大攻角范围超声压气机叶栅激波波系研究

唐　凯，葛　宁，顾　杨，向宏辉，温珍荣（.中国燃气涡轮研究院，四川江油6700；.南京航空航天大学能源与动力学院，南京006）



大攻角范围超声压气机叶栅激波波系研究

唐凯1，2，葛宁2，顾杨1，向宏辉1，温珍荣1
（1.中国燃气涡轮研究院，四川江油621700；2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

摘要：对超声压气机叶栅的多攻角工况进行试验，利用纹影仪、油流试验及叶片表面等熵马赫数分布结果进行对比分析，观察到大攻角范围下叶栅激波波系结构发生了明显变化。为揭示激波结构变化原因，利用NUAA计算程序对叶栅进行仿真。研究发现，大攻角状态下叶栅通道中斜激波产生的原因，为前通道激波诱发附面层分离再附后，气流为沿叶片表面继续流动，从而形成斜激波；由于斜激波的增压降速，导致尾缘激波非常微弱甚至消失。

关键词：压气机；超声叶珊；激波；波系结构；附面层；大攻角；试验；数值仿真

1　引言

随着现代战机战术技术指标的不断提高，促使航空发动机向着高效率、高推重比的方向发展。作为发动机核心部件之一的压气机，需向更高级压比、更低损失、更宽稳定工作范围发展［1-2］。当前压气机设计中增加级压比的主要方法之一，是提高发动机进口马赫数，利用激波增压。但高的进口马赫数意味着较高的激波附面层损失，且过强的激波与附面层分离，对压气机效率及稳定性十分不利。为降低损失，目前进口马赫数一般控制在1.5以下。因此，如何在低损失工况下提高来流马赫数、合理地利用激波增压，已成为相关学者的研究重点，而对激波波系结构的控制更是重中之重。

目前，国内外对于激波的控制只是针对于设计工况，并没有开展大攻角范围内的激波波系结构研究。如国外公布的超声叶栅主要为ARL-SL19与PAV-1.5叶型数据［3］，前者设计马赫数为1.61，波系结构为弓形波、前通道激波、λ激波、前通道激波反射波、尾缘准正激波，其试验数据中攻角变化范围很小；后者设计马赫数1.5，波系结构为弓形波、预压缩波、前通道激波、λ激波、后通道准正激波，试验中攻角变化范围为6°，在该攻角范围内波系结构并没有发生变化。Weber［4］虽然在多个攻角下对平面叶栅进行了试验，但该叶型设计进口马赫数仅为0.85，没达到超声状态。国内的研究大多针对马赫数0.8～1.2范围内的跨声速叶栅，少有关于高马赫数下大攻角范围内激波波系结构变化的研究报道。

为研究超声叶栅在大攻角范围下激波的结构与损失机理，本文开展了某型超声叶栅的试验研究与理论计算，探寻了不同攻角下超声叶栅激波波系结构变化特点和变化原因。

2　试验方案

2.1试验设备

试验在中国燃气涡轮研究院超、跨声速平面叶栅风洞中进行。该设备为暂冲吹入大气式平面叶栅试验器，可进行亚、跨、超声速压气机和涡轮平面叶栅吹风试验。其气流角可调范围为20°～90°，最大流量为22.4 kg/s，稳定工作时间大于4 min［5］。

2.2叶栅试验件

叶栅为某型高超声叶栅（图1），展弦比为1.67，稠度为1.91，试验攻角范围为-1.42°～+6.58°。该试验件由两侧有机玻璃栅板、基本叶片及测压叶片组成。

图1 叶型简图Fig.1 The sketch of the blade airfoil

2.3试验方法

试验时，根据试验件设计马赫数选取对应喷管，并通过调压阀、放空阀调节试验件进口马赫数。由于试验件为超声叶栅，试验件前端附面层增厚趋势明显，所以在试验件上、下壁面分别进行附面层抽吸，并通过监测栅前静压周期性来调节抽吸压力。通过调节圆盘角度改变进口气流角。

2.4测试方法

叶栅风洞压力和温度使用常规PSI电子扫描阀、VXI总线等系统采集，尾迹采用三孔楔形探针测量，激波的存在使用纹影仪测量。由于受设备空间限制，纹影仪所用光路需经过主反射镜多次传递，直到在相机上清晰成像。另外，对相同来流马赫数、不同攻角的典型工况，采用油流显示进行数据捕获。

3　试验数据分析

图2为设计马赫数下不同攻角（i）时的叶栅纹影图。可见，该叶栅波系由弓形波、前通道激波、前通道激波反射波及后通道激波构成；随进口攻角的减小，弓形波位置基本不变。在设计马赫数下，6.58°攻角时叶片吸力面有明显的λ激波出现，在其他角度下并不明显；只在此角度下发现叶片吸力面50%弦长处出现一斜激波。

为证实上述斜激波的存在，做出两组工况下叶片表面等熵马赫数（以试验马赫数与设计马赫数的相对值表示）的分布图，见图3。可见，6.58°攻角时，在压力面50%弦长处速度骤降，表明此种情况下确实存在一道激波入射到压力面上；而0°攻角时，叶片压力面50%弦长处也出现了速度骤降。为判断其速度骤降是由前通道激波反射波引起还是由斜激波引起，对该典型工况进行油流试验。图4示出了两种工况下的叶片油流照片。可见，6.58°攻角时，吸力面附面层在40%弦长处发生分离，而压力面附面层从前缘开始分离一直持续到33%弦长处，附面层再附后，在约65%弦长处又发生了较弱分离；0°攻角时，叶片吸力面附面层在90%弦长处发生分离，压力面附面层则在70%弦长处发生分离。这说明当攻角增大时，吸力面的激波发生点前移，并且导致其压力面的激波入射点前移，从而造成了压力面速度骤降。

图3 叶片表面等熵马赫数分布图Fig.3 The Mach number distribution of the blade surface

图4 设计马赫数下叶片油流图片Fig.4 Surface oil flow visualization pictures at design inlet Mach number

图5 不同攻角主要波系结构示意图Fig.5 Shock wave system of different attack angle

对比分析图2～图4可得出，不同攻角时的主要波系结构如图5所示。可见，攻角范围变化时叶栅的波系结构会发生明显变化，大攻角状态下通道中出现了一道斜激波。

4　数值计算及分析

为探寻不同攻角下激波波系结构变化原因，对该叶栅S1流面进行了CFD数值计算。计算采用自开发NUAA程序，通过NUAA程序网格前处理，生成平面叶栅H-O-H网格，网格数共44 932。求解N-S方程采用雷诺平均模拟，使用的S-A一方程模型为涡粘封闭模型，对同一进口马赫数下多个攻角工况进行计算。计算过程中给定进口总压、进口总温、进口等熵马赫数、进口速度方向与出口背压，叶片表面采用无滑移边界条件，流道侧面采用周期性边界条件，物性条件按照理想空气进行计算。

图6示出了各攻角下的马赫数等值线分布，图7给出了6.58°攻角时叶片表面等熵马赫数计算值与试验值的对比。可见，虽然试验和计算得到的叶片表面马赫数绝对值有所差异，但其变化趋势一致，对激波结构的捕捉不会带来影响。图6显示i=6.58°时，激波波系与其他两组工况有所差别。结合图7和图4（b）可发现，叶片压力面约6%弦长处的速度骤降，是因为前通道激波反射波在压力面引起了附面层分离，受分离作用的影响，激波后高压区向前传递距离达到附面层厚度的几百倍［6］；此外，由于高压区前传，叶片表面流线凸起，便在压力面形成了明显的λ激波。25%弦长处的速度骤降是气流经过λ激波后支的缘故。在此之后，附面层再附，由于叶型及通道的原因，气流在压力面33%弦长处开始加速。60%弦长处速度又一次骤降，是因为吸力面存在斜激波。根据图6（a）可看出，此斜激波位于吸力面λ激波引起的分离泡后端，主要原因是在分离泡的后端气流需改变流向，沿叶片表面流动而形成。而在较小正攻角下，前通道激波反射波明显，且在压力面形成λ激波，在设计攻角及较小负攻角下，只产生反射激波及尾缘激波，均未出现斜激波。

尾缘激波的变化是因为大攻角状态下，气流经过前通道激波后发生了严重的附面层分离，气流偏离叶片表面流向较多，附面层再附后会产生一道斜激波；且由于此斜激波的存在，叶片吸力面表面马赫数骤降，无法在尾缘形成或只形成很弱的尾缘激波。而在小攻角及负攻角下，叶片吸力面附面层分离较弱或不发生附面层分离，便不会产生此道斜激波，其马赫数不会降低，因此在尾缘形成尾缘激波。

图6 不同攻角下的马赫数等值线分布图Fig.6 The contour map of the Mach number at different attack angle

图7 6.58°攻角时叶片表面等熵马赫数分布对比图Fig.7 The comparison of the blade surface Mach number distribution at i=6.58°

5　结论

（1）攻角的改变会造成叶珊激波波系结构发生显著变化。大攻角状态下，前通道激波引起的叶片吸力面附面层分离及再附是形成斜激波的关键因素，而斜激波的增压降速，会导致尾缘激波变弱甚至消失。小攻角及负攻角状态下，激波结构基本不发生变化，只是激波强度与激波位置有所差异。

（2）高马赫数叶栅在大攻角状态下其增压能力及性能明显异于其他工况。大攻角状态对应于压气机近喘工况，合理控制大攻角范围下的激波波系结构或保持原有激波波系结构至大攻角工况，可为提高高级压比、高马赫数压气机的稳定工作裕度及效率提供巨大帮助。

参考文献：

［1］刘大响，程荣辉.世界航空动力技术的现状及发展动向［J］.北京航空航天大学学报，2002，28（5）：490—496.

［2］陈海生，谭春青.叶轮机械内部流动研究进展［J］.机械工程学报，2007，43（2）：1—12.

［3］Schreiber H A. Shock losses in transonic and supersonic compressor cascades［R］. DLR-IB-325-03/89，1989.

［4］Weber A，Faden M，Starken H，et al. Theoretical and ex⁃perimental analysis of a compressor cascade at supercriti⁃cal flow conditions［R］. ASME 87-GT-256，1987.

［5］姜正礼.流场显示在超、跨声速平面叶栅试验中的应用［J］.燃气涡轮试验与研究，1998，11（1）：1—5.

［6］曾荣鹏.超音速叶栅内的激波系及其与附面层相互作用的数值研究［D］.北京：华北电力大学，2005.

Investigation on the shock wave system of supersonic compressor cascade at different attack angle

TANG Kai1，2，GE Ning2，GU Yang1，XIANG Hong-hui1，WEN Zhen-rong1
（1. China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621700，China；2. College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

Abstract：An experiment on supersonic compressor cascade at different attack angle was carried out. By comparing with the results on the schlieren apparatus，oil flow visualization and surface Mach number distri⁃bution，a conclusion was made that the structure of the shock wave system changed a lot at high attack an⁃gle. To explain the reasons，CFD based on NUAA program was used. The results revealed that the oblique shock wave was caused when boundary layer separated and reattached，the air flowed along the blade sur⁃face. The trailing edge shock wave got weak or even disappeared after the velocity decreased by the oblique shock wave.

Key words：compressor；supersonic cascade；shock wave；wave system structure；boundary layer；high attack angle；experiment；numerical simulation

中图分类号：V232.4

文献标识码：A

文章编号：1672-2620（2016）02-0012-04

收稿日期：2015-02-10；修回日期：2016-04-01

作者简介：唐凯（1988-），男，四川江油人，硕士，主要从事压气机及叶栅试验技术研究。