姜东坡， 赵俊明

（哈尔滨汽轮机厂有限责任公司，哈尔滨 150046）

0 引言

燃气轮机经常在非设计工况下工作，尤其是透平根据实际情况进行调节时更是如此，因此对透平的性能提出了极大的要求。特别是冲角变化时不仅影响到透平叶栅的叶型损失［1］，更对叶栅流道内的二次流损失有很大影响［2］，不同的冲角下透平叶栅内边界层的流动情况影响叶栅的气动性能不同，由逆压梯度引起壁面边界层分离和叶栅内二次流损失也不一样，因此不同运行工况下的透平系统运行的稳定性十分重要，否则可能导致严重的事故［3］。现在大功率燃气透平叶栅，一般大的负冲角很容易导致附面层分离，从而明显增加叶型损失和二次流损失［4］，影响透平的运行效率。下面通过对试验数据的理论分析，讨论涡轮第1级静叶叶型的气动特性，从型面静压系数分布、出口气流角和总压损失系数即叶型损失出发，对研发设计的某重型燃机第一级导叶进行试验研究，分析叶栅设计是否合理，为设计该类型重型燃机叶片提供实验依据。

1 实验装置与数据处理

试验是在哈尔滨汽轮机厂有限责任公司的亚音速环形叶栅风洞试验台上进行的。该试验台具有大流量、高压头、可冷却的风源条件，风量稳定，压力波动小，可以满足试验所需各工况对试验条件的要求。试验过程中采用多支叶片，叶片分别为基于对应原叶栅根部10%叶高、中部50%叶高、顶部90%叶高的等截面直叶片，直列叶栅的叶高一律为100 mm，表1表示静叶根、中、顶叶型的几何参数。在试验过程中，测量叶型表面静压数据，由与叶片表面测压孔相连的压力传感器直接测得各个压力孔的静压值。本试验主要分析不同冲角下叶型表面静压系数、扩压因子、出口气流角以及总压损失系数等这几项。

2 试验结果分析

2.1 型面静压系数分布分析

图1表示根、中、顶3个截面在不同冲角下静压系数沿叶型的分布，其中：X/L是叶长的背弧距前缘点的距离与对应内背弧总长度的比值；Cps为静压系数。来流在内弧侧面上边界层在各个流动阶段遇到的压力梯度虽然有所不同，但是在顺压梯度下膨胀加速并增厚缓慢，边界层较薄保持为层流状态，因此压力面边界层流动产生的叶型损失仅占总叶型损失的10%~20%左右。在逆压梯度段边界层将导致流动的严重恶化，流动损失大幅增加，叶型损失的80%~90%产生在吸力面。在负冲角条件下，相反地出现了吸力边进口压力的升高与压力边进口压力的下降，在压力边进口形成了局部逆压段，负冲角的绝对值越大，该作用越强。但是因为压力边局部逆压段下游都是膨胀加速流动，逆压段的危害不大，叶型损失随负冲角的增加而提高，提高的速率明显低于正冲角。比较不同叶高截面叶型的静压系数分布曲线包围的面积，能够清楚地看到，随着正冲角与负冲角的增加，曲线包围的面积分别有所增加和减少，说明正冲角和负冲角分别增高和降低了叶型的气动负荷。除此之外，由于叶栅几何折转角沿叶高接近相等，叶片气动负荷沿叶高基本不变。

表1 静叶跟、中、顶叶型的几何参数

2.2 出口气流角随冲角的变化

图2表示不同冲角下叶根、中、顶3个截面叶型出口气流角节距平均值随冲角的变化，几何出气角随冲角由负值向正值增加，叶型的出气角增大。落后角由小负值很快转变为正值，并且增加的速率加大。可以明显看出，涡轮的落后角除了较大负冲角之外，都在正值范围内。这是因为涡轮吸力边的曲率比压力边大得多，而且吸力边出口部分存在逆压梯度段，吸力边出口边界层厚于压力边，气流绕流叶型发生的基本为欠偏转，即正落后角。

在根部截面，叶型的几何出气角为15°，气流由过偏转向欠偏转的转变冲角为-6.3°，在-10°冲角下，气流的过偏转为0.07°。在+10°冲角下，气流角欠偏转为1.8°，相对几何出气角，出气角的最大变化率为12%。对于中间截面叶型的几何出气角16°，气流由过偏转向欠偏转过渡点对应的冲角是-6.2°。最大负冲角（-10°）使气流过偏转0.06°。最大正冲角（+10°）导致气流欠偏转 1.07°，出气角的最大变化率6.7%。在顶部截面叶型的几何出气角17°，过偏转至欠偏转分界位置的冲角为-6.05°。负冲角形成的气流最大过偏转0.056°。正冲角形成的气流最大欠偏转1.06°，出气角相对几何出气角最大变化了6.3%。

图1 不同冲角下静压系数沿叶型的分布

2.3 总压损失系数随冲角的变化

图3 表示不同冲角下根、中、顶3个截面节距平均总压损失系数随冲角的变化。可以看出，零冲角线两侧总压损失系数随冲角的变化率大小不等，进口扩压对边界层流动影响不是主要的，叶型损失虽然增加，但增幅不大。另一方面，负冲角减小了叶型气动负荷，部分抵消了进口局部扩压段的增损作用，结果叶型损失随负冲角的变化十分缓慢。这也是涡轮叶型最小总压损失系数对应的最佳冲角是小负冲角的原因。从图3还能看到，对于根部截面，在零冲角下，叶型损失为0.0257左右。在+5°、+10°冲角下，分别为0.0276、0.0351左右。与零冲角比较，分别增加大约 7.4%、36.5%。在-5°、-10°冲角分别为0.0264、0.0312左右，分别增加约2.7%、21.4%。随着叶高的增加，由于3个截面叶型气流折转角视为常数，相等冲角下各截面叶型的总压损失系数与根部截面对应相等，至于在数值上的微量差别是由测量误差所引起的。

图2 出口气流角随冲角的变化

图3 节距平均总压损失系数随冲角的变化

3 结论

1）对于零冲角，叶型压力边边界层均在等压或顺压梯度下膨胀加速，增厚缓慢，仅有10%～20%的叶型损失在压力侧产生。在吸力边后部逆压梯度段边界层增厚加速，甚至发生转捩、分离，叶型损失的80%～90%产生在该段。同样，在亚音速条件下，吸力边后部逆压梯度段的长短与逆压梯度的大小正比于气流折转角。

2）正冲角提高气流折转角，造成吸力边前缘局部扩压与后部的逆压梯度段综合作用，严重恶化吸力边边界层流动。

3）在该静叶栅中，根、中、顶截面叶型的几何折转角只相差1°，落后角可忽略不计，在相同冲角下，3个叶高叶型损失为大致相同的数值。对于零冲角，测得的叶型损失是0.0257左右；与零冲角比较，在正负10°冲角下，叶型损失大致增加24.1%和7.4%。

［1］ MAYLE R E.The role of laminar-turbulent transition in gas turbine engines［J］.ASME Trans.，J.Turbomachinery，1991，115（2）：509-537.

［2］ YAMAMOTO A，TOMNAGA J，MATSUNUMA T，et al.Detailed measurements of three-dimensional flows and losses inside an axial turbine rotor：94-GT-348［R］.ASME paper，1994.

［3］ RUBECHINIF，SCHNEIDER A，ARNONEA ，etal.A Redesign Strategy to Improve the Efficiency of a 17-Stage Steam Turbine［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2012，134（5）：1-7.

［4］ SAUER H，SCHMIDT R，VOGELER K.Influence of Chord Length and Inlet Boundary Layer on the Secondary losses of Turbine Blades［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2012，134（1）：1-9.