发动机进口整流支板端部流场

马　驰，王　涵，桂　琳，马树元，王建明

(沈阳航空航天大学 辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室，沈阳 110136)



发动机进口整流支板端部流场

马驰，王涵，桂琳，马树元，王建明

(沈阳航空航天大学 辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室，沈阳 110136)

数值模拟了发动机进口整流支板端部流动情况，分析了整流支板下游流场的分布规律，对比分析了发动机进口整流支板调节角度为0°和30°时的流场差别。研究结果表明，整流支板端壁区的马蹄涡可延伸至支板下游较远距离，至少可达两倍支板弦长；马蹄涡在支板下游流场发展过程中涡心涡量逐渐减弱，涡空间范围逐渐增大；整流支板调节角度为30°时支板周围及下游的总压损失系数是调节角度为0°时的3倍。

压气机；进口整流支板；马蹄涡；流动结构

压气机进口整流支板承担传力与支撑作用，同时肩负着调节进口流场改变进口气流方向的作用，要求气流流过支板低损失、无分离[1]。作为承力部件要求整流支板有很好的强度，所以进口整流支板都有较大的弦长和厚度，而过大的尺寸必然会引起流场周向非均匀性[2]，支板的有无对于压气机性能的影响也十分明显[3]。国外已有学者[4-5]对火箭发动机上的整流支板做了相关的理论和实验研究，国内西北工业大学的张夏等人[6]通过数值模拟的方法分析了轴流风机的电机支板对流场的影响并提出了改进方案，可减小流动损失，达到改善流动的作用。此外，有研究发现，支板叶型的优化可以减小损失[7]。北京航空航天大学的吴迪等[8]试验发现，改变支板形状可以达到改变涡脱落频率的效果。整流支板与上下壁面之间常常伴随着马蹄涡的存在，T.J.Barber[9]对边界层厚度不同引起的支板周围流场的变化进行了描述与分析，并详细介绍了马蹄涡的成因。整流支板是空气进入发动机最先通过的结构，而压气机前面级在非设计工况下，偏离设计点程度要大于中间级[10]，所以探究整流支板对于下游流场的影响给研究后面级工作叶片的工作效率和工作环境等提供了有价值的参考依据，这是本文研究的主要内容。

1　计算模型和数值方法

1.1计算模型网格

本研究采用NACA0012翼型近似模拟支板[11]，支板模型和流道尺寸参照文献[12-13]中的数据，进口支板总数为15，根据其周期性特征，计算区域定为整个进口支板流场的1/15。发动机机匣外径为1 000 mm，内径为600 mm，支板弦长C为160 mm，计算域的进口段和出口段长度均取为整流支板的3倍弦长。由于本文主要研究靠近壁面附近流场的情况，为了更精确地模拟流场，在近壁区进行了加密处理。为了消除有网格对模拟结果的影响，选取尾部折角为0°从100万到601万的6组网格模型的支板的阻力系数，如图1所示，从图中可以看出，在400万网格之后，支板阻力系数差别不大。在保证计算准确性的前提下，为了尽可能地节约计算时间，文中采用了网格总数约为406万的计算模型。其中，流场流向节点数为279，展向节点数为130，栅距内节点数为68。全流场均采用六面体网格，在支板周围区域用O型网格进行局部网格加密，第一层网格的Y+值小于5，流场其它部分均采用H型网格。计算域流场的网格及局部示意图如图2所示，气流进气方向为X轴正方向，坐标原点位于翼型根部的前缘点。

在可旋导流叶片基础上发展起来的“可变弯度叶片”由前三分之二和后三分之一两部分组成，前三分之二部分固定，后三分之一部分全程可调，通过调节出气角的角度可达到防喘、改善非设计点效率等目的[10]。文献[13]和[14]均对尾部可调的发动机进口整流支板在0°和30°情况下的水滴撞击特性进行了数值模拟和分析，本文则对2个工况的流场本身进行研究。图3为2种工况下的结构示意图，依据文献[14]的可调尾部弯折位置，本文采用60%弦长处弯折30°。

图1　阻力系数随网格数变化折线图

图2　网格及局部示意图

1.2计算方法及边界条件

文中选用三维压力基隐式求解器，湍流模型选用SSTk-ω两方程模型，压力速度耦合方案采用Coupled，差分格式选用二阶迎风格式。流场边界设为旋转周期性边界条件，入口为压力入口，参照文献[15]的实验工况，进口总压设为12 800 Pa，出口为压力出口，设为外界大气压力。上端壁、下端壁和支板均设为绝热壁面。为方便研究，本文引入无量纲参数涡量系数和总压损失系数。涡量系数定义为

(1)

其中，T为支板厚度，Ω为涡量，U∞为来流速度。总压损失系数定义为

(2)

其中，Pint为进口总压，Pt为截面总压，ρin为进口来流密度，vin为进口速度。

图3　整流支板尾部调节角度为0°和30°的结构示意图

2　计算结果与分析

2.1支板尾部调节角度为0°时马蹄涡的空间分布

为了细致地研究整流支板周围流场的变化过程，本文沿X轴方向截取了若干截面，范围从X/C=0到X/C=3，间隔为0.1。整流支板为对称翼型，且进口入流为零攻角，来流在遇到支板之后会分成两股气流，贴壁向下游流动，由于粘性的作用，外机匣壁边界层内流体在向下游流动的过程中动量逐渐减小。当发展到动量难以克服壁面的剪切应力时，贴外机匣流动的流体将离开壁面并发生翻转，同时继续与上游边界层流体掺混，进而形成马蹄涡。图4为各个截面上涡量系数分布情况，整流支板两侧一直有马蹄涡存在，并且一直附着在支板翼型周围，在整流支板下游，马蹄涡的涡腿存在并至少延伸到下游X/C=3.0位置。尾缘流场的马蹄涡涡腿伸入下游流场范围较大，此流动结构会干扰下游的流场，尤其是干扰发动机进口流场，进口微小的扰动会引起后面级较大的流场变化。压气机在非设计工况时，压气机的前面级偏离设计点工况很远，而中间级和设计点基本保持一致[10]。本文主要研究整流支板下游的流场结构，为压气机进口流场的控制提供参考。

图4　轴向涡量系数分布

支板下游对应截面靠近外机匣的马蹄涡涡核的坐标和X方向涡量系数Cv-x如表1所示。其中极径ρ为半径方向，极角θ为周向。由表1可见，随着选取的截面逐渐远离支板尾缘，马蹄涡涡心沿周向方向逐渐远离支板的弦线，并保持在相对固定的周向位置，从径向方向看，马蹄涡涡心的位置逐渐远离外机匣，马蹄涡涡心的涡量沿轴向逐渐降低。

表1　外机匣马蹄涡涡心坐标和涡量系数

2.2支板尾部调节角度为0°时整流支板下游的流场流线

图5为整流支板下游不同轴向位置截面的流线图，从图中可以清晰地观察到整流支板下游X/C=1.0到X/C=3.0的马蹄涡的发展变化过程。马蹄涡越向下游发展，马蹄涡的周向范围逐渐增大，机匣壁面附近的马蹄涡一直保持着相对稳定的对称结构。

图5　整流支板下游轴向截面流线图

由图4可知，在支板下游马蹄涡两涡腿收缩到支板尾缘附近后，在下游流场中有散开的趋势，此现象在图5中再次得到了印证。为了研究马蹄涡涡腿发生此种变化的原因，图6截取了半叶高截面上速度分布云图。为了更好地显示尾涡区的结构，把尾涡区作了局部放大并对尾涡区的速度值作了更为细致地划分。因尾迹区流速低于周围的流体，从图中可以清晰地看到从支板中部开始逐渐发展起来的尾迹区；另外，由于本算例中的雷诺数足够大，主流区雷诺数达106数量级，此种较高雷诺数条件下，翼型周围流体的粘性对壁面周围的影响范围很小[16]，边界层在支板周围没有发生明显的侧壁分离。马蹄涡紧紧贴在尾迹区边界线附近，在支板X/C=1之前的尾迹区，马蹄涡顺着支板的形状呈现收拢的趋势。在支板X/C=1以后的区域，由于在支板尾缘形成一对尺度很小的尾迹涡(图6)，尾迹涡的旋转方向促使了马蹄涡有进一步收拢的趋势。在尾迹涡之后的区域，尾迹区的周向尺寸略微扩大，在尾迹区边界附近的两马蹄涡涡腿也随着尾迹区区域的扩散被尾迹区流体分隔开，导致了两马蹄涡涡腿涡核距离核心有所增大。

2.3支板尾部调节角度为0°时总压损失系数

马蹄涡涡腿向下游传递会带来局部流场损失，图7是沿轴向各个截面的总压损失系数分布。对比图7中各个截面上的损失系数云图，发现越向下游发展，损失系数高的区域渐渐远离了支板轴线，损失系数的周向区域逐渐增大，与图4对应的马蹄涡涡核位置正好是损失系数最大的区域。支板轴线位置上高损失区的产生主要是由于流体到达支板尾缘部分有尾迹涡出现，尾涡以及尾迹区内低能流体对下游流场的扰动引起了支板轴线位置的高损失区。在流体逐步向下游发展的过程中，尾迹区域内的流体与外界流体不断掺混并进行动量交换，使得该区域流体的能量增加，对应区域内的总压损失系数值降低。

2.4支板尾部调节角度为30°时马蹄涡的空间分布

对于30°时工况，与调节角度为0°时工况的做法类似。选取与0°工况相同位置上的截面，观察各个截面上的动量系数变化情况，如图8所示。

图6　整流支板下游速度云图(单位：m/s)

图7　整流支板下游流场总压损失系数变化过程(单位：m)

图8　支板尾部调节角度为30°轴向涡量系数分布

当流体到达折角位置之前，马蹄涡在翼型两侧不对称地沿着翼型表面流动，但到达尾部折角的位置后，由于马蹄涡所贴附壁面剧烈的几何外形变化，使得马蹄涡不再有可以贴附的壁面。脱离壁面的马蹄涡在向下游流场发展的过程当中，两马蹄涡涡腿不对称程度明显增加，其中，位于翼型吸力面侧的马蹄涡涡腿形状变得不规则且范围迅速扩大，甚至发展到X/C=3.0的截面上时，涡量仍然较强。

2.5支板尾部调节角度为30°时整流支板下游的流场流线

图9为支板尾部调节角度30°时轴向位置截面流线图，在流线图中可以看到翼型叶背侧的马蹄涡所卷起的涡结构，在内、外机匣附近均存在。随着流体向下游发展，由于尾部的30°折角使得该区域流场中分离流动非常剧烈，此时该区域的流动以分离流动为主，角区流动所引起的分离已经弱化；此外尾部折角引起的周向速度使得涡结构逐渐减弱并消失，从图9中可以明显观察到该涡结构在X/C=1.5截面处就基本消失不见。

图9　轴向涡量系数分布

2.6 支板尾部调节角度为0°和30°时总压损失系数对比

为了对两种工况下的流动情况做更具体的分析，如表2所示选取了相同位置截面上的质量加权平均总压损失系数。由表2，下游截面的面上的平均总压损失系数大于上游；相同位置截面上，尾部调节角度为30°工况的平均总压损失系数是调节角度为0°的3倍左右。

表2　尾部调节角度0°和30°时截面平均总压损失系数

从图8可知，尾部调节角度为30°时，支板下游流场同一位置界面上的涡量系数大于图3所示的0°时的工况。为了说明这两种工况在损失系数和涡量系数上出现如此大区别的原因，截取的半叶高(半径为400 mm)处的截面的流线图如图10所示，从图中可以看出，在支板前60%弦长范围内流线分布情况较规则，流体都很好贴附在翼型表面平稳绕流，没有发生分离。调节角度为0°时的工况，全弦长的流动都很平稳，只是在翼型的尾端，出现了尺度非常小的尾迹涡。在30°调节角度的工况中，60%～100%弦长因为翼型尾部的折角，导致流体没有可依附的壁面而发生了严重的边界层分离，在下流流场形成了大尺度涡，并且在大涡的附近形成了一个与之旋向相反的小涡。这些涡的出现会引起大量的能量的耗散，即带来非常严重的能量损失。

图10　半叶高位置处的流线图(单位：m)

3　结论

本文通过数值模拟研究发动机进口整流支板端壁区的流动结构，由涡量分布、损失情况等结果的研究发现：

(1)整流支板对下游流场的影响可以延伸到支板轴向弦长2倍的区域，过长的影响区域对后面级的工作部件的进口会造成不利影响。

(2)整流支板马蹄涡轴向的变化情况主要受到尾迹流场的影响，从而呈现了先聚拢后扩张的趋势。并且越往下游发展，马蹄涡的强度逐渐减弱但范围逐渐扩大。

(3)支板调节角度为30°时，支板下游流场的截面平均总压损失系数值是0°工况的相同位置截面平均总压损失系数的三倍以上。尾部弯折角度过大引起了边界层分离形成了大尺度涡，大范围搅动了原本相对均匀的下游流场，造成了高损失区域的大面积出现。

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(责任编辑：宋丽萍英文审校：赵欢)

The flow field of entrance strut in aero-engine

MA Chi，WANG Han，GUI Lin，MA Shu-yuan，WANG Jian-ming

(Liaoning Key Lab of Advanced Test Technology for Aerospace Propulsion System,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Numerical simulation was carried out to investigate the flow structure around the entrance strut in aero-engine,especially the downstream flow field of strut.Flow fields around aero-engine struts with different regulated angles(0°and 30°) were compared and analyzed.The results show that horseshoe vortex near the surface of the strut can extend to the downstream flow field of the strut,which is twice as long as length chord of the strut.The vorticity of vortex core decreases gradually but the space scale of horseshoe vortex increases progressively as the horseshoe vortex goes to the downstream flow field of strut.The total pressure loss coefficient of down stream field for strut with regulated angle of 30° is three times as that for strut with regulated angle of 0°。

compressor;entrance strut;horseshoe vortex;flow structure

2095-1248(2016)03-0025-07

2015-09-21

航空科学基金(项目编号：2011ZA54002)

马驰(1990-)，女，辽宁鞍山人，硕士研究生，主要研究方向：流体机械空气动力学仿真，E-mail:mckiller@163.com；王建明(1975-)，男，辽宁昌图人，博士，副教授，主要研究方向：流体机械空气动力学研究，E-mail:jmwang75@163.com。

V231.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2016.03.004