0 引　言

燃气轮机被誉为装备制造业“皇冠上的明珠”，其研制能力体现了一个国家整体科技和工业基础水平，因其具有功率密度高、机动性好等一系列优点，被广泛应用于水面舰船、机械驱动及工业发电等领域。船用燃气轮机大多数时间运行在低工况，且对全工况范围内的气动性能要求不断提高^{[1 − 5]}。作为船用燃气轮机核心部件之一的涡轮，其运行工作条件下参数经常变化，涡轮叶片的攻角也随之变化，导致涡轮叶片流动损失增加，使得涡轮效率降低，影响了燃气轮机的运行经济性。因此在不同攻角条件下，开展近似真实工作环境的涡轮叶片扇形叶栅气动性能试验研究，是深入揭示叶栅内部流动现象，探索损失产生根源的重要途径，更是评价叶栅气动性能优劣最直接有限的手段。

国内外学者针对涡轮叶栅气动性能开展了大量的研究工作。NASA早在1969年就发表了在有6个叶片的扇形叶栅试验件上研究脉动射流对高负荷涡轮静叶性能影响的研究报告^[6]。Wiers等^[7]针对由6个叶片组成的36°扇形静叶栅开展了实验和数值模拟研究，数值模拟结果与实验测量结果在气动性能和损失方面的结果非常吻合。卢俊菘等^[8]对扇形叶栅中导叶相对周向位置对流动影响开展了研究，结果表明，可以通过改变导叶相对周向位置的方法获得周期性好于原型的实验叶栅。钟兢军等^[9]以某高压涡轮导叶扇形叶栅为研究对象，通过数值和实验方法研究非轴对称端壁造型对涡轮叶栅内二次流的控制机制，结果表明，合理造型可有效降低总压损失，抑制二次流，削弱通道涡强度。孟福生等^[10]对大子午扩张低压涡轮2套不同扇形叶栅进行实验研究，分析了流动损失特点和二次流影响规律。结果表明，实验叶栅出口存在2个明显的高损失通道涡，优化端壁曲率有助于改善流动状态。李彦静等^[11]通过数值模拟及试验方法探究可调叶栅过渡态特性，将变几何涡轮导叶进行调节并观察参数变化规律。研究表明，导叶在调大及调小过程中，导叶出口气流角等参数随转角接近线性变化，导叶出口总压损失系数接近抛物线变化。郑国胜等^[12]通过数值模拟和叶栅试验相结合的方式，得到了变几何及固定几何涡轮叶栅出口的流场数据，给出了涡轮叶片转动引起流场结构变化情况及规律。唐国庆等^[13]针对叶片数较少的涡轮扇形叶栅试验不能模拟发动机真实运行工况的问题，采用数值模拟方法对试验件出口导流板进行了结构改型优化，提高了涡轮叶栅试验的准确性。郭伟等^[14]通过研究局部进气条件对涡轮叶栅内部流场的影响，得到了局部进气对涡轮叶栅内部的流场结构的影响。李国强等^[15]等为研究出口马赫数和进气角度对叶栅气动性能的影响进行了试验研究，结果表明试验叶片的气动载荷和总压损失会随着出口马赫数的增加而增大。段文华等^[16]通过对低压涡轮的叶栅进行数值模拟和试验研究，得出气流从某一特征雷诺数开始，在稳态条件下，吸力侧发生了大规模分离。朱兰等^[17]针对某型高压涡轮导向器扇形叶栅试验过程中相邻测试叶片流场周期性差导致气动性能评估较为困难的问题，采用几何设计和数值模拟迭代的方法对试验件进行了改进，从而改善了其周期性，并得到了较为准确的试验结果。李天华等^[18]通过研究不同攻角和出口马赫数对变几何涡轮气动性能的影响，得到了叶栅出口流场的流动结构和性能参数的分布规律。张红莲等^[19]通过对涡轮静叶环进行气动试验研究得出能量损失和出口气流角度均随马赫数的提高而降低。朱高平等^[20]采用数值模拟方法深入研究了总压探针耙周向位置对跨音涡轮叶栅流场结构和叶栅气动性能的影响，给出了影响规律及叶片载荷等参数的变化情况。

本文对某型船用燃气轮机涡轮导叶片进行了改型优化设计，改型后导叶采用了后部加载叶型。在扇形叶栅试验台上，对改型前后（原型和改型）2套导叶进行了不同攻角下扇形叶栅气动性能试验研究，验证导叶优化设计效果，所有的结果可为后续研究工作提供借鉴。

1 试验台及试验叶栅

本文试验在某研究所扇形叶栅试验台^[21]上完成。该试验台的气源具有流量大、压力高等特点，且流量较为稳定，压力波动较小，能够满足本文试验研究各工况对试验台及气源条件的要求。该试验台为本文测试导叶叶栅提供了均匀的入口流场。叶栅试验台的自动测试系统能够保障试验数据的高效快速采集。流场参数测量使用的是五孔球头探针，本试验中采用非对向测量法，该方法在实际测量时操作较为简便，在保证测量精度的同时可以大大缩短测量时间。叶栅前总温总压由固定在稳压箱的总温总压探针完成，总温总压探针孔正对来流。叶栅出口气流参数测量由五孔探针完成，五孔探针在径向和周向移动由六自由度三维自动探针姿态运动坐标架控制完成。

试验叶栅为某型船用燃气轮机涡轮原型及改型导叶。为了降低陪衬叶片对试验测试叶片气动性能影响，采用了8个叶片7个流道进行试验，对中间流道叶片进行参数测量，不影响试验结果的准确性。

图1为导叶原型及改型叶型，原型涡轮导叶采用的是均匀加载叶型设计，而改型导叶的叶型则为后部加载叶型设计。对原型导叶和改型导叶，在栅后马赫数0.6状态下，开展了5个不同进气攻角（Inc=−10°、−5°、0°、+5°、+10°）时叶栅后流场和气动性能参数的测量，并在各测试工况下对改型前后导叶的根部、中部、顶部这3个截面沿叶型的静压系数分布进行测量。

2 试验测量出口流场及损失分布

图2和图3为原型及改型导叶不同攻角下出口速度场分布，可见高马赫区所占面积以-5°攻角为最大，这说明对于涡轮导叶叶栅，最高流动效率（最小流动损失）并不对应零攻角，而是对应小的负攻角。受涡轮导叶端区二次流、端壁边界层和尾迹的影响，在一个导叶节距内，导叶出口流动速度较低的区域有3个部分：上、下端壁附近区域及尾迹区。而沿叶高方向低速区先迅速收缩，然后逐渐扩大。叶顶的低速区几乎占据了全节距宽度和1/4叶片高度所围成的区域，而且随着攻角的增高，该低速区面积增加，马赫数值下降。

图4和图5为原型及改型导叶出口总压损失分布，可以看出改型前后导叶叶栅出口横截面的高流动损失区与图2和图3的低速区相对应，即高损失区也由上、下端壁附近与尾迹区3个部分组成。通常气流的总压损失正比于气动负荷，原型导叶气动负荷沿叶高是降低的，根部气动负荷最高，因此损失系数最大。改型导叶气动负荷沿叶高降低，但不是非常明显，因此相比于原型导叶，其气动负荷分布相对均匀，上、下端区损失系数尽管较中部大，但已明显降低。随着攻角的增大，特别是在+10°攻角时，涡轮导叶的端部损失明显升高。

3 叶片表面静压分布试验结果分析

静压系数的定义为：

${{{C}}_{ps}} = \frac{p}{{P_0^*}} 。$

(1)

式中：${P_0^*}$为导叶叶栅前总压；p为测点静压。

图6为原型和改型导叶不同攻角下（Inc=−10°、−5°、0°、+5°、+10°）根、中、顶这3截面的静压系数沿叶型分布，用于比较分析不同攻角来流状态对叶型压力分布的影响。原型导叶吸力面最低压力点在根、中、顶这3个截面上分别位于距前缘55%、60%、68%相对轴向弦长，显然其属于前部加载叶型。从图中可以看出，尽管原型导叶正负攻角状态时会引起叶片前缘吸力侧或压力侧气流发生过膨胀，形成局部逆压梯度段，但不影响叶片的加载型式，即导叶吸力面最低压力点的位置及压力值与攻角大小无关。与原型导叶明显不同，改型导叶吸力侧最低压力点在根、中、顶这3个跨叶片截面上都位于距前缘0.8相对轴向弦长处，相对原型静叶，在全叶高范围内进一步后加载，即成为后加载叶片。由于吸力面最的低压力点进一步移向尾缘，对沿叶型的边界层流动有2个方面的作用：一是缩短了吸力面出口段的逆压梯度段长度；二是降低了边界层流动对攻角的敏感性。这两方面作用都使得任意攻角下的改型叶片沿流向遭遇较小的逆压梯度，叶型损失低于相对应的原型叶栅。此外，从图中可以清楚看出，原型导叶由叶片根部至叶片顶部气动负荷是减小的，但改型导叶的气动负荷沿叶高方向分布则趋于均匀，在降低2个端区损失的同时，中部叶高气动性能也会得到改善。

4 节距平均出口气流角沿叶高分布

图7为不同攻角状态下原型及改型涡轮导叶节距平均出口气角沿叶高分布。可以明显看出，原型及改型涡轮导叶出口气流角基本都呈现“c”型结构分布，即改型前后导叶出口气流角均是两侧大、中小的分布形式，这与改型前后导叶总压损失系数沿叶高分布相一致。显然优化后的导叶端区损失仍然较大，顶部气流欠偏转达6º，根部气流的欠偏转也达8º，但相比优化前的原型导叶，优化后导叶气流角沿叶高分布更加均匀，根部欠偏转程度明显降低。这是由于改型后导叶采用了后部加载叶型，并优化了导叶沿叶高载荷分布，从而改善了导叶的端区流动，降低了导叶端区二次流损失，这与导叶出口速度场及总压损失系数分布相一致。

5 节距平均总压损失沿叶高分布

定义总压损失系数为：

${{Cpt}} = \frac{{p_0^* - p_{}^*}}{{p_{}^* - p}}。$

(2)

式中：$p_0^*$为导叶叶栅前总压；p^*为当地总压；p为当地静压。

图8所示为−10°、−5°、0°、+5°、+10°这5个攻角状态下原型及改型导叶出口截面节距平均总压损失系数沿叶高的分布。可以看出，对于原型和改型导叶，在任意攻角条件下，总压损失系数沿叶高的分布规律基本相同。在10%叶高下端壁区损失很高，然后将低至较小值。在导叶叶栅中部保持不变，在85%叶高达到上通道涡损失的峰值。85%叶高至叶顶损失再下降到全叶高最低值，随后再提高至叶顶。各叶高基本上都是正攻角的损失略高于零攻角和负攻角，其中以10°攻角总压损失最高。值得的是，与小负攻角（−5°）相比，损失随负攻角的增加而提高的幅度较少，相反，随正攻角增加提高的幅度却愈来愈大。事实上，损失随攻角的变化规律不难理解，负攻角增加，叶片负荷有所下降，但压力侧进口出现扩压段，边界层摩擦损失增加略高于旋涡损失的降低。而当攻角向正值增加时，叶片负荷增大，吸力面进口出现逆压梯度段，旋涡和摩擦损失同时增大。从图中可以看出，对应上通道涡的损失峰值增大特别显著。

对比改型前后涡轮导叶损失系数的变化发现，由于改型后的涡轮导叶采用了吸力面最低压力点位于80%轴向弦长，属于后部加载叶型，使得改型后涡轮导叶沿整个叶高流动损失降低，并且攻角愈大，损失下降的幅度愈大，改型后涡轮导叶的攻角适应性更强，更适合于频繁变工况使用的船用燃气轮机，这与岳国强、王祥锋及本文作者前期试验研究结果完全一致^{[22 − 24]}。

6 导叶总损失及出口气流角分析

图9为原型和改型导叶的质量流量平均总压损失系数随攻角变化情况。表1为原型和改型导叶在不同攻角条件下的总压损失数值，以及改型各攻角总损失值相对原型各攻角下总损失值的变化率。

改型前后导叶的最低损失点均对应于−5°攻角，当攻角小于或者大于−5°时损失均增加，且正攻角时损失增加更为明显。可以看出，改型后导叶比原型导叶的气动性能有明显改善。首先，在−10°～+10°的攻角范围内，改型后的导叶损失明显低于原型，且随着正负攻角的增大，改善更加明显，这对于长期运行在变工况条件下的船用燃气轮机改善经济性十分有利；其次，改型后的导叶攻角适应性更加优良，这是由于改型导叶采用了后部加载叶型，所以总压损失系数随攻角的变化曲率比原型更加平缓。

7 结　语

利用扇形叶栅试验台，对某型船用燃气轮机涡轮的原型和改型导叶进行了扇形叶栅气动性能试验，得出如下结论：

1）与原型导叶相比，改型后的导叶载荷分配更加合理，出口流场更加均匀，不仅总压损失明显降低，而且攻角适应性更好，改型燃气轮机涡轮导叶改型是成功的。

2）沿叶高载荷趋于均匀分布不仅有利于改善涡轮导叶端区流动损失，还能够使得导叶出口气流角沿叶高分布更加均匀，改善涡轮导叶端部气流角欠偏转的情况。

3）由于改型导叶采用了后部加载叶型，且采用了全三维优化手段对叶型进行了优化，使得改型后导叶沿整个叶高流动损失明显降低，并且攻角愈大，损失下降的幅度愈大，后部加载叶型更适用于频繁变工况使用的船用燃气轮机。

4）改型后导叶较原型在−10°～+10°的攻角范围内，总压损失明显降低，且攻角适应性更加优良，改型导叶气动性能有明显改善，对于改善燃气轮机的经济性十分有利。