端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)超聲速膨脹器間隙流動(dòng)的影響

黃振宇,鐘兢軍,楊凌, 韓吉昂

(1. 上海海事大學(xué) 商船學(xué)院，上海 201306；2. 大連海事大學(xué) 輪機(jī)工程學(xué)院，遼寧 大連 116026)

端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)超聲速膨脹器間隙流動(dòng)的影響

黃振宇1,鐘兢軍2,楊凌2, 韓吉昂2

(1. 上海海事大學(xué) 商船學(xué)院，上海 201306；2. 大連海事大學(xué) 輪機(jī)工程學(xué)院，遼寧 大連 116026)

摘要：為了揭示端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)超聲速膨脹器間隙流動(dòng)影響的規(guī)律，采用數(shù)值方法研究了機(jī)匣與隔板不同相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度時(shí)超聲速膨脹器間隙流動(dòng)特性。結(jié)果表明：泄漏流與主流和附面層的摻混損失是超聲速膨脹器間隙區(qū)域流動(dòng)損失的主要來源，吸力面靠近分離線右側(cè)區(qū)域的流動(dòng)損失最大，壓力面附近除尾緣外流動(dòng)損失均較低；機(jī)匣與隔板相對(duì)靜止降低了黏性剪切力的作用，但端壁的壁面效應(yīng)對(duì)間隙流動(dòng)卻存在影響；端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)抑制了泄漏渦的橫向發(fā)展，分離線向吸力面靠近，泄漏流量增加，泄漏流、主流和端壁附面層的摻混嚴(yán)重，附面層內(nèi)低能流體的遷移、潛流和摩擦也加劇，三維流道內(nèi)總的流動(dòng)損失增加，超聲速膨脹器效率降低。

關(guān)鍵詞：超聲速膨脹器；隔板；機(jī)匣；相對(duì)運(yùn)動(dòng)；間隙流動(dòng)

網(wǎng)絡(luò)出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/23.1390.U.20160411.1024.030.html

渦輪入口溫度較高，為防止動(dòng)葉葉片受熱膨脹后與機(jī)匣發(fā)生摩擦，葉片頂部與機(jī)匣之間通常會(huì)留有一定間隙，葉頂附近氣流在壓力面和吸力面壓差作用下，以較高速度通過該間隙，并在流出間隙之后與主流摻混而造成較大的流動(dòng)損失，研究表明，由葉尖間隙引起的損失已經(jīng)占到渦輪端區(qū)損失的一半以上[1]。而對(duì)于間隙流動(dòng)，普遍認(rèn)為受4種因素影響：葉片壓力面與吸力面間的壓差、端壁附面層、葉片與機(jī)匣間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)及葉尖間隙尺寸[2]。實(shí)際工作中，渦輪葉片頂部的泄漏流體總是從葉片壓力面流向吸力面：當(dāng)機(jī)匣與葉片相對(duì)靜止時(shí)，間隙流動(dòng)主要受壓力面和吸力面之間壓差的驅(qū)動(dòng)，而當(dāng)機(jī)匣與葉片相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，間隙流動(dòng)還要受機(jī)匣附近黏性附面層剪切應(yīng)力的影響，黏性剪切力及間隙內(nèi)的徑向速度梯度改變了葉頂區(qū)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

渦輪轉(zhuǎn)子葉片與機(jī)匣間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)顯著影響間隙流動(dòng)特性，而控制間隙流動(dòng)是提高渦輪性能的有效手段之一，為此，國(guó)內(nèi)外學(xué)者圍繞渦輪動(dòng)葉與機(jī)匣間相對(duì)運(yùn)動(dòng)開展了大量的研究工作，也獲得了許多有益的結(jié)果：Graham[3]發(fā)現(xiàn)當(dāng)機(jī)匣速度不同時(shí)，間隙流動(dòng)軌跡發(fā)生不規(guī)則運(yùn)動(dòng)，說明轉(zhuǎn)動(dòng)引起的黏性刮削作用會(huì)影響間隙流動(dòng)；Yaras[4]和Luo[5]認(rèn)為機(jī)匣相對(duì)運(yùn)動(dòng)會(huì)導(dǎo)致間隙泄漏流量降低，泄漏渦向吸力面靠近，強(qiáng)度減弱，但通道渦增強(qiáng)；Xiao[6]發(fā)現(xiàn)機(jī)匣和葉頂?shù)南鄬?duì)運(yùn)動(dòng)造成葉頂區(qū)域流場(chǎng)的復(fù)雜程度顯著增加并導(dǎo)致?lián)p失上升；McCarter[7]認(rèn)為相對(duì)運(yùn)動(dòng)使得葉片吸力面附近存在一個(gè)低壓區(qū)，很有可能還存在刮削渦；Tallmall[8-9]采用數(shù)值方法研究了間隙高度、機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)間隙流動(dòng)的影響，認(rèn)為相對(duì)運(yùn)動(dòng)能增強(qiáng)近壁面區(qū)二次流；Srinivasan[10]認(rèn)為機(jī)匣與葉片的相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)減小了葉片壓力面和吸力面的靜壓差，相同的間隙高度可使通過間隙的流量下降9%；Yang[11]發(fā)現(xiàn)端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)使葉頂間隙前緣附近的泄漏流量降低，卻增加了尾緣附近的泄漏量；Acharya[12]的研究表明，機(jī)匣與葉片的相對(duì)運(yùn)動(dòng)顯著影響渦輪葉頂?shù)膫鳠岷蜌鈩?dòng)性能；牛茂升[13]認(rèn)為葉片轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)渦輪間隙流動(dòng)有阻塞作用，且轉(zhuǎn)速下降會(huì)加劇動(dòng)葉出口截面氣流過偏/偏轉(zhuǎn)不足現(xiàn)象。

以上研究一定程度上揭示了端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)渦輪間隙流動(dòng)影響的規(guī)律，為進(jìn)一步采取主動(dòng)或被動(dòng)措施控制間隙流動(dòng)，降低流動(dòng)損失，提高渦輪性能奠定了基礎(chǔ)。超聲速膨脹器是結(jié)合超聲速膨脹噴管、常規(guī)軸流渦輪以及旋轉(zhuǎn)沖壓壓縮轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法而出現(xiàn)的一種新型膨脹做功系統(tǒng)，就其功能而言實(shí)質(zhì)上是一種特殊結(jié)構(gòu)形式的超聲速渦輪，與常規(guī)渦輪相比，超聲速膨脹器不僅可以減少氣流在膨脹系統(tǒng)中的流動(dòng)損失，而且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單緊湊、體積小、功率重量比大、效率高，更重要的是超聲速膨脹器可以滿足切向來流的進(jìn)氣條件，此外，還能實(shí)現(xiàn)切向或軸向排氣。在小型船舶動(dòng)力、小型發(fā)電燃?xì)廨啓C(jī)、渦輪泵和分布式供能用微小型燃?xì)廨啓C(jī)中有著令人期待的應(yīng)用前景。筆者前期已對(duì)無間隙超聲速膨脹器進(jìn)行了相關(guān)研究[14-16]，獲得了膨脹型面的造型方法，三維流道內(nèi)部的主要流動(dòng)特性及影響超聲速膨脹器性能的主要幾何參數(shù)，實(shí)際工作中，超聲速膨脹器隔板與機(jī)匣之間留有間隙，端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)超聲速膨脹器間隙流動(dòng)和整體性能都將產(chǎn)生影響，基于此，本文就隔板與機(jī)匣相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)超聲速膨脹器間隙流動(dòng)的影響進(jìn)行了數(shù)值研究。

1計(jì)算模型與數(shù)值方法

1.1計(jì)算模型

文獻(xiàn)[14]給出了超聲速膨脹器(圖1)的設(shè)計(jì)方法。超聲速膨脹器包含3個(gè)流道，為節(jié)省資源并提高計(jì)算速度，本文僅對(duì)一個(gè)三維流道的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，三維流道幾何參數(shù)：初始膨脹角為24°、進(jìn)口高度比0.17、圓弧半徑喉部高度比0.5、流道長(zhǎng)高比6、出進(jìn)口面積比4、隔板安裝角26°[14]，隔板頂部與機(jī)匣之間的間隙高度為1.5%h0(h0為喉部高度)。分別就隔板與機(jī)匣相對(duì)靜止，30%、60%、90%以及100%相對(duì)速度時(shí)超聲速膨脹器間隙流動(dòng)特性開展數(shù)值研究。

圖1　超聲速膨脹器結(jié)構(gòu)Fig.1　Structure of the supersonic expander

1.2 數(shù)值方法

采用Fluent軟件對(duì)超聲速膨脹器的三維流道流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值仿真，控制方程為三維定常雷諾平均N-S方程，湍流模型為標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程模型。計(jì)算中選用隱式耦合求解算法，方程對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式離散。

圖2　計(jì)算域與邊界條件Fig.2　Computational domain and boundary conditions

采用的三維流道膨脹比、損失系數(shù)及等熵效率公式如下

(1)

(2)

(3)

2計(jì)算結(jié)果與分析

2.1間隙內(nèi)熵和流線分布

圖3、4給出了間隙內(nèi)S1流面的熵和流線分布圖，可以看出，沿流向除尾緣外壓力面附近熵值始終維持在較低值，而吸力面熵值較高且影響范圍不斷擴(kuò)大；隨機(jī)匣與隔板之間相對(duì)速度的增加，分離線明顯向吸力面靠近，壓、吸力面近出口區(qū)域的熵值有所增加；比較而言，間隙中截面受端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)的影響更明顯，熵值更高，分離線和再附線離隔板也更近。

機(jī)匣與隔板相對(duì)靜止時(shí)，氣流在壓、吸力面壓差作用下從壓力面?zhèn)冉?jīng)間隙泄漏到吸力面?zhèn)龋亓飨蛭砀矫鎸雍椭髁鞫l(fā)展壯大成泄漏渦，泄漏渦渦核主要由隔板前緣氣流形成，并在形成之后向流道中央發(fā)展，所導(dǎo)致的摻混損失嚴(yán)重，因此，吸力面?zhèn)褥刂蹈撸哽赜绊懛秶亓飨虿粩鄶U(kuò)大，而壓力面?zhèn)褥刂档?，僅尾緣由于泄漏流體回流造成熵值增加。從圖3(a)和4(a)還可看出，環(huán)繞分離線區(qū)域的熵值較高，且分離線右側(cè)氣流熵值更高一些，這是因?yàn)椋覀?cè)氣流不僅受機(jī)匣附近黏性流體的剪切應(yīng)力，還存在泄漏流體、主流和端壁附面層的摻混，附面層低能流體的潛流和摩擦。流道中、后部的泄漏流體已擺脫泄漏渦的卷吸，在剪切應(yīng)力作用下靠近吸力面向出口運(yùn)動(dòng)。

隨機(jī)匣與隔板相對(duì)速度的增加，泄漏渦橫向運(yùn)動(dòng)削弱，分離線向隔板吸力面靠近，但間隙區(qū)域的熵值卻是增加的。這是因?yàn)?，機(jī)匣與隔板相對(duì)速度較大時(shí)，端壁附面層黏性剪切力增大，其方向與間隙流動(dòng)方向相反，因此，泄漏流體的橫向運(yùn)動(dòng)受到抑制；與此同時(shí)，黏性剪切力的增加促使泄漏流、主流、附面層之間的相互作用增強(qiáng)，所導(dǎo)致的摻混損失相應(yīng)增加，特別是隔板尾緣區(qū)域，由于剪切應(yīng)力的增加，泄漏流體從吸力面?zhèn)鹊綁毫γ鎮(zhèn)鹊幕亓鳜F(xiàn)象更明顯，流動(dòng)損失更大，熵值更高。

間隙中截面受機(jī)匣與隔板相對(duì)運(yùn)動(dòng)的影響更顯著，分離線和再附線均向隔板靠近，特別是吸力面?zhèn)?，僅前緣附近泄漏流體參與泄漏渦的形成，隔板中、后部泄漏流體完全擺脫泄漏渦的卷吸，靠近吸力面向出口運(yùn)動(dòng)，隨相對(duì)速度的增加，尾緣附近有更多氣流從吸力面?zhèn)然亓髦翂毫γ鎮(zhèn)取?/p>

圖3　近隔板頂部S1流面熵和流線分布Fig.3　Entropy and streamlines near to the strake wall tip inside the clearance

圖4　間隙中分面熵和流線分布Fig.4　Entropy and streamlines at the mid-gap

圖5給出了間隙內(nèi)的流線分布，可以看出，間隙內(nèi)流線幾乎與隔板頂部平行，吸力面與機(jī)匣角區(qū)氣流的運(yùn)動(dòng)出現(xiàn)分支，一支在泄漏流作用下發(fā)生折轉(zhuǎn)，另一支靠近吸力面運(yùn)動(dòng)，壓力面與機(jī)匣角區(qū)氣流的運(yùn)動(dòng)也出現(xiàn)分界，其中，近隔板頂部區(qū)域氣流在壓、吸力面壓差作用下通過間隙泄漏到吸力面?zhèn)?，另一部分氣流從壓力面?zhèn)认蛳噜徃舭逦γ孢\(yùn)動(dòng)(圖5 10%z)；流道中、后部的泄漏流動(dòng)更強(qiáng)，壓力面角區(qū)氣流幾乎都越過間隙形成間隙泄漏流，吸力面角區(qū)氣流被泄漏渦卷吸，促進(jìn)泄漏渦壯大，受徑向壓力梯度影響，間隙內(nèi)氣流斜向左上方流出間隙(圖5 30%z和50%z)；斜激波之后，三維流道內(nèi)壓力場(chǎng)改變，隔板尾緣間隙內(nèi)氣流的運(yùn)動(dòng)明顯變化，一方面，泄漏流流出間隙，并斜向右下方卷曲，另一方面，吸力面?zhèn)葰饬鹘?jīng)間隙流回到壓力面?zhèn)?圖5 70%z)。

從圖5還可看出，隨機(jī)匣與隔板相對(duì)速度的增加，黏性剪切力變大，吸力面角區(qū)氣流一致向左折轉(zhuǎn)，泄漏流吸卷更多附面層，氣流之間的摻混更加嚴(yán)重，損失相應(yīng)增加；間隙內(nèi)不存在復(fù)雜的三維流動(dòng)，部分氣流在徑向力作用下向左上方運(yùn)動(dòng)并貼附于機(jī)匣內(nèi)表面。

圖5　隔板頂部間隙內(nèi)流線Fig.5　Streamlines near the tip of the strake wall inside clearance

2.2三維流道內(nèi)部流動(dòng)特性

圖6給出了不同S3流面熵等值線，可以看出，沿流向馬蹄渦吸力面分支尺度變大，強(qiáng)度增加，泄漏流的擠壓作用促使其遠(yuǎn)離吸力面向下端壁發(fā)展，并在流道中、后部破碎，破碎之后的馬蹄渦與泄漏流摻混；泄漏流吸卷附面層和主流并在流道后部形成泄漏渦，泄漏渦尺度較大，形成之后向流道中央發(fā)展；三維流道中的損失主要來源于泄漏損失，馬蹄渦、泄漏渦和主流之間的摻混損失，環(huán)壁面低能流體遷移、摩擦、摻混所導(dǎo)致的損失。

機(jī)匣與隔板相對(duì)靜止時(shí)，氣流在橫向壓差作用下自壓力面?zhèn)认蛭γ鎮(zhèn)刃孤?，泄漏流橫向運(yùn)動(dòng)較強(qiáng)。對(duì)比隔板頂部附近S1流面和間隙中分面可知(圖3(a)和4(a))，間隙中分面的分離線更靠近吸力面，說明機(jī)匣與隔板相對(duì)靜止雖然降低了黏性剪切力的作用，但端壁的壁面效應(yīng)對(duì)間隙流動(dòng)卻存在影響。

圖6　沿流向不同S3流面熵等值線Fig.6　Distribution of entropy on different S3 surfaces

圖7　進(jìn)口靜壓沿徑向分布Fig.7　Distribution of static pressure at inlet in the 　　radial direction

圖8　進(jìn)口相對(duì)馬赫數(shù)沿徑向分布Fig.8　Distribution of relative Mach number contour at 　inlet in the radial direction

機(jī)匣與隔板相對(duì)運(yùn)動(dòng)，將有更多氣流從壓力面?zhèn)刃孤┑轿γ鎮(zhèn)?圖6(a)～(c))，泄漏渦強(qiáng)度增加，但橫向運(yùn)動(dòng)受到抑制。這與傳統(tǒng)渦輪的研究結(jié)果不完全相同，Yara[4]、Srinivasan[10]、牛茂升[17]以及王大磊[18]的研究都表明機(jī)匣相對(duì)運(yùn)動(dòng)降低了間隙泄漏流流量，削弱了泄漏渦強(qiáng)度；此外，牛茂升[17]和王大磊[18]的研究還表明，機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)使得葉片前緣吸力面氣流克服橫向壓差進(jìn)入間隙，從而阻塞泄漏流。而圖3和4則表明，機(jī)匣相對(duì)運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致泄漏流動(dòng)嚴(yán)重，泄漏損失增加，但泄漏渦橫向運(yùn)動(dòng)得到抑制；從圖5可以看出，機(jī)匣相對(duì)運(yùn)動(dòng)，促使更多氣流越過間隙泄漏到吸力面?zhèn)?。分析原因，主要有兩方?一是隨機(jī)匣與隔板相對(duì)速度的增加，頂部區(qū)域的徑向壓差變大(圖7)，氣流沿隔板自下而上的潛流運(yùn)動(dòng)加強(qiáng)，有限時(shí)間內(nèi)將有更多氣流越過間隙；二是對(duì)比傳統(tǒng)渦輪葉片，超聲速膨脹器隔板較薄，頂部間隙的橫向尺寸較小，剪切應(yīng)力對(duì)泄漏流的抑制作用有限。圖6還說明，機(jī)匣與隔板的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致附面層損失的增加，特別是二者相對(duì)速度達(dá)到設(shè)計(jì)速度之后，下端壁和吸力面的熵值顯著增加，流動(dòng)損失很大。從圖7～9可知，機(jī)匣與隔板相對(duì)速度較大時(shí)，入口近下端壁氣流靜壓低、速度低，而總溫高，即下端壁附近是低能流體匯聚區(qū)，沿流向低能流體不斷

積累，低能流體之間以及與壁面的摩擦損失大，因此，下端壁熵值高；此外，徑向壓差變大(圖7)，氣流沿壁面的遷移運(yùn)動(dòng)增強(qiáng)，由此而導(dǎo)致的損失增加，吸力面熵值較高。

圖9　進(jìn)口絕對(duì)總溫沿徑向分布Fig.9　Distribution of total temperature at inlet in　　 the radial direction

2.3出口流場(chǎng)與氣動(dòng)參數(shù)

圖10和11給出了出口相對(duì)馬赫數(shù)和熵分布云圖，可以看出，出口主要存在兩個(gè)高速區(qū)，一是壓力面與下端壁相接角區(qū)，二是遠(yuǎn)離吸力面的下端壁；低速區(qū)主要位于吸力面與下端壁相接角區(qū)以及流道中央上端壁附近；隨機(jī)匣與隔板相對(duì)速度增加，氣流最高速度降低，高速區(qū)影響范圍縮減，而低速區(qū)擴(kuò)大，特別是上端壁附近的低速區(qū)，范圍擴(kuò)大的同時(shí)向吸力面靠近。

機(jī)匣與隔板相對(duì)速度大時(shí)，入口下端壁附近氣流靜壓低，速度也低(圖7和8)，導(dǎo)致氣流不能充分膨脹，加速性變差，因此，三維流道內(nèi)氣流最高速度降低，高速影響范圍縮減。入口處下端壁附近氣流速度低，低能流體沿流向集聚的同時(shí)在橫向壓差作用下向吸力面與下端壁相接角區(qū)運(yùn)動(dòng)，出口斜激波打在吸力面上，導(dǎo)致附面層分離，分離后的附面層沿節(jié)距方向運(yùn)動(dòng)，在離吸力面不遠(yuǎn)的下端壁形成一個(gè)較大的低速氣流團(tuán)。機(jī)匣與隔板相對(duì)速度的增加，促使更多泄漏流體到達(dá)吸力面?zhèn)?，泄漏渦增強(qiáng)，但其橫向運(yùn)動(dòng)受到黏性剪切力的抑制，為此，上端壁低速區(qū)范圍擴(kuò)大，但其空間位置向吸力面遷移；出口損失增加，熵值較高，其中，泄漏損失、端壁損失、附面層分離和摻混損失都有所增加。

圖10　出口相對(duì)馬赫數(shù)等值線圖Fig.10　Relative Mach number isoline maps at outlet

從圖12～14給出的出口氣動(dòng)參數(shù)沿徑向的分布可以看出，10%h1～20%h1相對(duì)隔板高度范圍內(nèi)的氣流速度最高；20%h1～60%h1范圍內(nèi)的氣流速度較穩(wěn)定；60%h1相對(duì)隔板高度之后，隨相對(duì)高度增加，氣流速度迅速降低，而總溫較高，這說明三維流道下半平面內(nèi)氣流的加速性最好，泄漏渦的影響范圍擴(kuò)展到60%h1相對(duì)隔板高度。當(dāng)機(jī)匣與隔板相對(duì)速度達(dá)到設(shè)計(jì)速度，沿徑向出口相對(duì)馬赫數(shù)降低，總溫上升，特別是近下端壁區(qū)域，氣流速度迅速降低，總溫很高。

圖11　出口熵等值線Fig.11　Entropy isoline maps at outlet

圖12　出口相對(duì)馬赫數(shù)沿徑向分布Fig.12　Distribution of relative Mach number contour at 　　outlet in the radial direction

圖13　出口靜壓沿徑向分布Fig.13　Distribution of static pressure at outlet in the　　 radial direction

表1給出了超聲速膨脹器的主要性能參數(shù)，可以看出，機(jī)匣與隔板的相對(duì)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致超聲速膨脹器出口平均絕對(duì)馬赫數(shù)降低、膨脹比上升、損失系數(shù)增加，效率下降。其原因是，二者之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)造成入口下端壁附近氣流速度低、靜壓低，而超聲速膨脹器主要依靠下端壁向外的擴(kuò)張來實(shí)現(xiàn)氣流的膨脹加速，因此，三維流道內(nèi)氣流的加速性變差，出口速度低。此外，下端壁低能流體沿流向的集聚，斜激波與附面層的相互作用，吸力面附面層遷移以及隔板頂部的泄漏流動(dòng)都相應(yīng)增強(qiáng)，導(dǎo)致超聲速膨脹器內(nèi)部總的流動(dòng)損失增加，損失系數(shù)增加，效率下降。

圖14　出口絕對(duì)總溫沿徑向分布Fig.14　Distribution of total temperature at outlet in 　　the radial direction

相對(duì)速度出口平均絕對(duì)馬赫數(shù)靜壓比膨脹比等熵效率損失系數(shù)靜止1.2625.3782.1450.8530.1340.31.2605.3972.1560.8510.1370.61.2565.4042.1650.8470.1420.91.2505.3882.1720.8430.14611.2135.2592.2170.7990.174

3結(jié)論

本文采用數(shù)值方法對(duì)超聲速膨脹器的三維流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值研究，揭示了隔板與機(jī)匣相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)超聲速膨脹器隔板頂部區(qū)域、三維流道內(nèi)部及出口氣動(dòng)參數(shù)影響的規(guī)律。通過本文研究，可得到以下結(jié)論：

1)泄漏流與主流、角區(qū)附面層摻混所導(dǎo)致的損失是超聲速膨脹器間隙區(qū)域流動(dòng)損失的主要來源，吸力面靠近分離線右側(cè)區(qū)域的流動(dòng)損失最大，壓力面附近除尾緣外流動(dòng)損失均較低；同常規(guī)渦輪相比，超聲速膨脹器間隙內(nèi)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單。

2)機(jī)匣與隔板相對(duì)靜止降低了黏性剪切力的作用，但端壁的壁面效應(yīng)對(duì)間隙流動(dòng)卻存在影響；端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)削弱了泄漏渦的橫向運(yùn)動(dòng)，分離線向吸力面靠近，與常規(guī)渦輪不同的是，泄漏流量卻是增加的，泄漏渦增強(qiáng)，由此導(dǎo)致的流動(dòng)損失上升。

3)隨機(jī)匣與隔板相對(duì)速度的增加，三維流道內(nèi)氣流最高速度降低，高速影響范圍縮減，而低速區(qū)擴(kuò)大，特別是上端壁附近的低速區(qū)，范圍擴(kuò)大的同時(shí)向吸力面靠近。此外，端壁和吸力面低能流體所導(dǎo)致的損失增加。

4)端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致超聲速膨脹器出口平均絕對(duì)馬赫數(shù)降低、膨脹比上升、損失系數(shù)增加，效率下降。

參考文獻(xiàn)：

[1]GüMMER V, GOLLER M, SWOBODA M. Numerical investigation of end wall boundary layer removal on highly loaded axial compressor blade rows[J]. Journal of turbomachinery, 2008, 130(1): 011015.

[2]楊策, 馬朝臣, 王延生, 等. 透平機(jī)械葉尖間隙流場(chǎng)研究的進(jìn)展[J]. 力學(xué)進(jìn)展, 2001, 31(1): 70-83.

YANG Ce, MA Chaochen, WANG Yansheng, et al. A review of studies on turbomachinery tip gap leakage flow[J]. Advances in mechanics, 2001, 31(1): 70-83.

[3]GRAHAM J A H. Investigation of a tip clearance cascade in a water analogy rig[J]. Journal of engineering for gas turbines and power, 1986, 108(1): 38-46.

[4]YARAS M I, SJOLANDER S A. Prediction of tip-leakage losses in axial turbines[J]. Journal of turbomachinery, 1992, 114(1): 204-210.

[5]LUO J, LAKSHMINARAYANA B. Three-dimensional Navier-Stokes analysis of turbine rotor; tip-leakage flowfield[C]//Proceedings of ASME Turbo Expo 1997: the International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition. Orlando, 1997.

[6]XIAO Xinwen. Investigation of tip clearance flow physics in axial flow turbine rotors[D]. Pennsylvania: The Pennsylvania State University, 2001.

[7]MCCARTER A A, ASSISTANT G, XIAO Xinwen, et al. Tip clearance effects in a turbine rotor: part Ⅱ-velocity field and flow physics[J]. Journal of turbomachinery, 2001, 123(2): 305-313.

[8]TALLMAN J, LAKSHMINARAYANA B. Numerical simulation of tip leakage flows in axial flow turbines, with emphasis on flow physics: partⅠ-effect of tip clearance height[J]. Journal of turbomachinery, 2000, 123(2): 314-323.

[9]TALLMAN J, LAKSHMINARAYANA B. Numerical simulation of tip leakage flows in axial flow turbines, with emphasis on flow physics: partⅡ-effect of outer casing relative motion[J]. Journal of turbomachinery, 2000, 123(2): 314-333.

[10]SRINIVASAN V, GOLDSTEIN R J. Effect of endwall motion on blade tip heat transfer[J]. Journal of turbomachinery, 2003, 125(2): 267-273.

[11]YANG Dianliang, YU Xiaobing, FENG Zhenping. Investigation of leakage flow and heat transfer in a gas turbine blade tip with emphasis on the effect of rotation[J]. Journal of turbomachinery, 2010, 132(4): 041010.

[12]ACHARYA S, MOREAUX L. Numerical study of the flow past a turbine blade tip: effect of relative motion between blade and shroud[J]. Journal of turbomachinery, 2013, 136(3): 031015.

[13]牛茂升, 臧述升. 葉片轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)渦輪間隙內(nèi)部流動(dòng)影響的數(shù)值研究[J]. 力學(xué)學(xué)報(bào), 2009, 41(5): 628-634.

NIU Maosheng, ZANG Shusheng. Simulation of effects of blade rotation on tip clearacne flow in axial turbines[J]. Chinese journal of theoretical and applied mechanics, 2009, 41(5): 628-634.

[14]鐘兢軍, 黃振宇, 楊凌, 等. 超聲速膨脹器設(shè)計(jì)及其內(nèi)部流動(dòng)研究[J]. 工程熱物理學(xué)報(bào), 2015, 36(1): 60-66.

ZHONG Jingjun, HUANG Zhenyu, YANG Ling, et al. Research on design and internal flow of supersonic expander[J]. Journal of engineering thermophysics, 2015, 36(1): 60-66.

[15]HUANG Zhenyu, ZHONG Jingjun, YANG Ling, et al. Research on the structure design and flow field of supersonic expander[C]//Proceedings of ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition. Düsseldorf, 2014.

[16]鐘兢軍, 黃振宇, 楊凌, 等. 膨脹型面造型方式對(duì)超聲速膨脹器流場(chǎng)及性能的影響[J]. 中國(guó)電機(jī)工程學(xué)報(bào), 2014, 34(35): 6329-6337.

ZHONG Jingjun, HUANG Zhenyu, YANG Ling, et al. Influence of different expansion surface shapes on the flow field and performance of a supersonic expander[J]. Proceedings of the CSEE, 2014, 34(35): 6329-6337.

[17]牛茂升, 臧述升. 機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)渦輪葉頂間隙流動(dòng)的影響[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2009, 27(5): 597-601.

NIU Maosheng, ZANG Shusheng. Effects of endwall relative motion on tip clearance flow in turbine rotors[J]. Acta aerodynamica sinica, 2009, 27(5): 597-601.

[18]王大磊. 跨音速高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖間隙泄漏流動(dòng)及控制方法研究[D]. 北京: 清華大學(xué), 2012.

WANG Dalei. Research on tip leakage flow and tip desensitization of a transonic high turbine[D]. Beijing: Tsinghua University, 2012.

本文引用格式：

黃振宇，鐘兢軍，楊凌，等. 端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)超聲速膨脹器間隙流動(dòng)的影響[J]. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào)， 2016, 37(5): 646-652.

HUANG Zhenyu, ZHONG Jingjun, YANG Ling， et al. Influence of endwall relative motion on tip clearance flow in a supersonic expander[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2016, 37(5): 646-652.

Influence of relative motion of the end wall on tip clearance flow in a supersonic expander

HUANG Zhenyu1, ZHONG Jingjun2, YANG Ling2, HAN Ji'ang2

(1. Merchant Marine College, Shanghai Maritime University, Shanghai 201306, China; 2. Marine Engineering College, Dalian Maritime University, Dalian 116026, China)

Abstract：To reveal the effect of the relative motion of the end wall on the tip clearance flow of a supersonic expander, the three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes equations and the k-ε turbulent model were used to numerically simulate the tip-clearance flow. Relative motion between the strake wall and casing was considered at different speeds. The simulation results show that the loss due to mixing of the leakage flow, mainstream flow, and boundary layer is the main source of loss in the clearance zone of a supersonic expander. The flow loss at the suction-surface zone near the separation line is maximum, but the flow loss near the pressure surface is lower beside the trailing edge. It would be expected that the viscous shear force be weakened due to relative stagnation between the strake wall and the casing, but the effect of the end wall has a significant impact on the clearance flow. When relative motion of the end wall exists, transverse motion of the leakage vortex is inhibited, the separation line approaches the suction surface, and the tip-leakage flow increases. The mixing process of the leakage flow, mainstream flow, and end-wall boundary layer is significant. The migration, subsurface flow, and friction of the low-energy fluid within the boundary layer are also intense. The efficiency of the supersonic expander decreases due to an increase in the total loss in the three-dimensional flow passage.

Keywords：supersonic expander; strake wall; casing; relative motion; tip clearance flow

收稿日期：2015-01-28.

基金項(xiàng)目：遼寧省高校創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)支持計(jì)劃(LT2015004)；高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金資助項(xiàng)目(20132125120006)．

作者簡(jiǎn)介：黃振宇(1985-)，男，講師，博士； 鐘兢軍(1963-)，男，教授，博士生導(dǎo)師． 通信作者：鐘兢軍，E-mail：zhongjj@dlmu.edu.cn．

DOI:10.11990/jheu.201501030

中圖分類號(hào)：TV131.2

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1006-7043(2016)05-0646-07

網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2016-04-11.