機匣梯形篦齒對帶冠渦輪氣動性能的影響

薛蒙，馬石，劉永葆

1海軍裝備部裝備采購中心，北京1000712海軍駐葫蘆島渤海造船廠軍事代表室，遼寧葫蘆島1250043海軍工程大學動力工程學院，湖北武漢4300334海軍工程大學熱科學與動力工程研究室，湖北武漢4300335海軍工程大學艦船動力工程軍隊重點實驗室，湖北武漢430033

機匣梯形篦齒對帶冠渦輪氣動性能的影響

薛蒙1，馬石2，劉永葆3，4，5

1海軍裝備部裝備采購中心，北京100071
2海軍駐葫蘆島渤海造船廠軍事代表室，遼寧葫蘆島125004
3海軍工程大學動力工程學院，湖北武漢430033
4海軍工程大學熱科學與動力工程研究室，湖北武漢430033
5海軍工程大學艦船動力工程軍隊重點實驗室，湖北武漢430033

應用數(shù)值方法對某兩級帶冠渦輪的流場進行模擬。基于原葉冠結構，增加葉頂間隙設計值，減小葉冠上的篦齒與機匣發(fā)生磨碰的可能性，并在機匣內壁設置梯形篦齒與原葉冠上的篦齒形成交錯型篦齒結構進行密封。研究結果表明：機匣梯形篦齒的設計改變了葉冠頂部泄漏流流場結構，提高了葉冠的密封性能，改善了渦輪的氣動性能；不同工況條件下交錯型篦齒比原結構的渦輪效率提高了0.5%左右。

葉冠；交錯型篦齒；氣動性能；渦輪效率

網絡出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/42.1755.tj.20160531.1104.036.html期刊網址：www.ship-research.com

引用格式：薛蒙，馬石，劉永葆.機匣梯形篦齒對帶冠渦輪氣動性能的影響［J］.中國艦船研究，2016，11（3）：102-106.

XUE Meng，MA Shi，LIU Yongbao.Effects of the trapezoid labyrinth on the casing on the aerodynamic performance of the shrouded turbine［J］.Chinese Journal of Ship Research，2016，11（3）：102-106.

0　引　言

葉頂間隙引起的泄漏損失會對渦輪氣動性能帶來較大的影響，渦輪轉子葉片帶冠的設計可以減小間隙泄漏損失，而影響葉冠密封效果的主要因素包括篦齒幾何參數(shù)、齒頂間隙大小、齒數(shù)、篦齒前后壓差和轉速［1］等。Anker和Peters等［2-3］對葉冠頂部泄漏流與主流混合作用進行了分析，發(fā)現(xiàn)泄漏流與主流混合后進入下級靜葉的氣流會向葉片吸力面偏轉，從而帶來攻角損失。Porreca等［4-5］研究了部分冠與全冠對渦輪氣動性能的影響，發(fā)現(xiàn)部分冠可以減小泄漏流和二次流的強度，部分冠與全冠結構相比可以提高渦輪效率0.6%左右。Hendricks［6］的研究表明，當葉頂間隙固定時，篦齒頂部寬度與葉頂間隙的比值越小，篦齒的封嚴性能越好。高杰等［7］的研究表明，泄漏流與主流摻混后的流體會以負攻角進入下級靜葉，從而使下級靜葉產生攻角損失。賈惟等［8］的研究表明，交錯式的篦齒排列方式對葉冠的密封性能有較大影響，但其沒有綜合考慮篦齒參數(shù)和葉頂間隙變化對葉冠密封性能的影響。

機匣內壁采用三角形篦齒的交錯型篦齒結構時密封效果最好［9］，但三角形齒在燃氣溫度較高時易出現(xiàn)燒蝕現(xiàn)象，實際使用受限。因此，本文擬就機匣內壁為梯形齒的交錯型篦齒構型對渦輪氣動性能的影響進行深入研究。

1　物理模型與數(shù)值方法

1.1物理模型

渦輪動葉在工作過程中受熱和離心力的作用會導致葉頂間隙減小，本文的研究對象與房友龍等［10］的研究對象相同。房友龍的研究表明，該型渦輪第1級動葉頂部間隙最大可減小2.6 mm，而動葉頂部冷態(tài)間隙的設計值為2.8 mm，由于加工誤差、葉片高溫蠕變和環(huán)境等因素的影響，該型燃氣輪機在實際運行過程中對葉冠頂部機匣確有摩擦，并產生了較深的摩擦凹槽，這對根據(jù)實際磨損情況預測其對渦輪部件的使用壽命造成了一定影響。將葉冠頂部冷態(tài)間隙設計值從2.8 mm提高至4.0 mm，以盡可能實現(xiàn)渦輪葉冠與機匣的非接觸密封，并在機匣內壁添加梯形齒與原葉冠上的齒形成交錯型篦齒結構，如圖1所示。篦齒具體參數(shù)數(shù)值如表1所示。邊界條件按該燃氣輪機實驗所測得的數(shù)據(jù)進行設置，選取0.35，0.5，0.7，0.8，0.9和1.0等6個工況點的數(shù)據(jù)，具體數(shù)值見表2。

圖1　葉冠結構尺寸Fig.1　The size of shrouds

表1　篦齒相關尺寸Tab.1　The size of labyrinths

1.2數(shù)值方法

本文采用CFD軟件Numeca的FINE/Turbo模塊進行計算，求解三維定常雷諾平均Navier-Stokes方程組，采用中心節(jié)點有限體積法進行離散，空間差分采用二階中心差分格式，時間項采用四階Runge-Kutta法迭代求解，湍流模型采用Spalart-Allamaras模型。模型的網格采用Numeca軟件包的Autogrid5生成，葉柵通道采用O4H型拓撲網格結構，網格數(shù)量約為400萬，為準確模擬出邊界層內的流動特性，所有壁面處的y+值小于2。圖2為該兩級渦輪模型（葉冠頂部為交錯型篦齒密封結構）三維流體計算域示意圖。

表2　邊界條件Tab.2　Boundary conditions

圖2　兩級帶冠渦輪模型三維流體計算域示意圖Fig.2　The 3D domain of fluid computation of two-stage turbine with shroud

2　計算方法驗證

圖3所示為2.8 mm齒頂間隙時原結構篦齒模型渦輪流量數(shù)值計算結果與實驗數(shù)據(jù)的對比，實驗數(shù)據(jù)引用某型燃氣輪機機組試車臺運行實驗數(shù)據(jù)，數(shù)值模擬結果與實驗數(shù)據(jù)的具體數(shù)值如表3所示。從圖中可以看出，數(shù)值計算結果與實驗數(shù)據(jù)在不同工況點的渦輪流量變化趨勢一致，數(shù)值模擬結果與實驗數(shù)據(jù)的誤差為0.5%左右，數(shù)值模擬結果滿足工程應用要求。其中，誤差的求解公式定義如下：

式中：m1為實驗數(shù)據(jù)；m2為數(shù)值模擬結果。

圖3　渦輪主流流量數(shù)值模擬結果與實驗數(shù)據(jù)對比Fig.3　The turbine main flow comparison between the simulation and the experimental results

表3　數(shù)值模擬結果與實驗數(shù)據(jù)Tab.3　Numerical results and experimental data

3　計算結果分析

圖4給出了原葉冠結構和采用交錯型篦齒結構的葉冠頂部流場結構與總壓分布情況。從圖4（a）中可以看出，第1個篦齒前形成了2個對轉渦，篦齒齒腔間均形成了較大的渦，最后一個篦齒后也形成了一個較大的渦。這些渦的存在，消耗了葉冠內泄漏流的能量，但大部分流入葉冠內的泄漏流緊貼機匣壁面形成射流區(qū)流出葉冠；從圖4（b）中可以看出，交錯型篦齒結構破壞了葉冠內的流場，葉冠內的渦流結構發(fā)生了很大的變化，從而更多地消耗了流入葉冠內泄漏流的能量。從壓力分布情況可以得出，交錯型篦齒結構最后一個篦齒前的壓力已經減小很多，表明前4個齒起到了較好的封嚴效果。

圖4　不同葉冠結構的流場和總壓分布情況Fig.4　The flow structure and total pressure of different shrouds

圖5給出了兩種不同結構時第1級動葉出口相對氣流角沿相對葉高的分布情況。從圖中可以看出，在80%相對葉高以下，相對氣流角大小基本相同；從80%相對葉高開始，隨著高度的增加，相對氣流角開始增加，并從88%相對葉高左右開始急劇增加；從80%相對葉高至葉頂，相對氣流角從20°增加到了80°左右，發(fā)生了嚴重的偏轉不足現(xiàn)象。渦輪動葉出口相對氣流角的這種變化是由葉頂間隙泄漏流引起的，從圖中可以看出，交錯型篦齒結構氣流角受影響的范圍明顯小于原結構，兩種結構的出口氣流角在80%相對葉高以上都受到了較大的影響，因而下級靜葉入口氣流角也會受到較大的影響，進一步降低渦輪的氣動性能。

圖5　第1級動葉出口相對氣流角沿葉高分布Fig.5　The relative gas flow angle at the outlet of the first rotor along the span direction

圖6所示為第1級動葉出口相對總壓沿葉高分布情況。從圖中可以看出，相對總壓從葉根至葉頂?shù)姆植记闆r為先增加，到80%葉高后開始迅速減小，相對總壓的這種變化是受到了葉頂泄漏流的影響。從圖4中也得到了泄漏流在流經葉冠頂部時壓力減小，而交錯型結構的封嚴效果優(yōu)于原結構的結論。因此，泄漏流對交錯型篦齒結構的第1級動葉出口總壓的影響小于對原結構的影響。

圖6　第1級動葉出口相對總壓沿葉高分布Fig.6　The relative total pressure at the outlet of the first rotor along the span direction

圖7給出了兩種不同葉冠結構時渦輪第2級靜葉表面靜壓在不同葉高截面的分布情況。在10%和50%葉高截面下，葉片表面靜壓分布基本重合；70%葉高截面與50%葉高截面上的靜壓分布情況相比，葉片吸力面與壓力面的靜壓壓差在葉片前緣15%部分增大，且原結構比交錯型結構的壓差略大；在90%葉高截面的葉片前緣20%部分，葉片吸力面與壓力面的靜壓壓差更大，且原結構的靜壓變化更為明顯。

圖7　第2級靜葉表面靜壓分布Fig.7　Static pressure distribution along the blade surface at the 2nd stator

由以上分析可知，交錯型篦齒結構可以提高葉冠的密封性能，從而減小葉冠泄漏流對渦輪氣動性能的影響。為了定量分析交錯型篦齒結構對渦輪氣動性能的影響程度，同時考慮到渦輪動葉頂部間隙在工作時會減小，計算1.0工況、0.8工況和0.35工況下的渦輪效率，分析渦輪效率隨葉頂間隙變化情況。

表4所示為不同工況條件下原篦齒結構與交錯型篦齒的渦輪等熵效率隨葉頂間隙的變化情況。從表中可以看出，葉頂間隙高度從4.0 mm減小到0.5 mm時，在3種工況條件下采用交錯型篦齒的渦輪效率高于原結構的渦輪效率0.5%左右。可見，交錯型篦齒結構在不同工況下的封嚴性能均優(yōu)于原篦齒結構。

表4　渦輪效率隨葉頂間隙變化情況Tab.4　Effects of the tip clearance on the efficiency of the turbine

4　結　語

本文針對渦輪轉子頂部密封結構提出了一種新的設計方案，即采用機匣內壁為梯形齒的交錯型篦齒結構密封，將葉頂間隙設計值從2.8 mm增加至4.0 mm，減小了葉冠與機匣部件磨碰的可能性。通過對比原結構和交錯型篦齒結構葉冠頂部間隙內的流場特性以及兩種結構對渦輪氣動性能的影響，表明交錯型篦齒可以改變葉冠內流場結構，提高葉冠密封性能，從而改善渦輪氣動性能；對比了兩種結構在3種典型工況下效率隨葉頂間隙的變化情況，結果表明交錯型篦齒在不同工況條件下其渦輪效率比原結構提高了0.5%左右。

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Effects of the trapezoid labyrinth on the casing on the aerodynamic performance of the shrouded turbine

XUE Meng1，MA Shi2，LIU Yongbao3，4，5

1 Armament Procurement Agency，Naval Armament Department of PLAN，Beijing 100071，China
2 Naval Military Representative Office in Bohai Shipyard，Huludao 125004，China
3 College of Power Engineering，Naval University of Engineering，Wuhan 430033，China
4 Institute of Thermal Science and Power Engineering，Naval University of Engineering，Wuhan 430033，China
5 Military Key Laboratory for Naval Ship Power Engineering，Naval University of Engineering，Wuhan 430033，China

A two-stage turbine with shroud is studied in this paper through a numerical simulation pro?gram，and the designed value of the tip clearance is improved based on the original labyrinth structure.The proposed design could reduce the conflict possibility of the labyrinth and the casing.Meanwhile，the stag?gered labyrinth formed by the trapezoid labyrinth on the casing and the original labyrinth on the blade shroud are applied as seals.The simulation results show that the flow structure on the top of shroud is changed，the sealing performance is accordingly improved，and the aerodynamic performance of the turbine is enhanced with the trapezoid labyrinth.Moreover，the staggered labyrinth improves the turbine efficiency by 0.5%when compared with that for the original labyrinth.

blade shroud；staggered labyrinth；aerodynamic performance；turbine efficiency

U664.13

A

10.3969/j.issn.1673-3185.2016.03.018

2015-07-29網絡出版時間：2016-5-31 11:04

薛蒙，男，1967年生，高級工程師。研究方向：工程熱物理

馬石（通信作者），男，1989年生，助理工程師。研究方向：艦用燃氣輪機設計、仿真與優(yōu)化。

E-mail：15377027765@163.com