为了追求高比冲,开式循环液体火箭发动机涡轮燃气流量通常非常小,依靠高比功获得涡轮功率。小流量直接限制了叶片通道高度,然而当叶片很短时,端壁二次流损失则迅速增大。因此为保证叶片高度,开式循环发动机涡轮喷嘴大多采用部分进气的方案。

关于全周进气涡轮设计、流动及损失特点的研究文献较多,各叶片通道内部流动一致,气流参数沿周向比较均匀。而部分进气涡轮喷嘴出口气流只通过部分转子叶片,大部分转子叶片不仅不做功,而且内部流动复杂,损失大。

目前工程计算中采用经验性损失模型对涡轮总体性能进行初步评估,若需获得准确的性能及其内部流动特征,则需采用全三维粘性流场数值模拟。中科院工热所隋秀明等^[1-2]对低进气度涡轮进气扇区的分布以及低导叶展弦比的影响进行了研究,结果表明相对于进气扇区沿周向均布,进气扇区集中分布能够减少混合以及膨胀损失; 当进气度小于50%,尤其是当进气度接近10%时,导叶展弦比增加的收益显著大于其带来的负面影响。当进气度大于50%以后,展弦比增加带来的负面影响逐渐提升。西安航天动力研究所严俊峰等^[3]以及中船重工705所伊进宝等^[4]对部分进气涡轮内部流动特点进行了仿真分析,结果表明涡轮转子靠近尾缘部分分离严重,部分进气燃气涡轮机叶轮内部流动呈强三维特性,存在各种分离涡、通道涡等复杂漩涡结构。北京航天动力研究所李旭升等^[5]对动叶围带顶部泄漏间隙进行了影响研究,结果表明不同密封间隙对涡轮性能影响很大,在机械结构允许的情况下,减小密封进、出口轴向间隙、密封齿间隙可较大提高涡轮性能。

本文采用一维设计方法,设计了某型发动机用部分进气超声速冲击式涡轮,通过求解全三维Navier-Stokes方程组对其内部流动进行了全三维仿真计算,获得总体性能并分析其内部主要损失特点。研究了转子叶片通道变化规律对涡轮性能的影响,为后期优化以及此类结构涡轮的设计提供一定参考意义。

冲击式转子叶栅大多采用对称叶型,安装角度为0,转子进出口通道面积相等。本文进行涡轮设计时,通过对吸力面和压力面型线的调整获取三种不同通道面积变化规律的转子叶型,进行了数值仿真计算。分别为:方案A为收缩-扩张型通道,喉部位于叶片中间部位; 方案B为等面积通道设计; 方案C为扩张-收缩型通道,进出口为喉部位置,如图9所示。

图9 不同方案的转子叶型及通道面积变化规律
Fig.9 Change rule for rotor blade shape and channel area of different schemes

表6给出了3种不同叶型方案下涡轮总体性能计算结果。可以看出,转子叶片通道变化规律对涡轮总体性能影响不大,对涡轮流通能力基本无影响,方案A比方案C效率高0.005,方案B居中。

表6 不同叶型方案涡轮总体性能
Tab.6 Overall performance of turbine for different blade schemes

图 10给出了不同方案50%展向位置进气区马赫数数分布图,三者有一定的差异性。从图 10中可以看出,3种方案在叶片前缘以及通道入口处均存在一道斜激波和一道正激波减速,而且在通道入口附近区域存在局部高马赫数区,在叶背处均存在不同程度的气流分离。仔细观察可发现,方案A的流动状态要优越于方案C,方案B为中间状态。对于方案A,从入口至中间喉部截面通道逐渐收缩,超声速气流逐渐减速至接近声速,气流在低速下转弯可明显减小叶背附近的气流分离,然后在扩张段加速至超声速。方案C流动情况正好相反。

因此,从上面分析来看,对于叶轮入口超声速的流动,其通道截面应避免采用方案C的扩张-收缩型通道,设计时尽量采用收缩-扩张型通道方案A或者等截面通道方案B,但应考虑叶片加工方法对结构要求,例如电火花加工需要保证叶片通道喉部最小宽度。

图 10 不同方案进气区50%展向位置马赫数
Fig.10 Mach number at 50% span of admission channel for different schemes

提取叶片表面温度分布,发现采用方案A设计的转子叶片表面温差略低于方案C,主要是因为入口处叶背气流速度低,相应气流温度较高,与叶片前缘滞止温度差值则较小。开式循环发动机涡轮入口燃气温度一般很高,其温差应力对叶片强度的影响很大,因此降低叶片表面温差对轮盘强度设计有一定帮助。

对于马赫数较高的超声速叶栅流动,除了叶片通道变化规律外,动叶叶型的变化对激波系分布影响较大,精细设计激波系的分布可以一定程度降低动叶损失。

针对文中设计的部分进气、超声速、冲击式单级轴流式涡轮,通过三维仿真计算分析,得到以下几条结论:

1)部分进气涡轮内部流动流线不规则、存在较多漩涡流动、转子叶栅激波复杂、叶片通道内分离较为严重。

2)喷嘴通道和转子叶栅通道内总压损失均在20%以上,其中转子叶栅通道损失更大。

3)不同转子叶栅通道面积的变化对涡轮总体性能影响基本不大。但收缩-扩张型通道可降低流速,缓解气流分离,对降低叶片温差应力有一定帮助。