載荷分布對后加載葉型性能影響的實驗研究

陳繼超 田 夫 王曉放 高 強 隋永楓 藍吉兵 丁旭東

（1.大連理工大學能源與動力學院， 遼寧 大連， 116024； 2.杭州汽輪機股份有限公司， 浙江 杭州， 310022）

0 引言

近些年來， 隨著技術的不斷進步， 高效、 經(jīng)濟、 快速靈活啟停、 降低運行成本以及更大的運行范圍是工業(yè)汽輪機的設計目標[1-3]，這就對葉片的性能提出了更高的要求。 由于低載荷運行的工業(yè)汽輪機的實際運行特點， 葉片經(jīng)常處于非設計工況運行， 而在不同的工況下， 葉柵通道內(nèi)部的流動結(jié)構(gòu)會產(chǎn)生很大的變化， 進而影響到葉片的損失[4-5]。而后加載葉型自提出以來， 由于其具有良好的攻角適應性， 很好契合了汽輪機變工況運行的特點， 受到了國內(nèi)外相關研究人員的重視[6-8]。

Weiss P[9]等對不同載荷分布高載荷葉片進行了實驗研究， 并保證總載荷保持一致， 結(jié)果表明前加載的葉片表現(xiàn)出更強的通道渦旋渦結(jié)構(gòu)， 也造成更多的二次流損失。 孫奇[10]等對高載荷前加載葉片與后加載葉片進行了平面葉柵實驗研究， 考察了在不同攻角、 相對柵距、 馬赫數(shù)下， 2 種葉柵的能量損失情況， 發(fā)現(xiàn)2 種葉柵對攻角均不敏感，但是隨著出口Ma 的增加， 后加載葉片能量損失系數(shù)增長幅度比前加載葉片小。 D.Corriveau[11]等對前加載、 均勻加載以及后加載3 種形式的跨音速高壓渦輪葉片進行了平面葉柵測試， 結(jié)果表明后加載葉型在設計馬赫數(shù)下?lián)p失更低， 但是隨著馬赫數(shù)的增加， 后加載葉型損失惡化更為劇烈。 C.Prakash[12]等在某低壓渦輪葉片進行了平面葉柵實驗， 通過改變?nèi)~片數(shù)目， 安裝角以及尾緣彎折角來控制葉片載荷及載荷分布進而分析其對損失的影響， 結(jié)果表明增大葉片載荷， 載荷位置后移以及雷諾數(shù)降低會使得葉片吸力面更易產(chǎn)生分離，進而產(chǎn)生更大的損失。

綜上所述， 為研究載荷分布對葉柵氣動特性的影響， 國內(nèi)外學者多采用前、 后加載或者均勻加載葉片進行對比， 而對于同為后加載但載荷分布不一致情況下葉柵氣動特性差別的實驗研究較少， 為進一步研究后加載葉片載荷重心位置對葉柵損失的影響， 本文在保證部分葉型參數(shù)不變的情況下， 通過改變?nèi)~片的尾緣彎折角和前緣直徑等葉型參數(shù)得到了2 種不同載荷分布的后加載葉型， 并對這2 種葉型進行了詳細的平面葉柵實驗測量與分析。

1 實驗對象和方法

1.1 實驗臺及實驗模型

實驗是在大連理工大學能動學院平面葉柵風洞實驗臺上進行的。 圖1 為葉柵實驗臺照片， 圖2為部分葉型參數(shù)的定義， 表1 提供了2 種葉型的幾何參數(shù)。 2 種葉型僅前緣半徑、 尾緣半徑和尾緣彎折角不同， 其余參數(shù)均保持一致。

圖1 平面葉柵實驗臺

圖2 葉片參數(shù)定義

表1 平面葉柵參數(shù)

1.2 實驗方案

實驗的工況為進口氣流角為設計進口角， 柵后平均馬赫數(shù)0.29， 柵后平均雷諾數(shù)2.0×105。 為測量葉片表面靜壓分布， 在葉片中徑處表面均勻設有φ0.4 mm 的小孔， 并保證小孔與葉片表面垂直， 由于葉片尺寸較小， 難以在1 個葉片上將吸力面與壓力面的靜壓孔布置完全， 采用在1 個流道2 個葉片的壓力面與吸力面分別布置小孔的方法， 如圖3 所示。 實驗流場的測量工具為五孔探針， 考慮到平面葉柵在葉高方向的對稱性， 實驗僅測量一半葉高。 測量截面布置如圖3 所示， 柵前測量截面距離葉柵前緣額線2 倍軸向弦長， 流場檢測范圍3.4 倍節(jié)距， 實際處理數(shù)據(jù)使用的范圍為粗實線部分的2 倍節(jié)距； 柵后測量截面距離葉柵尾緣額線1 倍軸向弦長， 測量范圍兩倍節(jié)距，在節(jié)距方向與葉高方向都是2 mm 1 個測點。 柵前截面的參數(shù)采用下標1 表示， 柵后截面的參數(shù)采用下標2 表示。

圖3 測量截面

實驗數(shù)據(jù)的處理方式如下：

表面靜壓系數(shù)見式（1）。

式中： 總壓采用p0表示， 靜壓用p表示， 平均量采用“—” 表示，ps，j為葉片表面的靜壓。

當?shù)乜倝簱p失系數(shù)見式（2）。

將單個葉高處的2 個節(jié)距內(nèi)測點的當?shù)乜倝簱p失系數(shù)按照每一點的流量進行加權求和可以得到每個葉高處的節(jié)距平均損失系數(shù)ωˉ。

2 結(jié)果與討論

2.1 柵前流場檢測

為了保證實驗結(jié)果真實可信， 需要對流場節(jié)距方向的周期性進行檢查， 同時， 由于本文涉及到端部損失的計算， 附面層厚度對端損的影響較大[13]，所以進口來流的邊界層特性也需要進行校核。

如圖4 所示為葉柵進口流場的總壓（表壓）分布特性， 橫坐標為無量綱節(jié)距， 縱坐標為無量綱葉高， 兩條虛線內(nèi)的部分為實際處理數(shù)據(jù)使用范圍， 可以看出， 在節(jié)距方向與葉高方向， 主流區(qū)總壓波動小于1%， 總壓分布均勻。 圖5 為進口流場不同節(jié)距處的邊界層特性曲線， 橫坐標表示無量綱的速度， 可以看出主流區(qū)速度分布均勻， 并且邊界層厚度基本保持一致， 約為10%葉高。

圖4 柵前流場總壓分布

圖5 不同節(jié)距位置處的邊界層特性曲線

2.2 2 種葉型表面的靜壓系數(shù)分布

圖6 葉片表面靜壓系數(shù)

如圖6 所示為0 攻角下blade_1 與blade_2 的表面靜壓系數(shù)沿軸向弦長的分布。 可以看出， 2 種葉型的載荷分布變化趨勢一致， 最大載荷分布都位于尾緣區(qū)域， 屬于后加載葉型。 但由于前緣直徑及尾緣彎折角不同， 2 種葉型所呈現(xiàn)的載荷分布大小不同， 其中blade_2 葉型的后部載荷大小明顯高于blade_1 葉型。

在壓力面， 可以看出2 種葉型的相同點： 靜壓系數(shù)在很大的軸向弦長范圍內(nèi)相比于吸力面變化都不大， 葉型表面的氣流先經(jīng)過較短的加速段和擴壓段， 后進入加速段緩慢降壓， 保持小的順壓梯度直至葉柵出口， 即壓力面上的變化趨勢一致。 而不同點： blade_2 葉型與blade_1 葉型相比在壓力面的擴壓段略長一些， 加速降壓段則略短，順壓梯度也略小， 導致壓力降低速度慢， 由于在加速階段的邊界層發(fā)展緩慢， 摩擦損失相對擴壓段較小[15]， 故blade_2 壓力面附面層內(nèi)的氣流損失相比blade_1 會更大。

在吸力面， 2 種葉型也存在相同點， 即： 從葉片前緣至70%軸向弦長部分， 氣流均在較大的順壓梯度下流動， 隨后進入擴壓段， 且2 種葉型吸力面由順壓梯度過渡到逆壓梯度的位置基本保持一致。 不同點則是： blade_2 葉型的順壓梯度和逆壓梯度均大于blade_1， 且blade_2 的最大載荷也比blade_1 大。

2.3 載荷分布對葉型損失的影響

葉輪機械的效率很大程度上取決于葉柵的通流效率， 而葉柵的通流能力高低主要由氣流在葉柵中的能量損失大小決定。 葉柵內(nèi)的損失大方向上可分為葉型損失和端部二次流損失兩類。

部分葉型參數(shù)不同導致葉片表面出現(xiàn)的載荷分布的不同， 必然會對2 種葉型的能量損失產(chǎn)生一定影響。 首先是葉型損失， 包括氣流黏性引起的附面層摩擦損失、 附面層分離引起的渦流損失、葉片出口的尾跡損失。

圖7 柵后截面當?shù)乜倝簱p失系數(shù)

圖7 為實驗數(shù)據(jù)處理后得到的2 種葉型柵后截面當?shù)乜倝簱p失系數(shù)云圖， 由于平面葉柵的沿葉高方向上的對稱性， 圖中只展示了一半的葉高范圍內(nèi)云圖分布情況， 其中橫坐標為無量綱節(jié)距，縱坐標為無量綱葉高。 對于圖中的每個葉柵通道（兩條尾跡區(qū)之間）， 右側(cè)為吸力面， 左側(cè)為壓力面。 對于2 種葉型， 本文將流道內(nèi)的流動區(qū)域劃分為主流區(qū)和端部區(qū)域， 則從圖中可以看出主流區(qū)域主要在15%葉高以外的區(qū)域， 端部區(qū)域則在15%葉高以內(nèi)； 同時還可以看出總壓損失的組成主要有： 葉柵的尾跡區(qū)域損失、 葉柵端壁區(qū)域損失、 端壁與吸力面尾部之間的角區(qū)損失。 在15%葉高范圍以外， Blade_1 葉型的尾跡寬度明顯大于Blade_2 葉型的尾跡寬度， 尾跡區(qū)總壓損失也明顯大于Blade_2 葉型。

為更直觀地比較這種壓力梯度差異引起的葉型損失變化， 將實驗數(shù)據(jù)處理后得到的2 種葉型中徑處損失系數(shù)沿節(jié)距分布， 如圖8 所示， 圖中橫坐標為無量綱節(jié)距， 縱坐標為當?shù)負p失系數(shù)?？梢钥闯?， 主流區(qū)通道內(nèi)的總壓損失都很低， 接近于0， 而葉型損失主要集中在尾跡區(qū)域內(nèi)， 2 種葉型的損失高點也基本一致。 但是blade_1 尾跡寬度遠大于blade_2， 雖然blade_1 前緣和尾緣直徑大于blade_2 （在一定程度上相當于增加了葉型的厚度）， 但是僅憑尾緣直徑的差異無法造成如此大的尾跡寬度差別。 分析其原因： 首先， 除了尾緣直徑不同這個因素外， 尾緣彎折角和葉型前緣半徑的不同也與尾緣直徑因素共同作用使得blade_1吸力面加速段的加速降壓效果不如blade_2， 導致blade_1 吸力面的加速段的邊界層厚度本身也大于blade_2。 其次， 雖然blade_2 吸力面尾緣擴壓段逆壓梯度更大， 但是由于接近葉片尾緣， 擴壓段長度較小， 對造成吸力面附面層增厚只是起很小的作用。 綜合以上2 點的不同， 較長并且更小的吸力面順壓梯度起主導作用， 使得blade_1 吸力面邊界層厚度大于blade_2， 進而產(chǎn)生更寬的尾跡和更大的葉型損失。

圖8 中徑處總壓損失沿節(jié)距方向分布

綜上所述， 對于最大載荷位置相近的后加載葉型， 吸力面是影響葉型損失的主要因素， 合理設計吸力面順壓梯度的大小可以有效減小葉型損失， 而吸力面逆壓梯度的大小則影響較小。

2.4 載荷分布對端部區(qū)域損失的影響

從葉片表面靜壓系數(shù)分布圖（圖6）可以看出，blade_2 葉型的載荷大小明顯高于blade_1 葉型，當葉片載荷增加時， 意味著葉柵通道內(nèi)存在著更強的橫向流動， 進而影響到端部區(qū)域的損失。 從2種葉型的柵后截面當?shù)乜倝簱p失系數(shù)云圖（圖7）中可以看出， 在端部區(qū)域的總壓損失主要位于15%葉高以內(nèi)的流動范圍中， 包括葉柵的端壁附面層區(qū)域以及端壁與吸力面尾部之間的角區(qū)。 從數(shù)值上看， blade_2 的角區(qū)損失的最大值略高于blade_1， 從尾跡形態(tài)上看， blade_2 的二次流動也更為強烈。

為進一步比較端部區(qū)域損失分布， 采用如圖9所示的節(jié)距平均損失系數(shù)沿葉高分布進行對比，橫坐標為節(jié)距平均損失系數(shù)， 縱坐標為無量綱葉高。 結(jié)合圖7 所示的端部區(qū)域位置， 可以看出blade_2 在端部區(qū)域的損失略大于blade_1。 分析其原因是更大的橫向靜壓梯度加劇了端部流體的二次流運動， 使得blade_2 葉型的端部損失更大一些。 由于2 種葉型的后部載荷在量級上相差不大，以至于blade_2 葉型端部內(nèi)的二次流損失雖然比blade_1 大， 但是相比于端部外blade_1 葉型高出blade_2 葉型的葉型損失值而言， 其數(shù)值較小。

圖9 節(jié)距平均損失系數(shù)沿葉高分布

綜上所述， 對于整體載荷相近的后加載葉型，最大載荷的提高會增加端部區(qū)域的損失， 但由于接近葉片尾緣， 且后加載葉型本身就具有抑制二次流損失的葉型特點， 故后加載葉型的最大載荷的提高對端部損失增加量的影響較小。

3 結(jié)論

本文在低亞音速工況下針對2 種后加載葉型葉柵進行了全面的氣動特性實驗研究， 分析了由于葉型參數(shù)不同而導致的不同的載荷分布對后加載葉型葉片氣動性能的影響， 在本文的研究條件下， 可以得出以下結(jié)論：

（1）就本文的2 個葉型而言， 具有較小前緣半徑、 較小后緣半徑及較大尾緣彎折角的blade_1 葉型， 綜合其由于更大的順壓梯度導致更小的葉型損失， 疊加其由于更大的后部載荷而導致稍大的端部損失， 總效果是其總壓損失更小， 即流經(jīng)該blade_1 葉型時的能量損失更小， 通流效率更高。

（2）對于最大載荷位置相近的后加載葉型， 合理設計吸力面順壓梯度的大小可以有效減小吸力面的附面層損失， 從而降低后加載葉型的葉型損失； 而吸力面逆壓梯度的大小則對葉型損失的影響較小。

（3）對于整體載荷相近的后加載葉型， 最大載荷的增加和其位置的后移會加劇葉片端部區(qū)域的二次流損失； 但由于接近葉片尾緣， 且后加載葉型本身就具有抑制二次流損失的特點， 故這種損失的增加量較小。

（4）總之對于最大載荷大小相近、 位置相近的后加載葉型， 相比于二次流損失， 著力降低其葉型損失是提高其通流效率的關鍵。 可以通過適當降低前緣直徑和尾緣直徑等方法， 以減小葉片對來流的阻礙作用， 降低尾跡損失， 最終降低葉型損失。