針對軸流壓氣機的非軸對稱端壁造型優化設計

陳得勝，劉波，那振喆，王雷，曹志遠，黃建，閆守成

(1.西北工業大學動力與能源學院，陜西西安710072；2.93066部隊，黑龍江牡丹江157023)

針對軸流壓氣機的非軸對稱端壁造型優化設計

陳得勝1，劉波1，那振喆1，王雷1，曹志遠1，黃建1，閆守成2

(1.西北工業大學動力與能源學院，陜西西安710072；2.93066部隊，黑龍江牡丹江157023)

針對某軸流壓氣機構建了一種新的非軸對稱端壁造型，該造型可通過抑制角區分離來達到減小通道內二次流損失的目的。首先，在設計工況下，針對基準葉柵建立非軸對稱端壁的自動優化設計方法。然后，在設計和非設計工況下，用NUMECA/Fine turbo模塊分別對基準葉柵和優化葉柵進行定常流場計算。結果表明，兩種工況下，優化葉柵有效抑制了角區分離，原因為非軸對稱端壁造型改變了通道內的渦系結構；優化葉柵出口截面總壓損失系數顯著降低，葉柵出口氣流角更加均勻和平衡。

軸流壓氣機；二次流損失；非軸對稱端壁造型；角區分離

符號表

β氣流角

Cax葉片軸向弦長

P靜壓

h葉片高度

x葉高方向坐標

y葉柵周向坐標

z葉柵軸向坐標

下標：

1進口截面

2出口截面

t總參數

1 引言

壓氣機葉柵中，二次流效應(如角區分離現象)引起的二次流損失在總壓損失中占很大比重，因此減小二次流損失會直接提高壓氣機效率。非軸對稱端壁造型方法在減小二次流損失方面已得到了驗證。Hartland等[1]對直列葉柵做了研究，證實了利用非軸對稱端壁造型控制端壁區域靜壓分布的有效性。Brennan等[2]在Trent 500發動機高壓渦輪中使用非軸對稱端壁造型設計來提高效率。彭紹輝等[3]的研究結果也表明，合理使用非軸對稱端壁造型技術，可有效降低二次流動損失并提高渦輪氣動性能。然而，大多數非軸對稱端壁造型研究集中在渦輪中，針對壓氣機葉柵進行端壁造型的研究相對較少，公開的文獻也很少。Harvey等[4，5]研究了幾種應用于壓氣機的非軸對稱端壁結構，并證明了非軸對稱端壁造型或三維葉片造型，可有效抑制壓氣機葉柵的角區分離。

壓氣機葉柵中的角區分離，主要由葉柵的逆壓梯度和葉柵通道內的橫向氣流流動兩個因素決定，當通道渦從葉片壓力面到達葉片吸力面時，往往會發生角區分離。本文針對壓氣機葉柵發展了一種新的非軸對稱端壁設計方法，該方法通過抑制葉柵角區分離的方式提高葉柵性能。設計過程(包括端壁參數化和端壁優化)在設計工況下進行。

2 非軸對稱端壁的設計方法

2.1 端壁造型原理

非軸對稱端壁造型是通過控制端壁流線曲率來達到降低端壁附近通道內壓力梯度的目的[6～10]。具體為，凸曲率可加速氣流流動，進而降低局部靜壓；凹曲率可減緩氣流流動，進而提高局部靜壓。因此，在通道壓力面側采用凸曲率，而在吸力面側采用凹曲率，可降低通道內的壓力梯度。

2.2 基準葉柵

研究對象為具有高葉片載荷的某高壓壓氣機葉柵，并作為基準葉柵。該葉柵是輪轂半徑為320.00 mm的環形葉柵，其具體流動參數、幾何參數和本文研究的兩種工況詳見表1。圖1給出了設計工況下基準葉柵葉片吸力面尾緣附近的流動情況，可見，此時基準葉柵存在嚴重的角區分離。

表1 基準葉柵參數和工況Table 1 Parameters and operating conditions of baseline cascade

圖1 基準葉柵的流場(設計點)Fig.1 Flowfield visualization of baseline cascade(design points)

2.3 端壁設計方法

2.3.1 端壁參數化

選取任一葉片吸力面、周向相鄰葉片壓力面、葉片前緣前10%Cax和葉片尾緣后10%Cax所圍成的區域為端壁造型區域，并對該區域進行參數化。如圖2所示，沿周向選取5條切割線，葉柵通道內的3條切割線與其余的2條葉片中弧線平行，且相鄰2條切割線的間距為25%柵距。沿每條切割線均勻設置7個點，其中兩端的黑色點為固定點，其余的紅色點為可調整點。這樣，端壁參數化過程得到28個控制點，滿足設計的靈活自由度和計算的合理計算量。

圖2 端壁參數化示意圖Fig.2 Schematic diagram of endwall parameterization

2.3.2 端壁優化

采用商業CFD軟件NUMECA/Design3D進行優化。優化過程中，選取上述28個控制點的徑向坐標為自由參數，優化目標函數為最小化葉柵通道內的總壓損失，優化算法為神經網絡和遺傳算法[11～13]。圖3給出了優化產生的最佳端壁結構的高度云圖，圖4描述了設計工況下優化葉柵葉片吸力面尾緣附近的流動情況。對比圖1和圖4可看出，在設計點，優化葉柵有效抑制了壓氣機葉柵的角區分離。

圖3 優化葉柵的高度云圖Fig.3 Geometry contours of the contoured endwall

圖4 優化葉柵的流場(設計點)Fig.4 Flowfield visualization of contoured endwall(design points)

3 數值方法

4 結果和討論

4.1 損失特性

非軸對稱端壁的采用改變了壓氣機葉柵通道內總壓損失系數分布。圖5給出了設計工況下葉柵在垂直于軸向的5個截面(20%Cax、40%Cax、60%Cax、80% Cax和100%Cax)的總壓損失分布云圖。圖5(a)中，高損失區域(Cp*大于0.18的區域)從前截面到后截面逐漸遞增，說明設計工況下基準葉柵的通道渦得到了發展，且通道渦與葉片吸力面附面層發生了干擾。圖5(b)中，高損失區域幾乎消失，說明設計工況下優化葉柵的角區分離得到了有效抑制。在設計點，相對于基準葉柵，優化葉柵在葉柵出口截面Cp*降低了30.59%，并有效抑制了角區分離和通道渦的發展。

圖5 通道內總壓損失云圖(設計點)Fig.5 Total pressure loss contours in the flow passage(design points)

圖6 示出了非設計工況下葉柵的高損失區域。對比圖5可看出，兩種工況下高損失區域的趨勢類似，只是非設計工況下基準葉柵的高損失區域有所減小，但優化葉柵的效果更加明顯。在非設計點，相對于基準葉柵，優化葉柵在葉柵出口截面Cp*降低了31.56%?？梢?，兩種工況下，優化葉柵都明顯抑制了葉柵角區分離，因而總壓損失系數都顯著降低。

圖6 通道內總壓損失云圖(非設計點)Fig.6 Total pressure loss contours in the flow passage (off-design points)

圖7 140%Cax截面處周向平均出口氣流角分布Fig.7 Circumferential distribution of averaged outflow angle at 140%Cax

4.2 出口氣流狀況

4.2.1 出口氣流角分布

圖7給出了設計工況和非設計工況下葉柵出口140%Cax截面處周向平均出口氣流角沿葉高的分布。從圖中看，設計工況下，基準葉柵在近輪轂和機匣區域的氣流欠折轉明顯，為近輪轂和機匣區域角區分離所致；而優化葉柵在全葉高區域的氣流折轉很均衡，在近輪轂和機匣區域的流動得到明顯改善。與基準葉柵相比，優化葉柵的氣流角在10%葉高處降低了5°，在90%葉高處升高了2°，顯著修正了氣流的欠折轉。非設計工況下，優化葉柵在改善出口氣流角分布方面效果更加顯著。與基準葉柵相比，優化葉柵的氣流角在10%葉高處降低了12°，在90%葉高處升高了2°，更加顯著地修正了氣流的欠折轉?？梢?，兩種工況下，優化葉柵使得葉柵出口的氣流流動變得更加合理和均勻。

4.2.2 出口氣流損失分布

圖8給出了設計工況和非設計工況下葉柵出口140%Cax截面處周向平均Cp*沿葉高的分布?？梢?，在設計點，采用非軸對稱端壁后，區域Ⅰ(葉柵輪轂到40%葉高)的Cp*劇烈下降，區域Ⅱ(40%葉高到葉柵機匣)的C*p略微升高。顯然，區域Ⅰ的面積比區域Ⅱ的面積大很多，因此，設計工況下優化葉柵使得葉柵出口140%Cax截面處的Cp*顯著降低，有利于改善葉柵出口流場。在非設計點，采用非軸對稱端壁后，區域Ⅲ(葉柵輪轂到40%葉高)的Cp*劇烈下降，區域Ⅳ(40%葉高到70%葉高)和區域Ⅴ(靠近葉柵機匣)的Cp*都略微升高。顯然，區域Ⅲ的面積比區域Ⅳ和區域Ⅴ的面積之和大很多，因此，非設計工況下優化葉柵也使得葉柵出口140%Cax截面處的Cp*顯著降低。對比圖1和圖4可看出，基準葉柵的角區分離主要發生在葉柵輪轂到40%葉高區域，而優化葉柵抑制了該區域的角區分離，所以顯著降低了葉柵出口的總壓損失系數，改善了葉柵出口流場。

4.3 端壁靜壓分布

某起 110KV的斷路器出現操作機構的拒動，經檢查后可以發現，斷路器處于合閘的狀態，監視運行的紅燈也處于亮的狀態，可以手動把斷路器進行多次的分閘與合閘，使傳動機械可以順利的完成分閘與合閘，使操作機構保證正常的儲能。進行分閘與合閘的線圈檢查時，要檢查線圈外觀是否發生嚴重的銹蝕情況，可以手動在2個分閘線圈，保證鐵心不會發生卡死的動作。將2個分閘線圈進行拆除解體的檢查，可能發現主分閘的線圈電阻處于 4.3Ω，在線圈的內部已經出現嚴重的膨脹和變形，導致鐵心卡死，完全無法動作，而副分線圈的電阻是74.6Ω，當副分線圈的內部發生嚴重的膨脹變形時，動鐵心也發生卡死，無法正常動作。

圖8 140%Cax截面處周向平均總壓損失系數分布Fig.8 Circumferential distribution of averaged total pressure loss at 140%Cax

圖9 給出了設計工況下端壁處的靜壓分布和極限流線?？梢?，基準葉柵中，端壁靠近葉片吸力面附近有一個高強度、大尺度的通道渦，該通道渦與葉片吸力面附面層相互干擾會引起嚴重的角區分離[14～16]。而優化葉柵中，通道渦的強度和尺度大為減小，這樣通道渦和葉片吸力面附面層的相互干擾也大為下降，因而葉柵的角區分離得到緩解。

圖10給出了非設計工況下端壁處的靜壓分布和極限流線。從圖中看，非設計工況下，優化葉柵同樣很好地抑制了通道渦的形成和發展，因而有效抑制了葉柵的角區分離?？梢?，兩種工況下，優化葉柵都有效延遲了通道渦的形成和發展，減弱了通道渦與吸力面附面層的相互干擾，因而有效減弱了葉柵的角區分離。

4.4 葉柵角區分離

圖11示出了設計工況下葉柵端壁與葉片吸力面上的回流區域和葉片吸力面上的極限流線。葉柵端壁和葉片吸力面上的彩色區域是軸向速度為負的區域，可反映角區分離面積和回流強度?？梢?，優化葉柵很大程度上緩解了葉柵角區分離，原因為非軸對稱端壁造型有效降低了通道內的橫向壓力梯度。雖然優化葉柵在機匣附近增加了一塊較小的回流區，但其回流區總面積和整體強度比基準葉柵的小得多。因此，非軸對稱端壁造型有效降低了通道內回流的強度和尺度[17～20]。

圖9 葉柵端壁的靜壓分布和極限流線(設計點)Fig.9 Static pressure distribution and limiting streamlines at cascade endwall(design points)

圖10 葉柵端壁的靜壓分布和極限流線(非設計點)Fig.10 Static pressure distribution and limiting streamlines at cascade endwall(off-design points)

圖11回流區域和葉片吸力面極限流線(設計點)Fig.11 Reverse flow region and limiting streamlines at suction surface(design points)

圖12 為非設計工況下葉柵端壁與葉片吸力面上的回流區域和葉片吸力面上的極限流線。對比圖11和圖12可看出，非設計工況下的分離區域面積比設計工況下的小，非設計工況下非軸對稱端壁造型更加有效地抑制了葉柵角區分離?？傊?，兩種工況下，非軸對稱端壁造型可顯著降低回流的強度和尺度，因而有效抑制了葉柵角區分離。

5 結論

基于具有高負荷的高壓壓氣機葉柵，本文構建了一種新的非軸對稱端壁造型(在設計點處優化得到)，研究了其在設計點和非設計點處的性能。數值結果顯示，兩種工況下，優化葉柵的角區分離都得到了顯著抑制，達到了減小通道內二次流損失的目的。這是因為非軸對稱端壁造型降低了通道內的橫向壓力梯度，減弱了通道渦的強度，以及通道渦與葉片吸力面附面層的相互干擾。相對于基準葉柵，在設計點，優化葉柵在出口截面的總壓損失系數降低了30.59%；在非設計點，優化葉柵在出口截面的總壓損失系數降低了31.56%。

圖12 回流區域和葉片吸力面極限流線(非設計點)Fig.12 Reverse flow region and limiting streamlines at suction surface(off-design points)

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Optimized Non-Axisymmetric Endwall Contouring for Axial Compressor

CHEN De-sheng1，LIU Bo1，NA Zhen-zhe1，WANG Lei1，CAO Zhi-yuan1，HUANG Jian1，YAN Shou-cheng2
(1.School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China；2.Unit 93066，Mudanjiang 157023，China)

A novel non-axisymmetric endwall contouring was presented for an axial compressor cascade to reduce secondary flow losses by suppressing the corner separation.Firstly,a design methodology based on automated optimization was put forward for the baseline cascade at design conditions.Hereafter,with re?spect to the contoured endwall and the baseline cascade,steady numerical simulations were conducted in NUMECA/Fine turbo to gain further understanding of the effects of endwall contouring in both design and off-design conditions.The results demonstrated that with the contoured endwall for both conditions,the cor?ner separation was enormously suppressed owing to the modification of vortex structures in the blade chan?nel.Furthermore,the total pressure loss coefficient was largely decreased in the outlet plane,and the out?flow angles become more uniform and balanced.

axial compressor；secondary flow loss；non-axisymmetric endwall contouring；corner separation

V231.3

A

1672-2620(2013)01-0016-06

2011-05-08；

2012-11-02

陳得勝(1987-)，男，山東日照人，碩士研究生，主要研究方向為葉輪機械氣動熱力學。