载荷分布对后加载叶型性能影响的实验研究

陈继超 田 夫 王晓放 高 强 隋永枫 蓝吉兵 丁旭东

（1.大连理工大学能源与动力学院， 辽宁 大连， 116024； 2.杭州汽轮机股份有限公司， 浙江 杭州， 310022）

0 引言

近些年来， 随着技术的不断进步， 高效、 经济、 快速灵活启停、 降低运行成本以及更大的运行范围是工业汽轮机的设计目标[1-3]，这就对叶片的性能提出了更高的要求。 由于低载荷运行的工业汽轮机的实际运行特点， 叶片经常处于非设计工况运行， 而在不同的工况下， 叶栅通道内部的流动结构会产生很大的变化， 进而影响到叶片的损失[4-5]。而后加载叶型自提出以来， 由于其具有良好的攻角适应性， 很好契合了汽轮机变工况运行的特点， 受到了国内外相关研究人员的重视[6-8]。

Weiss P[9]等对不同载荷分布高载荷叶片进行了实验研究， 并保证总载荷保持一致， 结果表明前加载的叶片表现出更强的通道涡旋涡结构， 也造成更多的二次流损失。 孙奇[10]等对高载荷前加载叶片与后加载叶片进行了平面叶栅实验研究， 考察了在不同攻角、 相对栅距、 马赫数下， 2 种叶栅的能量损失情况， 发现2 种叶栅对攻角均不敏感，但是随着出口Ma 的增加， 后加载叶片能量损失系数增长幅度比前加载叶片小。 D.Corriveau[11]等对前加载、 均匀加载以及后加载3 种形式的跨音速高压涡轮叶片进行了平面叶栅测试， 结果表明后加载叶型在设计马赫数下损失更低， 但是随着马赫数的增加， 后加载叶型损失恶化更为剧烈。 C.Prakash[12]等在某低压涡轮叶片进行了平面叶栅实验， 通过改变叶片数目， 安装角以及尾缘弯折角来控制叶片载荷及载荷分布进而分析其对损失的影响， 结果表明增大叶片载荷， 载荷位置后移以及雷诺数降低会使得叶片吸力面更易产生分离，进而产生更大的损失。

综上所述， 为研究载荷分布对叶栅气动特性的影响， 国内外学者多采用前、 后加载或者均匀加载叶片进行对比， 而对于同为后加载但载荷分布不一致情况下叶栅气动特性差别的实验研究较少， 为进一步研究后加载叶片载荷重心位置对叶栅损失的影响， 本文在保证部分叶型参数不变的情况下， 通过改变叶片的尾缘弯折角和前缘直径等叶型参数得到了2 种不同载荷分布的后加载叶型， 并对这2 种叶型进行了详细的平面叶栅实验测量与分析。

1 实验对象和方法

1.1 实验台及实验模型

实验是在大连理工大学能动学院平面叶栅风洞实验台上进行的。 图1 为叶栅实验台照片， 图2为部分叶型参数的定义， 表1 提供了2 种叶型的几何参数。 2 种叶型仅前缘半径、 尾缘半径和尾缘弯折角不同， 其余参数均保持一致。

图1 平面叶栅实验台

图2 叶片参数定义

表1 平面叶栅参数

1.2 实验方案

实验的工况为进口气流角为设计进口角， 栅后平均马赫数0.29， 栅后平均雷诺数2.0×105。 为测量叶片表面静压分布， 在叶片中径处表面均匀设有φ0.4 mm 的小孔， 并保证小孔与叶片表面垂直， 由于叶片尺寸较小， 难以在1 个叶片上将吸力面与压力面的静压孔布置完全， 采用在1 个流道2 个叶片的压力面与吸力面分别布置小孔的方法， 如图3 所示。 实验流场的测量工具为五孔探针， 考虑到平面叶栅在叶高方向的对称性， 实验仅测量一半叶高。 测量截面布置如图3 所示， 栅前测量截面距离叶栅前缘额线2 倍轴向弦长， 流场检测范围3.4 倍节距， 实际处理数据使用的范围为粗实线部分的2 倍节距； 栅后测量截面距离叶栅尾缘额线1 倍轴向弦长， 测量范围两倍节距，在节距方向与叶高方向都是2 mm 1 个测点。 栅前截面的参数采用下标1 表示， 栅后截面的参数采用下标2 表示。

图3 测量截面

实验数据的处理方式如下：

表面静压系数见式（1）。

式中： 总压采用p0表示， 静压用p表示， 平均量采用“—” 表示，ps，j为叶片表面的静压。

当地总压损失系数见式（2）。

将单个叶高处的2 个节距内测点的当地总压损失系数按照每一点的流量进行加权求和可以得到每个叶高处的节距平均损失系数ω¯。

2 结果与讨论

2.1 栅前流场检测

为了保证实验结果真实可信， 需要对流场节距方向的周期性进行检查， 同时， 由于本文涉及到端部损失的计算， 附面层厚度对端损的影响较大[13]，所以进口来流的边界层特性也需要进行校核。

如图4 所示为叶栅进口流场的总压（表压）分布特性， 横坐标为无量纲节距， 纵坐标为无量纲叶高， 两条虚线内的部分为实际处理数据使用范围， 可以看出， 在节距方向与叶高方向， 主流区总压波动小于1%， 总压分布均匀。 图5 为进口流场不同节距处的边界层特性曲线， 横坐标表示无量纲的速度， 可以看出主流区速度分布均匀， 并且边界层厚度基本保持一致， 约为10%叶高。

图4 栅前流场总压分布

图5 不同节距位置处的边界层特性曲线

2.2 2 种叶型表面的静压系数分布

图6 叶片表面静压系数

如图6 所示为0 攻角下blade_1 与blade_2 的表面静压系数沿轴向弦长的分布。 可以看出， 2 种叶型的载荷分布变化趋势一致， 最大载荷分布都位于尾缘区域， 属于后加载叶型。 但由于前缘直径及尾缘弯折角不同， 2 种叶型所呈现的载荷分布大小不同， 其中blade_2 叶型的后部载荷大小明显高于blade_1 叶型。

在压力面， 可以看出2 种叶型的相同点： 静压系数在很大的轴向弦长范围内相比于吸力面变化都不大， 叶型表面的气流先经过较短的加速段和扩压段， 后进入加速段缓慢降压， 保持小的顺压梯度直至叶栅出口， 即压力面上的变化趋势一致。 而不同点： blade_2 叶型与blade_1 叶型相比在压力面的扩压段略长一些， 加速降压段则略短，顺压梯度也略小， 导致压力降低速度慢， 由于在加速阶段的边界层发展缓慢， 摩擦损失相对扩压段较小[15]， 故blade_2 压力面附面层内的气流损失相比blade_1 会更大。

在吸力面， 2 种叶型也存在相同点， 即： 从叶片前缘至70%轴向弦长部分， 气流均在较大的顺压梯度下流动， 随后进入扩压段， 且2 种叶型吸力面由顺压梯度过渡到逆压梯度的位置基本保持一致。 不同点则是： blade_2 叶型的顺压梯度和逆压梯度均大于blade_1， 且blade_2 的最大载荷也比blade_1 大。

2.3 载荷分布对叶型损失的影响

叶轮机械的效率很大程度上取决于叶栅的通流效率， 而叶栅的通流能力高低主要由气流在叶栅中的能量损失大小决定。 叶栅内的损失大方向上可分为叶型损失和端部二次流损失两类。

部分叶型参数不同导致叶片表面出现的载荷分布的不同， 必然会对2 种叶型的能量损失产生一定影响。 首先是叶型损失， 包括气流黏性引起的附面层摩擦损失、 附面层分离引起的涡流损失、叶片出口的尾迹损失。

图7 栅后截面当地总压损失系数

图7 为实验数据处理后得到的2 种叶型栅后截面当地总压损失系数云图， 由于平面叶栅的沿叶高方向上的对称性， 图中只展示了一半的叶高范围内云图分布情况， 其中横坐标为无量纲节距，纵坐标为无量纲叶高。 对于图中的每个叶栅通道（两条尾迹区之间）， 右侧为吸力面， 左侧为压力面。 对于2 种叶型， 本文将流道内的流动区域划分为主流区和端部区域， 则从图中可以看出主流区域主要在15%叶高以外的区域， 端部区域则在15%叶高以内； 同时还可以看出总压损失的组成主要有： 叶栅的尾迹区域损失、 叶栅端壁区域损失、 端壁与吸力面尾部之间的角区损失。 在15%叶高范围以外， Blade_1 叶型的尾迹宽度明显大于Blade_2 叶型的尾迹宽度， 尾迹区总压损失也明显大于Blade_2 叶型。

为更直观地比较这种压力梯度差异引起的叶型损失变化， 将实验数据处理后得到的2 种叶型中径处损失系数沿节距分布， 如图8 所示， 图中横坐标为无量纲节距， 纵坐标为当地损失系数。可以看出， 主流区通道内的总压损失都很低， 接近于0， 而叶型损失主要集中在尾迹区域内， 2 种叶型的损失高点也基本一致。 但是blade_1 尾迹宽度远大于blade_2， 虽然blade_1 前缘和尾缘直径大于blade_2 （在一定程度上相当于增加了叶型的厚度）， 但是仅凭尾缘直径的差异无法造成如此大的尾迹宽度差别。 分析其原因： 首先， 除了尾缘直径不同这个因素外， 尾缘弯折角和叶型前缘半径的不同也与尾缘直径因素共同作用使得blade_1吸力面加速段的加速降压效果不如blade_2， 导致blade_1 吸力面的加速段的边界层厚度本身也大于blade_2。 其次， 虽然blade_2 吸力面尾缘扩压段逆压梯度更大， 但是由于接近叶片尾缘， 扩压段长度较小， 对造成吸力面附面层增厚只是起很小的作用。 综合以上2 点的不同， 较长并且更小的吸力面顺压梯度起主导作用， 使得blade_1 吸力面边界层厚度大于blade_2， 进而产生更宽的尾迹和更大的叶型损失。

图8 中径处总压损失沿节距方向分布

综上所述， 对于最大载荷位置相近的后加载叶型， 吸力面是影响叶型损失的主要因素， 合理设计吸力面顺压梯度的大小可以有效减小叶型损失， 而吸力面逆压梯度的大小则影响较小。

2.4 载荷分布对端部区域损失的影响

从叶片表面静压系数分布图（图6）可以看出，blade_2 叶型的载荷大小明显高于blade_1 叶型，当叶片载荷增加时， 意味着叶栅通道内存在着更强的横向流动， 进而影响到端部区域的损失。 从2种叶型的栅后截面当地总压损失系数云图（图7）中可以看出， 在端部区域的总压损失主要位于15%叶高以内的流动范围中， 包括叶栅的端壁附面层区域以及端壁与吸力面尾部之间的角区。 从数值上看， blade_2 的角区损失的最大值略高于blade_1， 从尾迹形态上看， blade_2 的二次流动也更为强烈。

为进一步比较端部区域损失分布， 采用如图9所示的节距平均损失系数沿叶高分布进行对比，横坐标为节距平均损失系数， 纵坐标为无量纲叶高。 结合图7 所示的端部区域位置， 可以看出blade_2 在端部区域的损失略大于blade_1。 分析其原因是更大的横向静压梯度加剧了端部流体的二次流运动， 使得blade_2 叶型的端部损失更大一些。 由于2 种叶型的后部载荷在量级上相差不大，以至于blade_2 叶型端部内的二次流损失虽然比blade_1 大， 但是相比于端部外blade_1 叶型高出blade_2 叶型的叶型损失值而言， 其数值较小。

图9 节距平均损失系数沿叶高分布

综上所述， 对于整体载荷相近的后加载叶型，最大载荷的提高会增加端部区域的损失， 但由于接近叶片尾缘， 且后加载叶型本身就具有抑制二次流损失的叶型特点， 故后加载叶型的最大载荷的提高对端部损失增加量的影响较小。

3 结论

本文在低亚音速工况下针对2 种后加载叶型叶栅进行了全面的气动特性实验研究， 分析了由于叶型参数不同而导致的不同的载荷分布对后加载叶型叶片气动性能的影响， 在本文的研究条件下， 可以得出以下结论：

（1）就本文的2 个叶型而言， 具有较小前缘半径、 较小后缘半径及较大尾缘弯折角的blade_1 叶型， 综合其由于更大的顺压梯度导致更小的叶型损失， 叠加其由于更大的后部载荷而导致稍大的端部损失， 总效果是其总压损失更小， 即流经该blade_1 叶型时的能量损失更小， 通流效率更高。

（2）对于最大载荷位置相近的后加载叶型， 合理设计吸力面顺压梯度的大小可以有效减小吸力面的附面层损失， 从而降低后加载叶型的叶型损失； 而吸力面逆压梯度的大小则对叶型损失的影响较小。

（3）对于整体载荷相近的后加载叶型， 最大载荷的增加和其位置的后移会加剧叶片端部区域的二次流损失； 但由于接近叶片尾缘， 且后加载叶型本身就具有抑制二次流损失的特点， 故这种损失的增加量较小。

（4）总之对于最大载荷大小相近、 位置相近的后加载叶型， 相比于二次流损失， 着力降低其叶型损失是提高其通流效率的关键。 可以通过适当降低前缘直径和尾缘直径等方法， 以减小叶片对来流的阻碍作用， 降低尾迹损失， 最终降低叶型损失。