地面重型燃气轮机压气机叶型的优化设计

第52卷第1期2010年2月汽轮机技术TURBINETECHNOLOGYV0152NO1FED2010地面重型燃气轮机压气机叶型的优化设计王娥，杜鑫，温风波，王松涛1北京北重汽轮电机有限责任公司，北京100040；2哈尔滨工业大学能源科学与工程学院，哈尔滨150001摘要将优化理论引入压气机叶型设计，建立了具有自动优化设计能力的平台。该平台由自主开发的二维叶型生成程序、网格生成软件GAMBIT、流场计算分析软件CFX以及自主开发的优化模块组成。以某地面重型燃气轮机压气机叶型为优化对象，以总压损失系数为目标函数，流场分析中考虑转捩情况。优化设计之后，叶型气动性能有较明显改善。设计工况下叶型总压损失系数较原型下降了363，非设计工况下的性能也优于原型。关键词地面重型燃气轮机，压气机叶型；转捩；优化设计平台分类号TK472文献标识码A文章编号10015884201001000904OPTIMIZATIONDESIGNONGROUNDBASEDHEAVYDUTYGASTURBINECOMPRESSORBLADESWANGE，DUXIN，WENFENGBO，WANGSONGTAO1BEIJINGBEIZHONGSTEAMTURBINEGENERATORCOMPANYLIMITED，BEIJINGL00040，CHINA；2HARBININSTITUTEOFTECHNOLOGY，SCHOOLOFENERGYSCIENCEANDENGINEERING，HARBINL50001，CHINAABSTRACTADESIGNSYSTEMHASBEENESTABLISHEDWITHTHEABILITYOFAUTOMATICOPTIMIZATIONBYINTRODUCINGOPTIMIZATIONTHEORYTOCOMPRESSORBLADEDESIGNTHESYSTEMCONSISTSOFINHOUSEPROGRAMFOR2DCOMPRESSORBLADEDESIGN，GAMBITFORDGENERATING，CFXFORFLOWFIELDCOMPUTATIONANDANALYSISANDINHOUSECODESFOROPTIMIZATIONINTHISPAPER，ACOMPRESSORBLADEOFAGROUNDBASEDHEAVYDUTYGASTURBINEHASBEENOPTIMIZEDBYTHEDESIGNSYSTEMREFERREDABOVETOTALPRESSURELOSSCOEFFICIENTISCONSIDEREDASOBJECTFUNCTIONOFTHEOPTIMIZATION，ANDTRANSITIONISESPEEIAUYCONSIDEREDINFLOWFIELDANALYSISAFTEROPTIMIZATION，AERODYNAMICPERFORMANCEOFTHEBLADEISIMPROVED，INTHEDESIGNPOINT，THETOTALPRESSURELOSSCOEFFICIENTISDECREASEDBY363ATOFFDESIGNCONDITION，THEPERFORMANCEISALSOMUCHBETTERTHANPROTOTYPEKEYWORDSGROUNDBASEDHEAVYDUTYGASTURBINE；COMPRESSORBLADES；TRANSITION；OPTIMIZATIONDESIGNSYSTEM0前言在轴流式压气机发展之初，叶片主要为NACA一65叶型。这类翼型具有层流区较大，摩擦阻力较小的特点，适于在亚音条件下工作，但其跨音性能不理想。DCA双圆弧叶型的研究始于五六十年代并取得了大量的研究成果。与NACA65叶型相对比，DCA的超跨音性能较好，具有适应范围广的特点。CDA叶型是7O年代发展起来的适用于跨音速和亚音速叶栅的叶型，大量的CDA叶栅实验研究表明CDA不仅在设计状态下具有较小的气流总压损失，而且小损失工作范围也相应扩大。目前，国外有针对地面重型燃气轮机压气机叶型的优化设计研究，优化考虑到流动转捩的影响，优化产生的新的叶型族与CDA叶型直接应用到地面重型燃气轮机压气机上的性能进行对比，发现新的叶型族应用于地面重型燃气轮机压气机上可以显著提高地面重型燃气轮机压气机的性能。1优化设计方法及优化体系基于CFD的压气机叶片设计的基本方法有正设计法，反设计法，正反混合设计法。正设计法通常既耗时，又不能提供可直接利用的设计准则，还需要设计人员有比较丰富的经验；反设计法一般要求设计结果满足给定的某种分布，但所需的压力或速度分布的确定往往十分困难，并且得到的叶型可能是一个不合理的叶型。正反混合设计法避免了纯反问题设计时选择叶片表面速度分布的盲目性，但对叶型表面速度分布的修改仍然要依赖设计人员的经验J。自动优化设计法要求设计对象的气动性能设计目标达到最优如效率、压比等。与反设计方法相比，优化设计具有更大的灵活性。它可以对所要优化的某种指标设立目标函数，通过优化算法确定最优位置。在处理设计约束时，可以直接应用各种约束算法，也可以很方便地将有约束问题转换为无约束问题，因而具有更大的灵活性和使用价值。自动优化设计体系如图L所刁。收稿日期20090507基金项目国家科技部863重大专项F级中低热值燃料燃气轮机关键技术与整级设计技术研究。作者简介IF娥1985一，女，齐齐哈尔市人，主要从事汽轮机叶片设计。10汽轮机技术第52卷图L自动优化设计体系的简单框图2叶型优化方案21优化设计思想在叶轮机械中，转捩过程受到来流湍流度、来流马赫数、压力梯度及其它诸多因素的影响。对于压气机叶片的设计来说，通过选择适合的转捩位置能够优化气动设计，从而提高压效率J。在本文中，优化设计考虑到地面重型燃气轮机压气机气体在高雷诺数及高湍流度下流动转捩带来的影响。22本文的研究对象本文的研究对象为某地面重型燃气轮机末级静叶，叶型的几何数据如表1所示，几何形状见图2。边界条件数据给定无量纲参数卢、，、的值见表2。卢、的公式如下卢_PAR三ACP式中，A，为I临界声速；P，为临界密度。表L原始叶型几何数据安装角，。安装节距，MM叶栅稠度489446455124L2449表2原始叶型边界条件进I1总压进口总温出口静型的参数化造型程序在叶型的气动优化设计中，需要对其进行参数化表达。叶片参数化造型方法有很多种，本文采用的“中弧线贴厚度分布的方法”是在已有方法的基础上改进得到的一种新的叶图2原始叶型的几何形状设计。N阶B6ZIER曲线通过N1个控制点编号0N的位置来控制曲线形态。其数学描述为PTPB，T0，1其中，P。为直角坐标系下的控制点位置矢量；BT为伯恩斯坦基函数I曰，NTI一，0,1，2，描述叶型中线采用了四阶B6ZIER曲线，描述厚度沿弦长方向的分布采用了首尾相连两段四阶B6ZIER曲线。这种造型方法可以充分体现叶型的基本几何参数，如中弧线的形态、最大厚度、前后缘半径等，使得设计参数确定与修改的过程更为直观。曲线形态的改变通过移动控制点的方法实现，控制点的位置通过无量纲的参数来描述，这就为叶型的参数化、及在此基础上进行的叶型优化提供了有利条件。将原始叶型利用“中弧线贴厚度分布的方法”进行参数化造型后，存储的参数如表3，P。、P2、P3为控制中弧线位置的无量纲参数，、为控制叶型厚度分布的无量纲参数。24优化设计的步骤本文在不改变中弧线的基础上，改变叶型的厚度分布，尾缘半径。将表3中的叶型参数作为初始设计参数，目标函数为总压损失系数。控制叶型厚度分布的无量纲参数、肘、以及尾缘半径曲率作为优化变量，优化变量约束条件的选取需要与叶片的造型程序联合分析，以期给出合理而又宽广的范围。总压损失系数的定义为P一P_一PLPL片参数化造型方法，适用于亚声速压气机叶片的参数化优化式中，P为进口总压；P2为出口总压；P，为进口静压。表3原型参数化存储的参数第1期王娥等地面重型燃气轮机压气机叶型的优化设计25数值方法网格生成软件选用商业软件GAMBIT。考虑转捩的影响，沿着叶片壁面网格点加密，网格总数约L8万。由于在自动优化过程中，参数的选择是随机性的，叶片造型程序中用来描述叶型几何形状参数的变化可能带来网格畸变甚至出现负网格，导致计算过程无法继续。通过对GAMBIT进行二次开发，可以实现网格质量检查，并采取适当措施对网格进行调整，尽量保证形状的每次改变对网格的质量影响不大。本文选用商业程序CFX作为求解器，湍流模型选取SST迎风格式。边界条件的给定见表2。3优化结果分析优化叶型参数如表4所示，优化叶型与原型的几何形状见图3，虚线代表原型，实线代表优化叶型。图3中看到，优化叶型尾缘比原型更细一些，前缘比原型略宽一些。表3、表4对比分析，优化叶型与原型最大厚度，最大厚度相对位置，安装角，安装节距，中弧线位置均相同，只改变模型，并启用ML转捩模型GAMATHETA，差分格式为二阶了叶型的厚度分布及尾缘半径。表4优化叶型参数图3原型与优化叶型几何形状对比设计工况下原型与优化叶型的气动参数如表5所示。进口马赫数为035时，优化叶型的气流转折角增大，静压比升高，扩压因子增大，总压损失系数下降了原来的363。原型与优化叶型在距流道出口19弦长处轴向速度的周向分布见图4，在图4中，气流的轴向速度在12节距处最低，即尾迹发生区域，优化叶型的尾迹范围明显小于原型。图5给出了原型与优化叶型在距流道出口10弦长处轴向速度的周向分布，优化叶型的尾迹范围也明显小于原型。综合图4、图5分析，由于优化叶型尾迹范围明显小于原型，使得优化叶型尾迹损失小于原型。LLOL0O鼍9O80篝7060嚣S040芒G爝足撂00959085807570要魁幽墨图4原型与优化叶型在距流道出口19弦长处轴向速度的周向分布节距的无量纲化邑、挫【76蚓_犀嚣75。局事放大L7L；FILF一047048O49050O51052节距的无量纲化图5原型与优化叶型在距流道出口10弦长处轴向速度周向分布表5进口马赫数为035时原型与优化叶型的计算结果对比原型与优化叶型的型面压力分布见图6。从图6中很明显地看到，优化叶型吸力面上的逆压差基夺与原型相同，逆压梯度段略长于原型但在绝大部分弦长范围内优化叶型吸力面逆压梯度要明显小于原型的逆压梯度。可见，在设计工况下，优化叶型通过减小吸力面的逆压梯度抑制附面层的发展来减小叶型尾迹，使叶型尾迹损失减小，从而降低总压损失系数。压气机在实际运行中不止要在设计工况下工作，还经常12汽轮机技术第52卷图6原型与优化叶型型面压力分布要在非设计工况下工作。因此，设计压气机时，不仅要求达到设计工况下规定的性能标准，也应该考虑变工况下的性能要求。分别在0。，一5。，一1O。，5。，10。冲角下做原始叶型与优化叶型马赫数与总压损失系数的曲线，曲线如图7、图8所示。穹籁骚出趱图70。，一5。，5。冲角下原型与优化叶型马赫数对总压损失系数的影响8辐出趱图810。，LO。冲角下原型与优化叶型马赫数对总压损失系数的影响由图7、图8可以看出，在相同冲角下，进口马赫数越高，总压损失系数越大。且零冲角下下总压损失系数最低。在零冲角下，不同马赫数下优化叶型总压损失系数都明显低于原型。在10。冲角条件下，不同马赫数下优化叶型总压损失系数大于原型。在一10。，一5。，5。冲角下，优化叶型当马赫数较低时总压损失系数略低于原型，当马赫数较高时总压损失系数略高于原型。表明当马赫数较低时，优化叶型的低损失工作范围较大；在较高的马赫数下，优化叶型的低损失工作范围较小。原型与优化叶型在较低马赫数04，较高马赫数05时的冲角特性曲线如图9、图10所示。由图9可以看出，马赫数为04时，在一5。到5。冲角范围内优化叶型较原型的总压损失系数明显低于原型。优化叶型的低损失工作范围较大。马赫数为05时，由图L0可以看到，优化叶型低损失工作范围较小。穹妊1J9NWILLIAMSON，SARMFIELD，MBEHNIANUMERICALSIMULATIONOFFLOWINANATURALDRAFTWETCOOLINGTOWERTHEEFFECTOFRADIALERMOFLUIDFIELDSJAPPLIEDTHERMALENGINEERING，2008，2821781891O周兰欣，蒋波，陈素敏自然通风湿式冷却塔热力特性数值模拟J水利学报，2009，402L1ALWAKEDR，BEHNIAMCFDSIMULATIONOFWETCOOLINGTOWERSJAPPLIEDTHERMALENGINEERING2006，26438239512JCKLOPPERSACRITICALEVALUATIONANDRNEMENTOFTHEPERFORMANCEOFWETCOOLINGTOWERSDSOUTHAFRICAUNIVERSITYOFSTELLENBOSCH，2003上接第12页4在本文的自动优化设计中，目标函数的选取为设计工况条件下的总压损失系数，这在一定程度上限制了优化的结果。在以后的工作中，可以改变优化设计的优化变量以及可以选择多工况条件下的总压损失系数值为目标函数，期望得到比原型更优的叶型。参考文献1钟兢军，王会社，王仲奇多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望第一部分可控扩散叶型的设计与发展J航空动力学报，2001，1632052112KTISTERS，B，SCHREIBER，HA，KNLER，U，ANDMNIG，R，1999，DEVELOPMENTOFADVANCEDCOMPRESSORAIRFOILSFORHEAVYDUTYGASTURBINESPARTUEXPE