渦系則跟葉片表面的進行徑向串流有關(guān).當(dāng)進口攻角為正時,隨著攻角的增大,上、下端壁區(qū)的低壓區(qū)明顯增大,并不斷向中徑移動.尾跡區(qū)的彎度不斷加大,上、下端壁邊界層局部變得很薄.同時由于正攻角的增大,導(dǎo)致葉片吸力面的逆壓梯度也逐漸加大,從而加重吸力面附面層的分離,使葉柵尾跡厚度不斷增加.尾跡區(qū)的三個二次流渦系強度以及影響范圍均不斷加大,而且渦心位置不斷向中徑靠近.當(dāng)進口攻角為負時,最初隨著負攻角的不斷增大,上、下端壁區(qū)的低壓區(qū)不斷減小,并向兩端移動,逐步變得不明顯.尾跡區(qū)不斷變直,兩端邊界層由于上、下端壁區(qū)的低壓區(qū)不斷靠近,使其厚度不斷增加,總壓損失加大,下端壁邊界層變化尤為明顯.同時由于在大負攻角下,氣流在葉片壓力面進口發(fā)生膨脹,隨后遇到擴壓段,葉片壓力面附面層增厚并發(fā)生分離,使葉柵尾跡厚度增加.尾跡區(qū)原有的三個二次流渦系強度不斷減弱,并且向兩端移動,與端壁邊界層相互影響.其中中間的二次流渦系負30°左右已經(jīng)消失.而兩端的二次流渦系在較大負攻角工況下,也變得不可辨認.2.2葉柵頂部攻角對二次流損傷的影響為了進一步說明,來流攻角對渦輪葉柵端壁處二次流動的影響.本文在進口攻角為正10°,0°以及負10°三種工況下,分別對軸向20%,60%和90%軸向弦長處流場進行了分析.圖5,圖6,圖7分別給出了不同軸向截面處相對二次流動能SKE的分布以及二次流矢量流線.仔細觀察可以發(fā)現(xiàn),20%軸向弦長處,0°攻角時葉柵上端壁區(qū)已經(jīng)出現(xiàn)較明顯的二次流渦;而當(dāng)攻角增大到正10°時,上下端壁區(qū)均出現(xiàn)二次流渦且其強度明顯加強,并向吸力面移動;攻角為負10°時,在流場中沒有發(fā)現(xiàn)明顯的二次流渦形成.而在60%軸向弦長處,攻角由負10°增大到正10°,上下端壁區(qū)的二次流渦不斷向吸力面移動,其強度與尺寸都不斷加強.尤其是正10°時,二次流渦的影響范圍沿著吸力面向中徑處擴散,且強度明顯增大.90%軸向弦長處,隨著攻角的增加,這種變化趨勢更加明顯,特別是攻角為正10°情況下,上下端壁的二次流渦強度和尺寸有明顯的增大,其影響范圍已經(jīng)擴散到徑向20%處.綜合來看,正攻角會明顯的增強渦輪葉柵端壁區(qū)的二次流動,而適當(dāng)?shù)呢摴ソ莿t可以起到改善端壁區(qū)二次流動作用.2.3次流影響區(qū)域范圍的確定結(jié)果現(xiàn)有的損失預(yù)測模型一般將渦輪葉柵損失分為三類:①葉型損失(包括尾緣損失和激波損失);②二次流損失;③動葉葉尖間隙損失.本文為了能比較直觀的反映出渦輪葉柵各種損失隨進口攻角的變化情況,并與模型預(yù)測結(jié)果進行比較.參考國內(nèi)外大量資料,選擇了比較簡單合理的損失分離技術(shù),人為的將渦輪導(dǎo)葉出口總損失分離成葉型損失和二次流損失.現(xiàn)在人們在研究渦輪直葉片時,普遍認為50%的相對葉高處,渦輪葉柵的二次流損失和間隙損失影響非常小,可以近似忽略不計,則此時損失值可近似等于渦輪葉柵的葉型損失.然后將導(dǎo)葉剩下的損失統(tǒng)一化歸為二次流損失.應(yīng)用這種方法我們將渦輪導(dǎo)葉出口損失進行了分離.結(jié)果如圖8所示攻角在正10°到負角度之間時,這種分離方法得到的結(jié)果比較合理.而當(dāng)攻角在正10°到正20°變化時,由于此時葉片吸力面分離變得十分嚴重,葉片中徑處的損失變得很大,這時分離出二次流損失就變的很小,這與前面分析的隨著正攻角的增大葉柵出口二次流加強的規(guī)律不符合.這說明在較大正攻角工況下,用人們習(xí)慣的損失分離方法不適用,這種情況在國外研究中也有過發(fā)現(xiàn)為了解決上述問題,本文中應(yīng)用了一種由加拿大學(xué)者Benner改進的損失分離方法(如圖9所示).在這種新的分離方法中,將不受二次流影響區(qū)域內(nèi)的葉片表面附面層中產(chǎn)生的損失劃歸為葉型損失;而二次流損失則為二次流影響區(qū)域內(nèi)的所有損失,包括這個區(qū)域內(nèi)葉片表面附面層產(chǎn)生的損失.為確定葉柵出口二次流影響區(qū)域范圍,Benner根據(jù)大量實驗給出了計算渦輪葉柵出口通道渦在葉片展向上的影響范圍Zte/H的經(jīng)驗公式.Ytotal=Ypro+Ysec=Ymid(1?Zte/H)+YsecYtotal=Ypro+Ysec=Ymid(1-Ζte/Η)+Ysec其中Ytotal為總損失,Ypro為葉型損失,Ysec為二次流損失,Ymid為葉片中徑處的損失.Zte/H=0.1(Ft)0.79CR√(H/C)0.55+32.7(δH)2Ft=2(S/Cx)cos2αm(tanα1+tanα2)tanαm=0.5(tanα2?tanα1)CR=cosα1/cosα2Ζte/Η=0.1(Ft)0.79CR(Η/C)0.55+32.7(δΗ)2Ft=2(S/Cx)cos2αm(tanα1+tanα2)tanαm=0.5(tanα2-tanα1)CR=cosα1/cosα2其中為H葉高,C為弦長,δ為進口邊界層位移厚度,S為柵距,Cx為軸向弦長,α1為進口氣流角,α2為出口氣流角.圖10給出了應(yīng)用改進的分離方法給出的各種損失隨進口攻角的變化情況.其中損失系數(shù)應(yīng)用總壓損失系數(shù),其定義為Ψ=pt0?pt11/2ρu2Ψ=pt0-pt11/2ρu2其中pt0是葉柵進口氣流平均總壓,pt1是葉柵出口氣流總壓,1/2ρu2是葉柵出口平均動壓頭.由圖10可以看出,攻角由負50°變化到負20°,葉型損失不斷減小;攻角在負20°到0°之間時,葉型損失變化不大;而當(dāng)攻角為正時,隨著攻角的增大葉型損失迅速增加.這是由于在正攻角和較大負攻角工況下,葉片表面附面層會發(fā)生分離,而且隨著正攻角和負攻角的增大,附面層分離變得更加嚴重.對于二次流損失來說,由前面的出口流場分析可知:當(dāng)攻角為正時,隨著正攻角的增大,渦輪葉柵出口二次流強度逐漸增強;而當(dāng)攻角為負時,隨著負攻角增加,葉柵出口二次流強度不斷減小,但是葉柵端壁附面層不斷增厚.所以如圖所示,攻角在負50°和負10°之間變化時,二次流強度減小與壁附面層增厚的影響相互抵消,二次流損失略微減小但變化不十分明顯.而攻角由負10°向正攻角增大時,二次流強度的不斷加強使葉柵二次流損失不斷增加.由以上分析可以看出,改進的分離方法得到的葉型損失和二次流損失符合渦輪葉柵流場的變化規(guī)律,具有一定的合理性.對于總損失而言,隨著攻角由負攻角向正攻角變化,葉柵出口總損失有一種先減小后增大的趨勢,并存在一個損失最小的最佳工況,對于本討渦輪葉柵來說這個最佳工況在負20°左右.3-o模型及假設(shè)本文選用了三種常用的非設(shè)計狀態(tài)的渦輪損失預(yù)測模型:AMDC模型;K-O模型;Moustapha模型.其中Moustapha模型只能應(yīng)用于非設(shè)計狀態(tài),無法計算設(shè)計狀態(tài)的損失,所以本文應(yīng)用Moustapha模型時根據(jù)CFD數(shù)值計算給定了零攻角狀態(tài)下的葉型損失和二次流損失.3.1不同模型下齒輪損失隨攻角狀態(tài)的變化規(guī)律圖11,圖12,圖13分別給出了AMDC模型、K-O模型以及Moustapha模型的損失預(yù)測結(jié)果.三種損失模型預(yù)測的渦輪損失隨攻角變化的趨勢基本上相同,總損失在負攻角狀態(tài)下均存在一個損失最小的最佳工況.但不同模型預(yù)測的損失大小以及損失隨攻角變化的幅度則有很大的差別.當(dāng)攻角由負50°開始增大時,預(yù)測的葉型損失首先不斷減小,到攻角為零度以后葉型損失則逐漸增大;而二次流損失,則隨著攻角的增大而單調(diào)增加.對于K-O模型預(yù)測的尾緣損失來說,攻角影響不大.3.2復(fù)合模型的對比為了更好的對比分析不同渦輪損失模型預(yù)測損失隨攻角變化的規(guī)律,本文在圖14,圖15中將葉型損失、二次流損失模型預(yù)測結(jié)果與CFD計算結(jié)果進行了比較.由圖14可以看到,在攻角為0°時,K-O模型預(yù)測的損失與CFD計算結(jié)果比較吻合,而AMDC模型的預(yù)測結(jié)果明顯偏大.在負攻角情況下,AMDC模型和K-O模型預(yù)測的葉型損失與CFD計算結(jié)果相比對攻角的敏感度過高,損失值隨攻角的變化幅度過大,Moustapha模型預(yù)測結(jié)果與CFD計算結(jié)果比較吻合,只是在較大負攻角狀態(tài)下,預(yù)測的損失值偏高.正攻角小于10°情況下,K-O模型和Moustapha模型預(yù)測結(jié)果與CFD計算結(jié)果較為接近,而當(dāng)正攻角近一步增大,葉面吸力面分離加劇,此時損失模型很難準(zhǔn)確的預(yù)測損失大小.由圖15可以看到,隨著攻角由-50°開始增大,損失模型預(yù)測的二次流損失有逐漸增大的趨勢,CFD計算結(jié)果則先略微減小而后逐漸增大.在負攻角狀態(tài)下,AMDC模型和K-O模型預(yù)測的二次流損失,與CFD計算結(jié)果相比增長明顯過快;Moustapha模型與CFD計算相比,在負攻角下吻合較好,但在正攻角狀態(tài)下,其二次流損失增長的偏慢.4負攻角狀態(tài)下的效果1)渦輪葉柵進口攻角的變化,對葉柵流場的流動結(jié)構(gòu)有很大的影響,這將導(dǎo)致渦輪葉柵氣動性能的巨大變化.正攻角增大使葉柵出口二次流強度明顯加大;而當(dāng)負攻角增大時,二次流強度不斷減弱.在較大負攻角工況下,二次流損失主要表現(xiàn)為端壁邊界層內(nèi)的摩擦損失.2)正攻角會加劇渦輪葉柵內(nèi)部上下端壁區(qū)的二次流動,而適當(dāng)?shù)呢摴ソ莿t可以改善端壁區(qū)的二次流.3)隨著渦輪葉柵進口攻角由較大負攻角向正攻角變化,葉型損失、二次流損失均有先減小后增大的趨勢.在負攻角狀態(tài)下,渦輪各種損失變化幅度不大,尤其是二次流損失變化不是十分明顯;而當(dāng)進口攻角為正時,渦輪各種損失則隨著