轴流压气机进气旋流畸变实验与仿真研究∗

宋国兴 李 军 周游天 聂永正

（空军工程大学航空航天工程学院等离子体动力学重点实验室）

轴流压气机进气旋流畸变实验与仿真研究∗

宋国兴 李 军 周游天 聂永正

（空军工程大学航空航天工程学院等离子体动力学重点实验室）

为深入分析旋流畸变问题，发现叶片式旋流畸变发生器产生旋流流场的机理和旋流畸变对压气机稳定性的影响机制，本文开展了旋流畸变发生器与压气机的耦合数值仿真。分析计算结果，认为叶尖脱落涡的叠加效应是产生旋流的主要机理，旋流结构对转子叶尖区域的扰流作用是造成转子提前失速的重要原因。建立了S弯进气道仿真模型，通过对S弯进气道与高亚声速压气机进行耦合仿真计算，研究了S弯进气道出口旋流流场的形成机制，初步探讨了S弯进气道出口旋流流场对压气机稳定性的影响。S弯进气道出口形成的对涡结构靠近压气机机匣，这种局部的涡结构会影响部分转子叶片叶顶区域的流动结构，从而导致压气机失速边界右移。

压气机；旋流畸变；旋流畸变发生器；仿真计算

0 引言

进气旋流畸变对发动机工作的影响是在工程实践中发现的。上世纪70年代，英国Tornado战机在试飞过程中出现了严重的喘振以及叶片颤振问题，频繁造成发动机空中停车等严重事故。然而测量发现，该型飞机进气道出口流场的总压畸变、总温畸变等仍在允许范围之内。经过大量的地面风洞试验以及空中飞行实验最终发现，该型飞机进气道出口的旋流畸变是导致发动机出现问题的决定性原因[1-2]。研究人员从Tornado战机的事故中汲取经验，对由旋流畸变引起的进气道/发动机匹配问题进行了深入分析[3]，尤其是针对在第三代战机上广泛采用的S弯进气道出口流场的旋流畸变问题进行了全面的研究。研究发现，S弯进气道几何构型是产生旋流的一个重要原因。

国外针对旋流畸变的研究开展较早，在早期，NASA利用畸变网的组合在进气流道内产生了±15°的旋流流场，但这种方法总压损失较大。Ahmed[4]设计了切向射流旋流器，这种旋流畸变发生器是在进气流道内等间距地注入周向射流，注入的侧流与主流相互作用形成旋流。Weske[5]、Reichert[6]采用可旋转圆筒或者带叶片的可旋转圆筒用以生成整涡旋流（Bulk Swirl）。为生成典型的对涡流场，Elizabeth[7]提出了在进气道内加装双分支涡发生器、Reichert[8-9]提出了在进气道下壁面加装Y字形涡发生器、Soo-Yong Cho[10]提出在进气口加装叶栅，Adam[11]提出加装平板导流叶栅等等。早期学者的研究更多地把重点放在了旋流畸变发生器的设计以及单独畸变发生器的风洞实验或与航空发动机的组合地面试车实验之上，主要实验目的是测定旋流流场形态。近年来的研究则是对旋流生成机制以及旋流畸变的工程评定方法予以重点考虑。Leinho[12]等人在进气流道内加装三角翼扰流板，研究了强非定常性旋流对Larzac 04发动机的影响，发现三角翼产生的旋流对失速边界的影响较小，但会导致失速先兆波的类型发生改变。Rademakers[13]也采用了三角翼扰流板生成对涡旋流，模拟了S弯进气道对Larzac 04发动机的影响。

国内研究方面，彭成一、张堃元[14]提出了利用导流叶片在进气流道内形成旋流流场的实验方法，林峰[15]对旋流畸变模拟器的实验方法以及流场形态进行了早期的探索，杨国才[16-17]从工程应用的角度出发，研究了旋流畸变对进发匹配工作特性的影响规律，提出了对进气道内旋流流场的抑制方法。刘振侠等人[18-19]通过数值仿真的方法重点研究了飞机前机身对S弯进气道内流场的影响，对进气道内流动损失的情况以及进口处的激波分布进行了阐述。赵振山[20]基于数值仿真，对在双S弯进气道内利用涡流发生器进行流动控制的方法进行的探究。姜建[21]对旋流畸变评定在航空发动机稳定性实验中的应用进行了初步研究。

本文首先在低速对叶片式旋流畸变发生器进行实验研究。另外由于旋流畸变是强三维流动，受实验测量设备精度以及测试手段的限制，实验测得的流场参数不够全面，而仿真计算的方法观测流场细节较为方便，能够辅助分析旋流流场的生成机制以及研究旋流进气条件对转子流动的影响。另外，在工程设计以及发动机稳定性评价中很多实验成本高、周期长，也需要对采用仿真研究来进行工程分析。

为研究装机S弯进气道与压气机耦合流场特性，参照相关文献资料中Wind Tunnel R4MA S弯进气道[22]的流道构型，设计了S弯进气道的仿真模型，并与某型高亚声速轴流压气机孤立转子进行全通道耦合仿真研究，分析了S弯进气道中旋流产生的机理以及S弯进气道出口旋流流场对压气机稳定性的影响。

1 叶片式旋流畸变发生器实验与仿真研究

1.1 实验系统

本节的试验对象为本实验室的低速轴流压气机试验台（图1）。该压气机内外壁均为等径设计结构，轮毂直径400mm，机匣直径600mm，转静子均为NACA叶型。其设计状态下的性能参数以及转静子几何参数见表1和表2。压气机试验台来流进口处装有喇叭口进气道，可保证进气均匀，在喇叭口的出口处周向均布8个壁面静压孔，可以方便地测得进气气流静压，并利用此静压与进气总压计算出进气速度，进而换算出进气流量。

表1 低速轴流压气机设计性能参数表Tab.1 Designed performance parameters of low speed axial compressor

表2 低速轴流压气机几何参数表Tab.2 Structure parameters of low speed axial compressor

图1 低速轴流压气机实验系统示意图Fig.1 Low speed axial compressor experiment system

在实验中旋流叶片距压气机转子进口距离为3倍管径。流场测量设备为五孔压力探针，由位移机构带动。在进气流道和转子进口前缘分设两个测量截面P1，P2。测量截面的测点分布如图2所示，测点相对位置见表3、表4。其中P1测量截面位于旋流叶片下游2.53倍管径处，P2测量截面位于旋流叶片下游3.17倍管径处，距转子前缘5.6cm（约为1倍转子叶片弦长）。P1测量截面为圆面，P2测量截面为环面。

图2 P1，P2测量截面测点相对位置分布Fig.2 Measure point arrangement

表3 P1测量截面测点相对位置Tab.3 The relative positions of measure points atP1 section

表4 P2测量截面测点相对位置Tab.4 The relative positions of measure points atP2 section

该压气机试验台的进气流道机匣采取分段可更换式设计，每个机匣段的长度均为1倍管径（压气机进气流道外径），机匣段之间由法兰环和螺栓连接，针对不同的实验内容可以更换不同的机匣段。该压气机试验台可通过步进电机带动调节出口节流阀的位置实现流量控制，进而调整压气机工况。

叶片式旋流畸变发生器实验系统旋流机匣段的设计如图3所示，旋流机匣段两侧焊有法兰环，周向上均布有12个螺栓孔用以安装旋流叶片（图3（a）），叶片为直板造型（图3（b）），转动螺杆可以调节旋流叶片的安装角度。旋流机匣段的前后机匣下部焊有弧形导轨，可以使畸变段法兰环在导轨上转动，法兰环外侧安装有密封胶圈，用以保证试验段的气密性。

图3 叶片式旋流畸变发生器Fig.3 Blade type swirl distortion generator

1.2 计算模型设计

图4 计算域网格设计Fig.4 Mesh structure of computation domain

建立了低速轴流压气机与叶片式旋流畸变发生器的耦合仿真模型，计算网格如图4所示。其中旋流畸变发生器网格由ANSYS ICEM CFD软件生成，压气机转子网格使用Autogrid软件生成。其中，叶片式旋流畸变发生器计算网格采取分区段生成技术，旋流叶片段采用混合网格，在旋流叶片处使用四面体非结构网格可以较为方便的细化网格，捕捉畸变发生器几何特征；在旋流叶片前后进气段过渡到结构网格，可以提高计算网格质量。压气机转子段网格为结构网格，拓扑结构为O-4H，在叶顶间隙以及端壁处做重点加密，近壁面处网格y+＜2，满足计算精度要求。

仿真计算采用ANSYS CFX软件，差分格式为仿真软件的高阶精度模式，在前期研究中，对仿真计算差分格式的高精度以及一阶迎风格式两种设置进行了对比，其中一阶迎风格式占用计算资源较少，收敛性相对更好，计算得到的流场分布较为均匀，不同的流场区域参数过渡平滑。但一阶迎风格式在求解中对流场参数做了较多的平均处理，对分离涡等细节流场结构捕捉不准，导致旋流结构的生成和分布与实验测量值差异较大，旋流角明显偏小且涡团衰减较快，因而计算中均采用高阶差分格式以保证仿真精度。动静域网格交接处设定为Interface General Connection，动静域网格交接处设定为Frozen Rotor（冻结转子法），这一设定相较于Sliding Mesh（滑移网格法）更为节省计算资源。

数值仿真计算边界条件设置如下：进口边界根据实验条件进行设置，设定进口总温288K、总压97340Pa，壁面条件使用绝热无滑移壁面。出口使用节流阀模型，通过调节节流系数控制出口反压，进而调节压气机工况点。

1.3 计算结果分析

由实验测量可以看出，当叶片式旋流畸变发生器旋流叶片安装角为30°时，可以生成旋流结构较为典型的旋流流场，因而本文所述仿真计算也以此种工况为代表。

旋流畸变的程度可用旋流角来衡量。旋流角定义方法如图5所示，其中uθ为截面周向一点处的周向速度，ux为截面一点处的轴向速度，旋流角α为uθ与ux的夹角。

图5 旋流角α的定义Fig.5 Definition of swirl angle

图6为当转子转速1 396.8r/min，30°时旋流叶片角P1，P2截面部分参数实验与仿真对比。由图可以看出，P1截面的旋流角大小以及分布特征的实验结果与仿真结果较为相近，P2截面近壁面处旋流角大小以及分布的仿真值与实验基本一致；近轮毂部分仿真计算的旋流角分布与实验接近，但数值上小于实验测量值。比较P1，P2截面总压的实验与仿真结果，可以发现仿真结果与实验值较为接近，验证了仿真计算的准确性。

叶片式旋流畸变发生器旋流流场的生成机理基于旋流叶片叶尖涡脱落的叠加效应。如图7所示，当旋流叶片与来流呈一定夹角时，叶片的两个表面气流形成压差，高压侧气流经由叶片叶尖处流向低压侧，形成沿叶片展向的压力梯度，其中叶片两表面处压力梯度相反，致使近表面处的流线偏折方向相反，当来自叶片两个表面的气流在叶片尖端交汇时，二者静压相等，速度方向相反，存在速度梯度，从而形成了旋涡。由于叶片表面气流交汇形成的旋涡在旋流叶片后缘处均有分布，形成一系列旋转角速度方向平行于来流的涡结构，这些小涡组合形成了自由涡面。另外，旋流叶片表面气流的偏折程度自叶片根部向叶片尖端不断增强，因而在叶片自由端会形成强度最大的旋涡。由于旋涡之间存在诱导作用，旋流叶片的后缘处自由涡面会卷吸形成涡索，涡索的位置靠近旋流叶片叶尖一侧。最终形成稳定的旋流流场。

旋流叶片上半部分顶部两叶片组成扩张形通道，下半部分底部两叶片组成收缩性通道。进口处均匀的低速气流在下半侧加速明显，轴向速度较大。上半侧气流受到了较强的阻滞作用，总压损失大，轴向速度小。同时，涡团处气流有着较大的摩擦损失，因而涡团中心处总压较低，形成较为明显的局部低压区，因而出现总压分布的周向与径向不均匀。整体而言，流道内总压损失的绝对量非常小。

由旋流角的定义可知，在轴向速度相同时，周向速度越大，旋流角也就越大。进气流道截面各点处轴向速度基本相同，由于两个涡团是对称分布，因而截面各点的周向速度存在很大差异。沿来流方向看，流道截面上下边缘处的点径向速度大而周向速度小，而截面中心处以及左右边缘的点径向速度小而周向速度大，基于上述原因，各截面旋流角的分布在周向和径向上存在不均匀性。

图6 转速为1 396.8r/min 30°旋流叶片角的实验与仿真结果对比图Fig.6 The comparison of experiment and CFD of 30°swirl angle at 1396.8r/min rotate speed

图7 旋流叶片叶尖脱落涡叠加效应原理示意图Fig.7 The superimposed effect of swirl blade tip shedding vortex

图8（a）为叶尖脱落涡三维分布，涡核颜色表示螺旋度。图8（b）为旋流叶片出口截面涡量分布，涡量计算公式见式（1）：

其中,ωZ为涡量，沿进气方向为正;ux,uy分别为x方向和y方向的分速度。

图8 旋流叶片叶尖脱落涡形态分布Fig.8 The structure of blade tip shedding vortex

在这一叶片组合形式下，旋流叶片左右呈对称分布，通道顶端两个安装角相反的相邻叶片构成扩散形通道，相应的通道底端两叶片构成收敛形通道。由图中可以看出，在扩散形通道处，气流受逆压梯度的影响较大，流速小，叶尖涡强度相对较弱，涡结构容易被破坏；而在收敛形通道处，气流轴向流速大，叶尖脱落涡强度更大。因而造成旋流流场上下对称性受到影响。这是叶片式旋流畸变发生器的一个固有问题，在后续研究中需要对此做出相应的改进性设计。

2 S弯进气道出口旋流畸变仿真研究

为研究真实的发动机旋流畸变进气流场，本文参照法国国家航天航空研究中心（ONERA）Wind Tunnel R4MA S弯进气道的流道构型（图9）设计了S弯进气道的仿真模型，分别进行了单独的S弯进气道仿真模拟以及S弯进气道与高亚声速压气机孤立转子的耦合仿真模拟，研究了S弯进气道的出口旋流流场形态、旋流结构的生成机理以及S弯进气道的出口旋流流场对压气机失速边界的影响。

图9 ONERA Wind Tunnel R4MA S弯进气道Fig.9 ONERA Wind Tunnel R4MA S-duct inlet

S弯进气道的出口流场存在较为明显的旋流结构，但是旋流流场的形态、位置、强度以及生成方式较难通过实验进行测量，要对截面各处的流场进行详细测定需要高密度的测点，但在发动机地面试车和飞行实验时过多的测耙会进气流场产生较强的扰动作用，引入实验误差。与实验相比，CFD计算可以较为方便的得到流场参数，处理仿真数据可以定性定量地测S弯进气道的流场特征。因而CFD仿真计算在分析S弯进气道旋流流场以及进气道与发动机的耦合作用机制研究中有重要意义。

2.1 S弯进气道流场仿真研究

S弯进气道的仿真模型如图10所示。几何建模时按照ONERA Wind Tunnel R4MA S弯进气道的流道进行曲面构型设计，进口处设有直径和轴向长度均为10倍进气道直径柱形进口远场，进气道与进口远场之间由喇叭口网格相连。同时在出口位置处延长6倍管径的直通道作为出口远场。进气道计算模型采用全流域结构化网格，并对进气道的弯曲段细分多个子块进行重点加密，最终构建的S弯进气道的网格密度为300万。

图10 S弯进气道的数值仿真模型Fig.10 Computation model of S-duct inlet

由图11可以看出，气流流经第一个弯曲段时，流管发生偏折，第一个弯曲段外侧壁面处为高静压区，内侧壁面处为低静压区，外侧壁面流速低于内侧。一方面，流道截面内流体速度在壁面处为零，在通道高能主流区达到最大，气流在流经弯折段时截面动量分布不均，受离心力的影响，通道高能区主流流管向外侧壁面偏折，产生较强的径向流动。另一方面，在流道外侧壁面弯折段出口逆压梯度较大，近壁面处低能流体难以越过这一区域，因而这部分低能流体沿壁面向弯折段内侧低压区流动（图12）。综合这两方面因素的影响，流道弯折段中心部位的高能流体沿径向外流以及外壁面低能流体沿壁面回流共同作用，在流道内生成两个二次流流体团，流体团核心即为为旋向相反的两个旋流中心，从而生成了对涡旋流结构（图13）。

图11 S弯进气道沿流向静压分布Fig.11 Static pressure distribution of S-duct inlet

图12 S弯进气道轴向截面速度分布Fig.12 Velocity distribution of S-duct inlet

图13 S弯进气道轴向截面涡量分布Fig.13 Vorticity distribution of S-duct inlet axial section

在对涡旋流的中心区域，由于存在气流的掺混、摩擦损失，因而存在一定总压损失（图14），因而S弯进气道的出口流场是旋流畸变与总压畸变的组合畸变。但是相对于插板畸变实验的总压损失，旋流流场的总压损失较小，并不是影响压气机稳定工作的主要原因，一般认为S弯进气道对压气机最显著的影响在于出口对涡结构引起转子进气攻角和预旋量的周向不均。

图14 S弯进气道轴向截面总压Fig.14 Total pressure distribution of S-duct inlet axial section

2.2 S弯进气道与高亚声速压气机耦合仿真研究

对S弯进气道与高亚声速压气机进行了耦合仿真计算，该型压气机的设计参数见表5和表6。

表5 高亚声速轴流压气机设计性能参数表Tab.5 Designed performance parameters of high speed axial compressor

表6 高亚声速轴流压气机转子几何参数表Tab.6 Structure parameters of low speed axial compressor

比较均匀进气的基准状态下，该型压气机转子在10 765r/min时压升特性线的实验值与仿真值见图15，可知数值仿真结果与实验值相近，验证了仿真结果的有效性。

图15 S弯进气道轴向截面总压Fig.15 Total pressure distribution of S-duct inlet axial section

由图16、图17可知，当S弯进气道与压气机匹配工作时，在AIP截面之前，流场结构特征与前文所述的独立的S弯进气道风洞吹风实验较为相似。说明高亚声速转子的旋转与S弯进气道的旋流流场耦合效应在AIP截面之前并不显著。

图16 S弯进气道与压气机耦合计算沿轴向涡量分布Fig.16 Vorticity distribution of the coupling flow field of S-duct inlet and compressor

图17 S弯进气道与压气机耦合流场沿轴向总压分布Fig.17 Total pressure axial distribution of coupling flow field of S-duct inlet and axial compressor

在转子进口截面，S弯进气道产生的旋流流场对转子工作特性会产生较为明显的影响。在近转子进口处，旋流流场的两个对称涡团受转子抽吸作用的影响，导致周向分布范围减小，集中分布于进气截面底侧（图18）。两涡团内部的气流掺混与摩擦效应会造成总压损失，同时涡团影响处的进气气流旋向相反，从而使相距较近的转子叶片预旋相反，造成转子叶片负荷发生波动。另外，从熵云图上可以看出，涡团影响下的转子进口流场流动损失较大。这一损失区域在经过转子后沿周向范围扩展了3～4个叶片通道（图19）。

图18 S弯进气道与压气机耦合流场转子进口截面旋流角与周向速度分布Fig.18 Rotor swirl angle at inlet section and circumferential velocity distribution of the couping flow field of s-duct and axial compressor at rotor inlet section

图19 S弯进气道与压气机耦合流场转子进出口截面熵分布Fig.19 Entropy section distribution of the couping flow field at rotor inlet/outlet section

衡量旋流畸变程度的各旋流指标的计算方法如下：

将测量截面按径向分为多个测环，α为旋流角，θ为周向角度，i为测环编号（图20）。

图20 旋流指标测量示意图Fig.20 Swirl indicators measuring position

旋流流场衡量指标主要有：正向旋流角SS+、负向旋流角SS-、旋流强度角SI、旋流方向系数SD、旋流对称系数SP，其中i为测环编号。正向（负向）旋流角SS+（SS-）为测量截面周向不同位置处正（负）旋流角的平均值（本文定义顺转子方向为旋流角的正向），是这一计算体系中的基本计算单元。其中旋流强度角SI反映旋流整体强度，数值越大旋流强度越大；旋流方向系数SD反映旋流流场的方向性，在存在两个对称涡结构的标准对涡流场中SD的值为0，正向整涡流场SD值为1，负向整涡流场SD值为-1；旋流对称系数SP可反映流道截面涡的个数，在标准对涡流场中，SP值为1，正向和负向整涡流场SP值为0.5。

表7为AIP截面旋流强度角SI、旋流方向系数SD、旋流对称系数SP在不同径向高度的分布。

表7 AIP截面旋流指标Tab.7 Swirl indicators of AIP section

图21为转子进口截面不同径向高度处旋流角分布。可以看处，S弯进气道的出口流场的对称性较强，由流道中心到近机匣处，随着相对径向高度的不断提高，旋流角的绝对值持续增大，在近机匣处取得最大值。

图21 转子进口截面不同径向高度旋流角分布Fig.21 Swirl angle distribution of different radial position at rotor inlet section

由S弯进气道与压气机耦合流场在转子失速工况流场形态（图22、图23）可以看出，S弯进气道流场出口旋流流场的对涡结构可直接影响转子失速回流区的起始位置。这种对涡结构在叶顶间隙区域具有最大的旋流角，旋流强度最大，转子的失速类型是从叶尖开始发生的时候，局部的旋流角能够对压气机转子叶顶泄漏流的轨迹产生明显影响，在局部区域促进了失速回流区的形成，使得压气机失速边界右移。

图22 S弯进气道与压气机耦合流场转子失速工况流场形态Fig.22 The rotor stall flow condition of couping flow field of s-duct inlet and axial compressor

图23 失速状态转子前缘回流区分布特征Fig.23 The recirculation zone distribution of rotor leading edge at stall condition

3 结论

本文主要介绍了低速轴流压气机与叶片式旋流畸变发生器的全通道耦合仿真计算以及高亚声速轴流压气机与某型S弯进气道的全通道耦合仿真计算。基于仿真结果可知，旋流叶片叶尖脱落涡的叠加效应是叶片式旋流畸变发生器旋流流场生成的主要机理。

基于S弯进气道的仿真结果可以发现，S进气道流道弯折处压力的分布不均是产生旋流的主要原因。进气道出口截面偏置于机匣一侧的两个对称涡团会直接改变部分叶片通道的流动形式，这种旋流结构对转子叶尖处的扰动作用是诱发转子提前失速的重要原因。

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The Experiment and Simlation of Inlet Swirl Distortion for Axial Compressor

Guo-xing SongJunLiYou-tian ZhouYong-zheng Nie
（Science And Technology On Plasma Dynamics Laboratory Aeronautics and Astronautics Engineering Colleage,Airforce Engineering University）

The mechanisms of swirl distortion and its effect on the stability of a compressor are determined by analyzing the flow field.In order to analyze the problem of swirl distortion in detail,a coupled numerical simulation of the compressor flow field and the generation of swirl distortion is carried out.The numerical result shows that one main mechanism causing a swirling flow is the superimposed effect of blade tip vortex shedding,which has a destabilization influence on the rotor blade tip area and which is the main reason of an early rotor stall.Another mechanism for the formation of swirl is an S-shaped duct for which a simulation model is designed and the coupling mechanism between the S-shaped inlet and a high-subsonic compressor is analyzed.The formation mechanism of the swirl flow in the S-shaped inlet and its effect on the stability of the compressor is studied.The vortex formed near the outlet of the S-shaped inlet is close to the compressor casing,where it affects the flow field in the rotor blade tip area such that compressor stall occurs more likely.

compressor，swirl distortion，swirl distortion generator，CFD

TH452；TK05

1006-8155-(2017)05-0001-12

A

10.16492/j.fjjs.2017.05.0001

国家自然科学基金资助项目（51336011）

2017-08-29 陕西 西安 710038