黄刚 刘婕妤 王瑶 梁仍康 杨思帆

摘要： 文章以E3高压涡轮为研究对象，研究侵入式探针对单级高压涡轮的气动性能影响机理，分析在高温高速气体冲击下探针自身所产生的形变。结果表明探针在转子出口测试截面，会影响涡轮的总体性能，使涡轮等熵效率降低，探针尾流区域熵增，尾迹与主流产生掺混损失，出口气流角发生改变。探针在安全范围内发生形变，且与发动机无共振隐患。

Abstract： Taking E3 high-pressure turbine as the research object， this paper studies the influence mechanism of intrusive probe on the aerodynamic performance of single-stage high-pressure turbine， and analyzes the deformation of probe itself under the impact of high-temperature and high-speed gas. The results show that the test section of the probe at the rotor outlet will still affect the overall performance of the turbine， reduce the isentropic efficiency and flow of the turbine， increase the entropy of the probe wake area， produce mixing loss between the wake and the mainstream， and change the outlet flow angle. The probe deforms within the safe range and has no potential resonance with the engine.

关键词： 侵入式探针;高压涡轮;等熵效率;共振

Key words： invasive probe;high pressure turbine;isentropic efficiency;resonance

中图分类号：V231.3                                      文献标识码：A                                  文章编号：1674-957X（2022）03-0065-04

0  引言

涡轮是航空发动机的重要部件，其处于高温高压的恶劣环境，是有着强压力和温度梯度的强三维性、非定常性和强剪切的复杂流动[1]。为测得涡轮的性能参数，一般采用总体性能测量方法，在涡轮的进出口布置稳态测试梳或测试耙，获取截面气流平均总参数分析得涡轮性能。

试验时安装侵入式探针会浸入到涡轮流场中，造成流动阻塞，当探针测试截面位于涡轮进口或级间时，探针探头和支杆产生的尾迹会进入涡轮流场中而对涡轮性能产生影响。甚至在某三级轴流压气机性能试验时，探针支杆的尾迹脱落涡诱导了转子叶片产生超过安全阈值的振动应变[2-4]。

国内外研究人员对试验过程中探针支杆对压气机和涡轮气动性能的影响已有一些研究。Wyler[5]研究了在封闭通道中的圆柱形探针支杆的阻塞效应，使得流场静压降低，马赫数增大，为减小探针影响，应该尽可能的减小探针阻塞比。罗钜[6]采用了一种直径8mm等环面分布6点的梳状总压探针来获取两级轴流压气机进出口的总压。朱铭敏[7]在四级低速大尺寸压气机进出口截面分别布置了4支5点和4支7点总压探针。按照航标建议，进口总温总压测量截面可在导叶前缘1.5倍叶中弦长;出口总温和总压探针可布置于0.5～1.0倍转子叶中弦长，在探针尺寸限制下，测点数应尽量多的布置[8]。Frederick等[9]研究了探针的测试布局对流场测量结果的影响，探针数量少于在8梳40点的测试布局对导致对总压的测量误差增大。付少林[10]等人利用近壁邊界层模型改进了涡轮测试效率的精度，认为高精度测试效率需要7～10个径向测点和5个周向测点。张小庆[11]采用热流耦合模拟筛选出合适的总温探针，并用其测量了60mm脉冲燃烧风洞流场。

本文工作主要是采用数值模拟方法，研究探针支杆的物理堵塞和局部干扰，关注侵入式探针改变原有流场的情况。首次研究在涡轮出口测试截面带有实际探针支杆的测试布局，分析其对单级高压涡轮的性能影响。

1  计算模型及方法

本文采用有详细试验数据的普惠E3单级高压涡轮为研究对象，有24个钝前缘导叶片和54个高扭转角转子叶片。采用UG软件对E3高压涡轮叶片进行逆向建模，得到较为准确的CAD模型;探针模型采用直径5mm的圆柱支杆，如图1、图2所示。

本次计算采用单通道模型验证CFD计算模型的精度和逆向建模的准确度。计算含有探针的涡轮流场时采用非定常方法，4：9转静通道，探针支杆周向均布6个，呈“水”字形分布，轴向位置为距转子0.5倍转子叶中弦长（记为b），即测试截面位置，考虑真实试验情况，探针支杆距轮毂面有2mm间距。计算域进口至导叶距离为2.5倍导叶高度（记为h），为消除计算中的回流影响，出口延长至距转子后缘5b位置。本文采用Numeca AG5对涡轮叶片区域生成O4H型结构网格，采用Icem对探针计算域划分非结构网格，探针尾流方向沿出气角方向加密，其中第一层边界层网格高度为2e-6m，保证流场y+均值<2，以满足湍流模型的使用条件。单通道网格（不含探针）数量约100万，多通道网格（含探针）数量为600万。

1.1 边界条件

数值计算方面分别采用了ANSYS CFX定常及非定常变比热模块，采用SST Kω湍流模型，周期性边界，绝热无滑移壁面，导热系数采用温度相关函数，采用Sutherland方法计算粘性系数。涡轮进口总压为1324491Pa，总温1633k，出口静压270kPa，转子转速13232Rpm。

1.2 无关性验证

采用定常单通道无探针的计算条件，对普惠E3单级高压涡轮进行网格无关性验证，以消除网格数量对数值计算结果的影响。图3为网格量73万、100万和120万网格量的径向分布涡轮落压比对比，可见73万网格与后两者有误差，因此在保证精度的条件下，本文采用的100w单通道涡轮计算域网格比较合适。

2  计算结果及讨论

2.1 流场计算分析

图4为涡轮导叶中截面静压计算值与E3涡轮试验值对比，其压力面计算结果符合程度好，而导叶吸力面受多种激波影响，在吸力面中径至近尾缘处符合程度较差。

表1为有无探针情况下的数值仿真结果与试验值的对比，可见无探针计算条件下，等熵效率、落压比等流场参数均与试验值相差不大，可见数值计算的精度很好。而在涡轮出口测试截面加入了探针后，等熵效率降低了0.15%，流量降低了0.6%，其余参数影响程度较低。可见在涡轮出口的探针对上游的导叶和转子的气动影响较小，而对总的性能参数如效率和流量有着一定的影响，若试验时不修正探针的影响，将导致涡轮试验的精度降低。

表1已经显示侵入式探针对涡轮总体性能的影响，因此下面详细对比下流场参数的变化位置和影响情况。对于涡轮气动性能来说，总压、气流角等气动参数及它们的分布起到关键作用。对于整个转子叶片来讲，流场参数的周向分布并不均匀，相邻叶片间的荷载和气动参数均有差异，因此采用多通道和非定常计算方法能更准确的捕捉实际涡轮叶片的真实流动情况。

图5为涡轮导叶中径叶高的绝对马赫数分布对比云图。可见探针上游的绝对马赫数分布没有大的变化，而探针下游区域有明显的低马赫数区域，受雷洛数影响，5mm探针支杆尾迹脱涡程度较轻，但低数脱涡区影响了轴向4倍直径以上的区域，尾迹有一定程度地扩散。

图6为涡轮导叶中径叶高的静熵分布对比云图，由于整个数值计算过程为绝热流动，涡轮进口截面至导叶区域不做功，因此该区域静熵无变化。而导叶吸力面、尾迹及转子固壁、尾迹区域受膨胀波、正激波、尾缘脱涡激波、燕尾波及剪切层等波系影响，其熵增很大，即总压损失增加。明显可见，探针的加入，尾迹与主流掺混，导致探针尾流区域熵增，产生了较大的损失。图7为涡轮导叶中径叶高的绝对出口气流角分布对比云图。探针的存在使得气流角周向分布不一致，探针的脱涡改变了原本的气流方向角。

图8为测试截面绝对气流角沿径向分布曲线图，对比了有无探针情况下在测试截面位置（0.5b）处的沿径向平均分布的绝对气流角曲线。可见探针的加入使得原本的气流角整体减小了2-5°，在探针根部位置，受探针尖部间隙及绕流的影响，气流角偏转程度最大。倘若气流角偏转值超过了下游低压涡轮的不敏感攻角，将对发动机性能产生影响。

图9和图10为测试截面绝对总压和等熵效率沿径向分布曲线图，探针支杆的存在使涡轮流场的总压减少，及流场可利用能量的损耗，在0.05-0.95叶高的范围内，总压损失较大。同样的，探针支杆的存在使，在探针截面位置的等熵效率同样减少，在0.2-0.4和0.65-0.95叶高范围内的等熵效率均有所损失。

2.2 流热固耦合分析

为了研究探针在测试截面位置的实际受力变形程度，其静强度和动强度是否达标，由于涡扇发动机实际运行中不会有大的结构形变，因此采用单向流热固耦合模拟。同时采用探针支杆和带6个等环分布延伸测孔的探针进行模态分析，校验安全裕度。

为方便研究，涡轮导叶及转子均不考虑冷却装置。图11是导叶叶片及转子叶片在气流冲击和对流换热情况下的总应变云图，其中最大应变发生在导叶尾缘中径位置，约有1.3mm的形变，可得其挠度系数=2.2%<4%，而图12是两种探针的应变云图，可见有实际的延伸测点对于探针总的变形影响不大，均满足静强度的使用要求。

根据探针实际装配状态，对探针梳进行模态分析，设置探针顶部为固定约束。可由下式校核探针的动强度，即

式中：nf为安全裕度，f为激振频率，fn为自振频率（n取1，2，3）。

由于探针承受涡轮转子的出口气流冲击，因此激振频率可等效为转子的转动频率为220.533Hz。而经计算探针前三阶自振频率分别为938.11、939.21、5729.8Hz，显而易见探针安全裕度均大于15%的要求，满足使用的条件。

3  结论

①在转子出口测试截面的探针不会影响上游的导叶及转子气动参数，但会使涡轮总体的等熵效率减小，流量减小。②探针的存在使流场总压损失增加，绝对出口气流角偏转2-5°。探针产生低马赫数尾迹区域，探针尾迹脱涡与主流混合有掺混损失，且使得转子出口流场参数周向分布不均匀。③在气流冲击和高温环境下，导叶在尾缘中径位置产生最大应变，探针的动静强度均符合一般要求，无共振隐患。

参考文献：

[1]邹正平.航空燃气轮机涡轮气体动力学：流动机理及气动设计：Turbine aerodynamics for aero-engine： flow analysis and aerodynamics design[M].上海交通大學出版社，2014.

[2]向宏辉，高杰，杨荣菲，刘氦旭，吴森林.探针支杆尾迹对压气机转子叶片振动特性的影响研究[J].实验流体力学，2021，35（02）：58-66.

[3]杨荣菲，刘氦旭，向宏辉，高杰，王靖宇.进口探针支杆尾迹诱发压气机转子叶片共振的数值研究[J].推进技术，2021，42（05）：1002-1012.

[4]刘氦旭.进口探针诱发压气机叶片振动现象的数值研究[D].南京航空航天大学，2020.

[5]Wyler J S. Probe blockage effects in free jets and closed tunnels[J]. 1975.

[6]罗距.高性能风扇/压气机三维叶片气动设计与实验研究[D].南京航空航天大学，2013.

[7]朱铭敏，羌晓青，居振州，马宇晨，滕金芳.四级低速大尺寸压气机的试验与数值模拟研究[J].工程热物理学报，2021，42（05）：1150-1160.

[8]HB 7081-2012，航空燃气涡轮发动机轴流涡轮气动性能试验方法[S].

[9]Frederick S，Jeffrey W T，Henry H A. Effect of Number of Probes and Their Orientation on the Calculation of Several Compressor Face Distortion Descriptors[R]. NASATM-72859，1979.

[10]付少林，杨荣菲，刘长青，等.测试布局对涡轮效率的影响研究[J].推进技术，2019，40（11）：2464-2472.

[11]张小庆，曾来荣，刘伟雄.“总温探针在脉冲燃烧风洞中的应用”.第十五届全国激波与激波管学术会议论文集（下册）.Ed.， 2012，46-50.