失速先兆抑制型机匣处理研究进展

孙晓峰,孙大坤*

北京航空航天大学 能源与动力工程学院,北京 100191

目前单级风扇/压气机部件实验压比已达到2.2～2.4以上[1]。而理论上,压缩系统平均级压比只需要达到1.85,就能够设计出推重比为15～20的航空涡扇发动机。然而,从20世纪90年代初代表推重比为10量级的F119发动机诞生算起,20余载过去了,国内外研究人员为此付出了不懈努力,但推重比为20量级的发动机至今未见端倪。

原因何在?

诚然,影响航空发动机性能的因素纷繁复杂,甚至涉及诸多学科,但其中一点至关重要,那就是风扇/压气机流动稳定性问题。随着推重比的提高,叶片工作负荷不断增加,单级部件本已工作在极限负荷状况下,加之运行工况变化复杂,多级压缩系统级间流场匹配愈发困难,使得压气机流动稳定性问题变得愈发严重,稳定性设计任务随之变得越来越艰巨。

事实上,国内外研究人员一直在努力寻求先进、有效的流动扩稳控制技术,而机匣处理是目前最有效的扩稳控制技术措施之一,其结构简单、可靠性高、抗进气畸变能力强,在JT-9D、Aπ-31Φ、EJ200、甚至F119等发动机上均得到了应用。

传统机匣处理设计大致经历了3个不同的研究阶段。初期研究重点放在究竟何种机匣处理结构形式能够改善失速裕度。为了优化机匣处理设计,其扩稳机理研究受到了极大关注。1977年,Takata和Tsukuda[2]认为槽道与主流之间的动量交换以及再分配是轴向槽机匣处理影响裕度的主要原因。1984年,Fujita和Takata[3]进一步得出,机匣处理在起到扩稳作用的同时会以牺牲效率为代价,而且扩稳作用越强,流动损失越大。Smith和Cumpsty[4]认为机匣处理提供了一个流动通道从而有助于消除叶片压力面附近的堵塞。Lee和Greitzer[5]发现处理轮毂的抽吸和喷射都可以有效提高稳定裕度,并认为向主流喷射气流的扩稳效果是由其流向动量起主要作用的。

在第2阶段,设计目标转向扩稳的同时避免造成效率损失。其中,最具代表性的机匣处理结构是背腔或凹槽式机匣处理,这种结构形式可以形成再流通的通道[6]。Kang[7]和Azimian[8]等认为这种机匣处理的存在并非是减小叶尖攻角、增加尖部总压,抑或是回流和高速喷流增加了裕度,而是由于机匣处理消除了尖部的旋流。Ziabasharhagh等[9]进一步证实了该机匣不仅能够改善压气机失速裕度,而且对进气畸变也有较好的承受能力。近年来,周向槽机匣处理由于不仅结构简单便于数值模拟,而且更容易控制效率损失,受到业内的广泛关注。2010年,Houghton和Day[10]对机匣处理单个周向槽的轴向位置的研究发现,存在两个最佳扩稳效果的轴向位置(8%和50%弦长)。但是机匣处理位于8%弦长位置时,会由于流动分离和径向掺混导致效率损失严重,而位于50%弦长位置时,仅仅是增加了近槽道区域流动的切向速度,避免了效率损失。此外,日本东京大学JPL(Jet Propulsion Laboratory)实验室[11]、中国科学院工程热物理研究所聂超群等[12-13]目前均在开展周向槽机匣处理结构参数敏感性方面的相关研究工作。

在第3阶段,研究人员将机匣处理应用于多级压气机,不仅要改善失速裕度,同时必须兼顾级间流场匹配问题[14],尽可能地保持压气机原有的压升性能和叶片负荷分布。2011年,Kroeckel等[15]对一台多级高压压气机开展2级机匣处理实验研究,结果发现,机匣处理能够显著地提高压气机的失速裕度,但压气机的压比特性以及流场局部流动结构(如压力的径向分布、叶尖的出口气流角)都发生了明显的改变,因此多级压气机的级匹配完全被改变,导致包括涡轮部件的整个发动机都必须重新进行匹配设计。

近年来,研究人员还针对机匣处理的扩稳机理开展了大量的数值研究工作。1993年,Crook等[16]通过一个简单的模型模拟了机匣处理对压气机的作用,结果表明,机匣处理可以从叶栅通道的后部吸入低压气体,并从前部泵入高速流体从而抑制了尖部的泄漏涡产生的堵塞,达到扩稳的目的。Brignole等[17]认为可以通过减少间隙泄漏涡和激波的强烈相互作用,从而减少损失,来弥补机匣处理所带来的熵增,进而设计出合理的结构,改进级效率。Wilke和Kau[18]重点讨论了轴向槽机匣处理的作用以及机匣轴向位置的影响。结果证明:机匣轴向位置适当前移后,对间隙泄漏涡的稳定作用依然存在,但是减少了对叶片通道内流动的影响,可以保证裕度改进的同时减少效率损失。2005年,Iyengar等[19]数值模拟所谓的自循环机匣处理,认为这种机匣处理提供了一条回流路径,将尾缘下游低动量流体移走,而在前缘叶尖区域喷入高速流体。2012年,Gourdain等[20]针对Snecma三级高压压气机开展多通道非定常雷诺时均Navier-Stokes(RANS)数值模拟,结果发现机匣处理能够明显改善压气机的稳定工作范围,但相关研究工作并未给出实验对比结果。同时,认为旋转失速是由上游静子尾迹以及转子叶尖泄漏流导致的,而机匣处理改善了局部流场细节,这种机理分析局限于数值模拟得到的压气机流场特征的观察。

按照已有的研究策略和方法,机匣处理扩稳机理研究比较一致的结论是:认为轴流压气机流场中叶尖和叶根处的流动最为复杂和恶劣,失速也通常在叶尖或叶根处发生。因此,如果能够改善尖部或根部的流动,有效地消除堆积的附面层,减小叶尖负荷,自然可以延迟失速的发生。机匣处理的作用是使得高压区气流流入机匣内部然后从低压区(如叶片前缘处)流出,流动通道的存在改善了叶片通道的流动结构和阻塞特性,从而使系统变得稳定,而槽道回流与主流的动量掺混是损失的主要来源。所以,如果是叶片尖部有分离流动,则必须用“tip casing treatment”；而轮毂有分离流动,则必须用“hub casing treatment”[21]。目前的机匣处理研究均是沿着怎样改善流动结构以及如何控制流动分离这一思路进行的。

然而,尽管机匣处理在工程实际中已有成功案例,但因为缺乏深入的机理认识而不得不严重依赖研究人员的经验或“试错”的办法进行设计,往往在某种型号压气机上运用成功的机匣处理技术,在另一种型号上要么最佳扩稳效果偏离设计点,要么根本毫无效果。另外,机匣处理由于不可避免地带来压气机性能改变、效率损失等一系列问题而极大地限制了其进一步的应用。

综上所述,机匣处理扩稳技术的设计目标主要包括:提高失速裕度,保持压气机峰值效率和压比特性,同时结构简单,扩稳机理明确,有理论准则指导工程设计。

图1 SPS机匣处理控制方法的研究思路Fig.1 A road map for hybrid control using SPS casing treatment

图2 SPS机匣处理波涡相互作用示意图Fig.2 Sketch of wave-vortex interaction in SPS casing treatment

1 失速先兆抑制型(SPS)机匣处理基本原理

近年来,笔者团队在气动声学和非定常流动控制方面开展了长期的理论[22-27]和实验[28-29]研究,并基于三维旋转失速稳定性模型[22-23]发展了一种旨在通过改变失速先兆起始和演化过程的失速先兆抑制型(Stall Precursor-Suppressed,SPS)机匣处理方法[30-38]。该方法的基本学术观点是,通过设计一种带背腔的斜槽式机匣处理,改变动力系统的边界条件,并通过波涡相互作用对系统增加阻尼效应,耗散流场中的低频扰动波能量,改变失速先兆的起始和演化过程,抑制其非线性放大,从而改变动力系统的非定常演化行为。

压气机流动稳定性问题可以用一个具有分布参数性质的微分动力系统(以下简称动力系统)来描述,而初始条件和边界条件均可以影响或改变动力系统的演化行为。由于发动机工作状态复杂多变,很难改变其初始条件,因此可以考虑通过某种手段来改变其边界条件,就有可能影响失速先兆的演化而起到扩稳效果(如图1所示)。对于一个压气机系统而言,从改变边界条件来影响其系统行为演化的角度来研究压气机流动稳定性问题,就可以从根本上避免时间延迟问题。

传统机匣处理希望通过改变流动堵塞特别是叶片尖区的堵塞实现扩稳目的,和这些研究的出发点不同,本文将设计一种新型机匣处理用来影响失速先兆的演化而不是改变压气机任何区域的平均流场。如图2所示,SPS机匣处理包含一个环形背腔和带有圆孔或斜槽的穿孔板,并不带有复杂几何诸如导流叶片和分流环[39-40]。这样,安装在叶尖区域的机匣处理,会必然产生类似于已有的凹槽机匣处理一样的回流通道(如图2所示)。显然,无论压气机工作在何种工况下,这个回流会自然存在。对于这种带气室的机匣处理,叶尖气流会从斜槽后缘流进气室,再从斜槽前缘流出(如图2所示,图中:hb为背腔的深度；lb为背腔的长度；δ为斜槽与转子叶尖的轴向重合度),这种流进、流出产生的脱落涡街或涡环,会与流场中的各种压力扰动发生相互作用,即波涡相互作用(也称为涡声相互作用),相对于流场中上传的压力扰动而言,SPS机匣处理相当于为系统提供了一种非定常阻抗边界条件,增加了系统的阻尼效应,从而抑制了失速先兆的非线性放大。实际上,这一问题与涡声(或波涡)相互作用有着紧密的联系。

实验研究发现,当流体流过带有气室的多孔板或多缝板时,无论是流入还是流出,只要绝对速度相等,所导致的非定常边界或阻抗边界是相同的。而流进、流出的结果是在多孔板或多缝板的孔缝边缘产生涡环或涡街,而这些涡将与作用在壁面的压力波(或声波)相互作用,发生能量交换,此时所发生的波能或声能转化为涡能。其中,通过孔缝的流动速度会对壁面阻抗产生很大的影响,因为该速度的大小直接影响脱落涡的强度。值得注意的是,壁面边界条件会极大地改变流程中的各种非定常扰动,物理上,通常用阻抗这一概念来描述系统的边界条件[41]。事实上,穿孔板的吸声系数会随着穿过孔缝的流动速度(偏流)而发生改变。应用涡声理论,Bechert[42]和 Howe[43]进一步发展了一种带偏流的穿孔板的吸声系数模型。近年来,研究人员对更加复杂的情况开展了深入的研究工作[44-46]。相关的研究显示,带偏流的穿孔板不仅会改变阻抗条件,即能量吸收系数,还可以通过调整偏流来改变吸声频率的范围。

因此,从对失速先兆的非定常抑制作用角度出发,SPS机匣处理实际上是改变了系统的边界条件,提供了一种非定常“软”边界,即入射到机匣壁面的失速先兆波的能量由于波涡相互作用机制被耗散掉,进而抑制了它的非线性放大所导致的失稳。这就是SPS机匣处理扩稳的基本原理。若从这一角度来研究风扇/压气机的流动稳定性问题,将对SPS机匣处理的扩稳机理产生新的认识并提出更有效的设计方法。

图3 SPS机匣处理设计流程图Fig.3 Flowchart for SPS casing treatment design

2 SPS机匣处理扩稳设计方法

图3为SPS机匣处理设计流程图,主要包括阻抗边界模型(见图3中①),压气机失速起始预测模型(见图3中②),SPS机匣处理理论设计方法(见图3中③)和扩稳实验研究(见图3中④)4个部分。

由于本文主要关注的是SPS机匣处理扩稳实验研究方面的工作进展,关于压气机失速起始理论模型[22-23,47-49]和SPS机匣处理设计方法[30-32]方面的相关研究工作,本文不再赘述。但需要指出的是,风扇/压气机稳定工作范围的确定,无论是在初始设计阶段,还是部件/整机试车阶段,甚至是安装到飞机上以后,一直都在困扰着设计人员。尽管随着经典叶轮机设计理论和现代三维数值模拟技术的不断发展,各种理论模型和实验数据库也更加完善,研究人员的确可以通过积累足够的设计经验来对风扇/压气机的稳定工作范围进行预估和判断,但通常会做出抑或乐观抑或保守的裕度估计。笔者团队基于小扰动理论和特征值方法,分别发展了一种基于激盘法的多级压气机稳定性模型[22-23]和一种通过构建体积力模型包含叶片造型影响的叶轮机流动稳定性通用理论[47-49],为快速准确评估风扇/压气机稳定工作范围提供了有效的理论校核工具,同时结合壁面阻抗理论模型,为SPS机匣处理理论设计奠定了研究基础。本文将详细介绍在亚声速、跨声速压气机实验台上开展的扩稳实验研究工作,这里仅给出部分理论设计结果[30-33]。

图4给出了亚声速风扇TA36和跨声速压气机J69 Stage的失速起始理论预测结果,图中:G为质量流量。可以看出,失速起始点理论预测结果与实验结果基本完全一致。

图5给出了SPS机匣处理(CT)的理论设计结果,图中:σ为穿孔板的穿孔率；Mab为偏流马赫数。可以看到,不同结构参数的SPS机匣处理对压气机失速起始点带来不同的改善效果,亚声速风扇TA36的流量裕度改善可以达到7.6%,跨声速压气机J69 Stage流量裕度可以提高6.8%。

图4 风扇/压气机失速起始理论预测Fig.4 Theoretical prediction of stall inception point for fan/compressor

图5 SPS机匣处理理论设计Fig.5 Theoretical design for SPS casing treatment

需要说明的是,要开展SPS机匣处理扩稳效果的理论评估,必须预先获取由于机匣处理的存在而导致的压气机稳定工作范围之后的流场性能参数,包括压力、速度、密度、温度以及流动损失和偏转关系。然而,显而易见的是在机匣处理设计阶段是无法提供由于机匣处理存在而导致的裕度扩大区域内的气动参数的。因此,发展了一种基于原有稳定区域内的气动参数的最小二乘拟合外推法,获得外推流量状态下的气动参数,从而实现带有SPS机匣处理的压气机稳定性预测[32]。而这一方法必须以SPS机匣处理扩稳的同时不明显改变压气机的工作特性为前提。这一假设将在后文中通过SPS机匣处理扩稳实验来验证其合理性。

3 SPS机匣处理扩稳实验验证

3.1 实验台简介

1)亚声速风扇TA36

低速高负荷单级轴流风扇TA36实验台(见图6)专门用于开展SPS机匣处理扩稳实验研究,该风扇采用小展弦比设计,负荷系数达到了0.258。表1给出了低速风扇TA36的主要设计参数。

图6 亚声速风扇TA36实验台侧视图Fig.6 Side view of subsonic fan TA36 facility

表1 亚声速风扇TA36实验台主要设计参数Table 1 Design parameters of subsonic fan TA36

低速风扇实验台的结构如图7所示。图中:1为双纽线型面流量测量管用于测量质量流量G；2为流量管壁面静压测点,用于测量进口静压p0；3为压气机进口总压测点,用于测量进口总压p*1；4为压气机转子；5为压气机静子；6为压气机出口总压、静压测点,用于测量出口总压p*2、出口静压p2；7为异步交流电动机,即实验台的动力源；8为后支板。0-0截面:进口流量测量截面；I-I截面:壁面动态静压测试截面。

图7 亚声速风扇TA36实验台结构示意图Fig.7 Schematic of subsonic fan TA36

图8 亚声速风扇SPS机匣处理Fig.8 Schematic diagram of subsonic fan SPS casing treatment

根据SPS机匣处理理论研究结果,设计一种带气室和穿孔板的机匣处理(见图8)。图中:1为机匣处理支架,内壁面加工有不同直径的槽道,与外环配合形成不同容积的背腔(即气室)；2为机匣处理外环,形成封闭腔体；3为机匣处理内环,可以改变斜槽几何参数；4为帽锥,固定在转子上,随转子一起转动；5为气室；6为压气机转子；7为压气机静子。它可以通过调节穿孔板的穿孔率和气室的容积等调节壁面边界阻抗。具体的结构参数为:穿孔板穿孔率6.4%(周向均布24个斜槽,槽宽为3 mm),斜槽长度为75 mm,背腔深度为60 mm(简称为“L60”型SPS机匣处理)。

2)跨声速压气机J69 Stage

SPS机匣处理跨声速压气机扩稳实验是在北京航空航天大学单双级跨声速压气机实验台(见图9)上完成的,设备总体布局见图9(a)。图9(b)为跨声速压气机实验台上的SPS机匣处理实验段。图9(c)给出了测试系统布局,0-0截面:进口流量测试截面；I-I截面:进口总压和壁面动态静压测试截面；II-II:出口总压测试截面。本实验转子为J69-T41A发动机轴流跨声速转子,主要设计参数见表2。

依照SPS机匣处理理论研究结果,设计了一套可以调节壁面斜槽以及背腔容积的SPS机匣处理实验装置(见图10)。机匣处理结构参数如下:斜槽数目分别为24槽、30槽和45槽(相应的壁面穿孔率分别为6.4%、8%和12%),背腔深度分别为5 mm、35 mm和75 mm。轴向圆弧形斜槽长度为65 mm,壁面厚度为10 mm。

图9 跨声速压气机J69 Stage实验台及测试系统示意图Fig.9 Schematic diagram of transonic compressor J69 Stage rig and measurement system

表2 跨声速压气机J69 Stage主要设计参数Table 2 Design parameters of transonic compressor J69 Stage

图10 跨声速压气机SPS机匣处理Fig.10 Schematic diagram of SPS casing treatment

3.2 气动性能参数定义

1)跨声速压气机J69 Stage

质量流量G:

式中:k′为比热比；φ为流量系数,即实际流量与理论流量之比,经测量φ=0.992；A0为流量管测量截面处的几何面积；为测量截面处的气流总压,在流量管加工良好的情况下,可以由当地大气压力代替pH；为测量截面处的总温,可以由当地大气温度代替TH；q(λ0)为测量截面的无因次密流的气动函数,可根据π(λ)=查表求0出q(λ0),p0为测量截面上均布的4个壁面静压的平均值。

式中:cp为定压比热；T1*为进口总温；Nk为压气机消耗的功率,可由转速和扭矩得到。

综合失速裕度SM:

2)亚声速风扇TA36

为了更明显地观察到失速现象,引入ψ-φ静压升系数特性曲线。

静压升系数ψ:

式中:Vx为进口轴向速度；Um为转子叶中切向速度。

风扇效率η:

式中:Ne为电机扭矩；电机效率ηe=0.89,机械效率ηm=1.0。

流量裕度SM′:

式中:qmd和qms分别为设计点和失速点质量流量。

流量和转速都根据相似理论进行换算:

式中:Gcor为换算质量流量；ncor为换算转速；n为转子工作转速。

为了验证实验数据的准确性,进行多次不同大气压力和温度情况下各百分比转速的光壁重复性实验,将多次实验进行平均作为扩稳实验的基准,得到稳态流量误差带在0.5%以内,效率误差带在1%以内。

3.3 扩稳实验结果

1)亚声速风扇TA36

图11给出了L60型SPS机匣处理在亚声速风扇TA36上的扩稳实验结果[31]。从图11(a)可以看到,SPS机匣处理明显拓宽了风扇稳定工作范围,流量裕度SM′提高了4%～5.5%,综合失速裕度SM提高了12%～15%。此外,SPS机匣处理在扩稳的同时,能够保持压气机原有的压升特性(见图11(a)),并且不带来明显的效率损失,甚至在某些工况下效率会略有提高(见图11(b))。

2)跨声速压气机J69 Stage

图12～图14给出了不同穿孔率下SPS机匣处理在跨声速压气机J69 Stage上的扩稳实验结果[33]。图13中:BP-A为开始节流的起始流量基准点。可以看到,SPS机匣处理同样能够明显拓宽压气机稳定工作范围,流量裕度SM′提高了3.5%～9.3%,综合失速裕度SM提高了4%～12%。此外,SPS机匣处理在扩稳的同时,只有当穿孔率较小且背腔较大时,才能够保持压气机原有的压比特性和效率特性,否则将会带来压比特性改变和明显的效率损失(2%～3%左右)。

图11 σ=6.4%时SPS机匣处理扩稳实验研究(亚声速风扇TA36)Fig.11 Stall margin characteristics of SPS casing treatment when σ=6.4%(subsonic fan TA36)

图12 σ=6.4%时SPS机匣处理扩稳实验研究(跨声速压气机J69 Stage)Fig.12 Stall margin characteristics of SPS casing treatment when σ=6.4%(transonic compressor J69 Stage)

图13 σ=8%时SPS机匣处理扩稳实验研究(跨声速压气机J69 Stage)Fig.13 Stall margin characteristics of SPS casing treatment when σ=8%(transonic compressor J69 Stage)

图14 σ=12%时SPS机匣处理扩稳实验研究(跨声速压气机J69 Stage)Fig.14 Stall margin characteristics of SPS casing treatment whenσ=12%(transonic compressor J69 Stage)

图15 光壁近失速点状态下静子后总压比展向分布Fig.15 Spanwise distribution of total pressure ratio behind stator at near stall point of mass flow with solid wall

为了评估SPS机匣处理对压气机流场结构的影响,图15给出了SPS机匣处理对跨声速单级压气机J69 Stage总压比沿径向分布的影响,从一个侧面实验验证了SPS机匣处理对压气机流场结构的影响效果[35]。可以看到,相同流量(光壁情况近失速点)情况下,当SPS机匣处理明显改变压气机压比和效率特性时(如图12中腔深hb=35 mm以及图14中穿孔率σ=12%情况),相应的总压比沿径向分布也将发生明显的改变。而当SPS机匣处理能够保持压气机原有工作性能时,叶片负载沿径向的分布也基本保持不变。该实验结果证实,当SPS机匣处理保持压气机原有的压比特性和效率特性时,可以认为其基本没有改变压气机的径向负载分布,也就不会明显地改变压气机内部流场结构。

4 SPS机匣处理扩稳机理实验研究

基于波涡相互作用改变系统阻抗边界的非定常机理假设发展的SPS机匣处理扩稳理论设计方法不仅能够准确预测风扇/压气机的失速起始点,而且能够对机匣处理的扩稳效果进行定量评估。依据该方法给出的理论结果设计的SPS机匣处理,在亚声速风扇和跨声速压气机实验中均取得了较好的扩稳效果,并且能够较好地保持风扇/压气机原有的特性,不带来明显的特性改变和效率损失。为了更好地揭示和验证SPS机匣处理的扩稳机理,将从非定常角度,开展SPS机匣处理对失速先兆波产生及发展的影响效果的实验研究。

采用Kulite高频响动态压力传感器对压气机上游的壁面动态静压信号进行实时采集,测点位置在靠近转子前缘动叶机匣壁面上,距离转子前缘约一个转子弦长位置,8支传感器沿周向均布(如图7所示I-I截面)。

在对信号进行数据分析处理过程中,采用了空间傅里叶变换(SFT)、功率谱密度(PSD)分析等方法[50]。对8支传感器测得的动态压力信号经过带通滤波(0.1～1.2倍转子轴频率的通频带)后进行空间傅里叶变换,得到k阶谐波系数:

式中:Ck为复傅里叶变换谐波系数；pn为扰动压力；N=8；-3≤k≤4。

谐波系数Ck(t)是随时间变化的,对其进行功率谱密度分析可以得到该谐波的传播频率及相应的能量大小。

功率谱密度(Power Spectral Density,PSD)定义为

式中:F(ω)为Ck(t)的Fourier系数。

图16给出了亚声速风扇TA36在逐渐截流进入失速阶段的静压信号的时间演化图[31]。可以看到,每支传感器在压气机进入失速之前,信号都有明显的压力扰动出现,而且可以清楚地看到其在压气机中沿周向传播(图中斜线所示),并且逐渐增大最后进入失速的过程。其中,横坐标单位是绝对时间,可以看到,在低速风扇实验中,从出现明显的失速先兆信号到压气机完全失速,时间仅约为0.1 s。

图16 亚声速风扇TA36静压扰动信号时间演化Fig.16 Time evolution of static pressure perturbations for subsonic fan TA36

选定如图13(a)所示的起始点BP-A,以相同的节流速度对光壁机匣和机匣处理两种情况进行节流实验,这样可以使得二者的流量关系对应起来,在整个节流过程中相同的时刻保持近似相等。对动态静压信号进行PSD分析(见图17),可以看到,在相同流量起始点、相同截流速度时,低频扰动(0.5～0.6倍转子轴频率)在光壁机匣条件下,其幅值在超过10-6量级时会进入失速(如图17(a)中160转后),而此流量状态下,机匣处理的存在,不仅会吸收扰动的能量使其维持在较低水平,而且当流量进一步降低(即时间轴向右推移),低频扰动的幅值可以逐步增大,甚至超过10-6量级,达到1.5×10-6的水平而不失速,直到流量随着更进一步的截流而降低到更低的状态(如图17(b)中680转后)才进入失速。这充分说明机匣处理能够有效地抑制失速先兆波的发展,从而推迟压气机系统进入失速状态,扩大其稳定工作的范围[31]。

图18给出了跨声速压气机J69 Stage节流情况下进入失速过程中失速扰动信号的时间演化对比结果[33]。可以看到,在相同流量起始点、相同截流速度时,在光壁机匣条件下(见图18(a)),压气机流场中存在明显的低频扰动(0.5～0.6倍转子轴频率),当节流至700转时压气机进入失速。而机匣处理存在情况下(见图18(b)),流场中几乎观察不到明显的低频扰动信号,直到流量随着进一步的节流而降低到更低的状态(如图18(b)中2 000转后)才进入失速。

因此,通过对比观察节流过程中压气机流场内低频扰动信号的演化,SPS机匣处理的存在,使得系统的边界阻抗特性发生了改变(见图1),增强了对低频扰动波能量的吸收能力,可以抑制低频扰动波进一步放大,使其能量维持在较低水平。正如图2所示,带气室的机匣处理在工作时,叶尖气流会从斜槽后缘流进气室,再从斜槽前缘流出,这种流进、流出的气流在孔缝边缘产生脱落涡街或涡环,可以有效地吸收压力扰动波,抑制失速先兆波的非线性发展,推迟压气机系统进入失速状态,扩大其稳定工作的范围。

图17 亚声速风扇TA36失速过程中PSD对比Fig.17 Comparison of PSD during stall process in subsonic fan TA36

图18 跨声速压气机J69 Stage失速过程中PSD对比Fig.18 Comparison of PSD during stall process in transonic compressor J69 Stage

5 未来发展趋势

随着未来战机对高机动、高隐身特性的不断追求,更容易诱发多级压气机流动失稳问题,而其影响因素更加纷繁复杂,诸如转子/静子气动布局(叶片造型、叶片数、叶尖间隙、转静间隙),压气机进口畸变来流条件[34],高低压压气机匹配(转速、级负荷分配、径向/周向流场分布)等。如何将这些几何、气动影响因素包含到SPS机匣处理的理论设计中,是一个值得深入探讨的科学问题,而能否将SPS机匣处理成功应用于多级压气机的流动稳定性问题,尚有待于开展进一步的研究工作。

6 结 论

1)SPS机匣处理理论设计模型预测该项扩稳技术能够分别提高亚声速风扇和跨声速压气机流量裕度7.6%和6.8%。

2)SPS机匣处理扩稳实验结果显示,亚声速风扇和跨声速压气机流量裕度分别提高5.5%和9.3%,综合失速裕度均达到12%以上,并且在小穿孔率大背腔情况下能够保持压气机原有的压升特性、峰值效率以及叶片负荷分布。

3)SPS机匣处理基于波涡相互作用改变动力系统的阻抗边界条件,影响流场中失速先兆,从而抑制旋转失速发生。其扩稳机理明显有别于传统机匣处理力图改变压气机尖区流动结构的扩稳思路(避免造成明显效率损失),也完全不同于主动控制技术对消失速先兆波的策略。

致 谢

感谢中国科学院工程热物理研究所聂超群、林峰研究员以及李继超、刘乐在跨声速压气机实验中的大力支持。

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