绊线技术对压气机性能影响分析

白　涛,高　山

(1.西安航空学院 飞行器学院, 西安　710077； 2.西北工业大学 航海学院, 西安　710072)

自20世纪40年代起，就一直追求轴流式压气机更高的载荷和工作稳定性，通过提高转速增加压气机级载荷的方式受到制约，而且高来流条件下压气机内部流动复杂，气动损失所占的比重也更大[1-3]。因此提高压气机的预旋速度并配合以先进的三维叶片造型技术来改进级增压能力，是目前高负荷压气机设计中应用广泛的一种方法。然而，压气机级负荷的提高不可避免会诱发端壁和叶片表面大范围的流动分离，加剧叶片通道内部的二次流损失，对内部流场中激波、边界层和泄露流等复杂流动现象及相互作用产生重要影响。

因此，发展流动控制至关重要,流动控制主要有主动控制和被动控制两种。目前普遍应用的主动控制技术成本高、复杂、不易操作。绊线技术属于被动控制的一种，常见的绊线技术主要为在叶片表面添加V型槽、球窝、矩形条等，以此来促发转捩提前，推迟发生，减小吸力面分离泡的大小，进而降低叶型损失。Robarge等[14]对NACA0015叶型表面施加了二维形式的展向凹槽处理，并通过实验验证了二维形式的展向凹槽对流动控制的显著性；美国宾夕法尼亚州立大学的Blanco[15]和美国空军研究院的Dyken和Byerley等人在某低速涡轮叶栅上应用了绊线等离子气动激励技术，实验表明：定常和脉冲等离子激励都能有效控制涡轮叶片的附面层分离，减小总压损失；Volino[16]通过在高负荷低压涡轮叶片上加矩形绊线来减小分离泡，并给出矩形绊线的最优位置在速度峰值点附近，指出绊线不能阻止流动分离而是促进转捩在分离剪切层中提前发生；Zhang xuefeng等[17]对高负荷低压涡轮叶片吸力表面加绊线如：矩形条，凹槽等对叶型损失的影响做了一系列研究，并指出在低雷诺数下相对于绊线技术尾迹扫掠的抑制作用将不再那么有效，并给出了矩形绊线的最佳设置参数；国内空军工程大学王如根等[5]提出了叶片压力面向吸力面开通槽的处理技术，研究结果表明：在槽道进出口两端的静压力差的作用下，槽道进口对叶片压力面的高压气流有一定的抽吸作用将其吸出小槽后进行加速，从而起到抑制边界层分离的效果；西北工业大学乔渭阳等[6]采用数值模拟方法在PACK-B涡轮叶片上进行了三维球窝分布设计。研究结果表明：三维球窝不但扮演着扰动发生器的角色，还扮演者漩涡发生器的角色，球窝尾流区内高频率的漩涡形成与脱落，不但产生了加强流动掺混所需的漩涡，也产生了促进分离泡转所需要的扰动。中科院工程热物理研究所的张波等[9-10]研究U型槽对高负荷低压涡轮叶型损失的影响，结果表明：表面镶嵌式U型槽[11]可以推迟分离，加速分离泡再附来减小分离泡，从而降低损失。

通过边界层的绊线技术，不仅可以明显改善压气机内部的复杂流动特性，还可以进一步突破压气机设计的载荷限制，扩展高负荷压气机的设计空间。而绊线技术操作简单，成本低，但目前对绊线技术的研究集中在某些特别的工况下，因此本文以某型压气机叶片为研究对象，在宽广攻角范围内，分析绊线对压气机性能的影响，探讨绊线技术实践应用的可能性。

1　研究方法及研究对象

研究对象为某型压气机叶中截面。叶型数据如表1所示。数值模拟采用商用软件CFX14.0求解三维定常黏性雷诺平均N-S方程，数值方法采用时间追赶的有限体积法，空间离散采用二阶迎风格式，时间离散应用二阶后差欧拉格式。选用SST湍流模型和γ-θ转捩模型。数值模拟单层网格数取为11万，近壁处的Y+均小于1，近壁处的延展比在1.2左右，如图 1所示。

计算边界条件给定进口速度、进口压力；出口给定背压。在不同的攻角下保证压气机叶片进口马赫数Ma=0.676不变，具体参数如表1所示。

表1　叶型参数

2　结果分析

2.1　压气机特性

首先在-35°～15°攻角下计算压气机的性能，包括边界层的分离位置，分离泡的大小及压气机的损失特性曲线，为绊线的设计提供理论基础。

图2～图4是压气机叶栅通道速度矢量图及壁面剪切应力图，由速度矢量图可以看出在0°攻角下，叶片吸力面没有发生分离。在负攻角工作范围内压气机叶片仅在叶盆靠近前缘处有较小的闭式分离泡，且分离长度很短。在正攻角范围内压气机叶片表面存在明显的分离泡，并且为开式分离，即直到尾缘处分离没有发生再附。随着攻角的增大，分离泡的高度增大，分离区域增大。从壁面剪切应力图可以直观地看出叶片表面分离的起始位置。攻角为5°、10°时，叶片吸力面的分离发生在距离前缘大约70%、54%弦长位置处。

图5为压气机特性曲线，该叶型由于在正攻角范围内，随着攻角增大，叶片吸力面分离泡长度和高度均增大，因此损失增大；而在负攻角范围内，由于压力面气流速度低，因此分离对损失的影响并不显著。由于在正攻角下分离较为严重，因此在后文的绊线参数设计中，主要考虑正攻角的流动控制。

2.2　绊线技术对压气机性能影响分析

根据上文分析，为了控制边界层的流动分离，可以通过设置绊线，诱发边界层提前转捩，湍流边界层可以更好地抵抗分离。分析压气机攻角特性，设计矩形条状绊线尺寸，绊线参数主要考虑绊线位置，绊线高度和绊线长度。为了在宽广的攻角范围内减小绊线引入对流场的干扰，在可以控制流动的情况下，尽量使用尺寸较小的绊线。其中绊线形状为矩形。位置在分离点附近，即绊线开始位置为50%弦长位置处，绊线长度为3%弦长，绊线高度0.4%弦长。

在此绊线参数下计算、分析不同攻角下，绊线对流动性能的影响，根据上文分析在负攻角和0°攻角下，叶片吸力面没有出现分离泡，并且由于绊线尺寸较小。为此着重分析在正攻角下，绊线对流场的影响。图 6～图8分别为攻角为5°，10°，15°情况下，施加绊线前后压气机叶栅通道流场速度矢量图，图9～图11分别为攻角为5°，10°，15°情况下，施加绊线前后，叶片表面剪切应力(X方向)分布图。计算结果表明在正攻角下，绊线的引入均减小了吸力面边界层的分离区域。在5°攻角下，分离泡的起始位置由距离前缘54%弦长位置处，向后移至80%弦长位置处，分离泡长度明显缩短；而在10°和15°攻角下，叶片表面设置绊线诱发边界层提前转捩，因此转捩后的湍流边界层能更好地抵抗分离，因此抑制了边界层的分离，从而很大程度上提高叶栅效率。

定义λ为气流的总压损失系数，它表示气流流经叶栅通道的总损失

图12给出的是不同攻角下，绊线对叶栅流动性能的影响。由计算结果可知，在负攻角范围内绊线对叶栅通道的影响很小，但引入绊线对流动局部形成干扰，因此绊线后的损失有所增大，但增大的幅度不超过5%。而在正攻角范围内，绊线后的损失较绊线前有着明显的下降，尤其是在15°攻角下，损失低19%。

3　结论

通过分析某型压气机流动特性，设计了合理的绊线参数，计算并对比施加绊线前后压气机流场细节及损失特性。本文的计算结果表明，绊线技术可以在很大的攻角范围内抑制边界层分离，有效降低压气机的分离损失，改善压气机的性能。在15°攻角下，压气机损失较原始叶型低19%。

绊线技术属于被控制技术，不需要引入能量，并且结构设计简单，质量轻，选择合理的绊线参数(包括绊线的尺寸，绊线的位置，绊线的高度。)可以在较宽的工作范围内提高压气机的效率和稳定性，并且对流场干扰较小，因此可以在工程实践中加以推广应用。

参考文献：

[1]周敏,李航航,唐侃平.叶型附面层分离流动控制技术研究进展[J].航空工程进展,2011,2(3):298-304.

[2]武纪原.流体边界层阻力测试与流场显示[D].南京:南京理工大学,2007.

[3]景思睿，张鸣远.流体力学[M].西安：西安交通大学出版社，2006.

[4]王新月.气体动力学基础[M].西安：西北工业大学出版社，2006.

[5]周敏，王如根，曹朝辉，等.槽道进气角和折转角对叶栅流场特性影响的研究[J].航空动力学报，2008，23(1)：125-129.

[6]李应红.航空等离子体动力学与技术的发展[J].航空工程进展，2011，2(2)：127-132.

[7]宋威 蒋增辉，贾区耀，等.细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验[J].力学学报，2016,48(6).

[8]周敏，王如根，徐才邈，等.槽道宽度对叶栅气动性能的影响[J].航空动力学报，2008，23(6)：1077-1081.

[9]罗华玲.高负荷低压涡轮叶片气动设计问题数值与实验研究[D].西安:西北工业大学，2009.

[10] 张波，李伟，杜强，等.U型槽对高负荷低压涡轮数值研究[J].电子技术与软件工程，2012，27(7)：1503-1510.

[11] 张波,李伟,卢新根,等.变工况下超高负荷低压涡轮叶片边界层被动控制[J].航空动力学报,2012,27(12):2805-2813.

[12] 周敏,李航航,唐侃平.叶型附面层分离流动控制技术研究进展[J].航空工程进展,2011,2(3):298-304.

[13] 牛玉川,朱俊强,聂超群,等.吸附式亚声速压气机叶栅气动性能实验及分析[J].航空动力学报,2008,23(3):483-489.

[14] LAKE J P,RIVIR R B.low reynolds number loss reduction on turbine blades with dimples and vgrooves[C].AIAA-2003-20738,2003.

[15] SIEVERDING C H,BAGNERA C,BOEGE A C,et al.Investigation of the effectiveness of various types of boundary layer transition elements of low reynolds number turbine bladings[J].American Society of Mechanical Engineers,2004:1439-1446.

[16] BONS J P.SONDERGAARD R,RIVIR R B.Turbine separation control using pulsed vortex ceneratjet[J].ASME Journal of Turbomachinery,2001,123:198-206.

[17] ROBARGE T W,STARK A M,MIN S K,et al.Design considerations for using indented surface treatment to control boundary layer separation[C].AIAA-2004-425,2004.

[18] CHENG F,SONG Y,CHEN F,et al.effects of boundary compressor cascade by synthetic jets[R].ASME-2006-GT-90211,2006.

[19] VOLIN R J.Separation control on low-pressure turbine airfoils using synthetic vortex generator jet[R].ASME 2003-GT-38729.

[20] LUO H,QIAO W,XU K.investigation of mechanisms for separated flow transition control using surface grooves on a high-lift low-pressure turbine profile[J].Journal of power and Energy,2009,223(7):873-886.

[21] MENTER F R,LANGTRY R B.A correlation-based transition model using local variables part I-model formulayion[R].ASME 2004-GT-53452.