吸力面翼刀在高速压气机叶栅内的应用初探*

2020-06-16陈韵之钟兢军杨国刚

风机技术 2020年2期

陈韵之杨凌钟兢军杨国刚

（1.大连海事大学轮机工程学院；2.上海海事大学商船学院）

0 引言

现代航空技术要求轴流压气机向高压比、高效率的方向发展，高亚音速压气机叶型设计面临负荷增大、稳定工作攻角范围提高、附面层更易分离等问题[1]。近年来，对单个叶片或翼型进行流动控制以减少流动分离，已然成为一个研究热点[2]。

目前几种主要的流动控制方法可根据流动控制机理分为主动控制和被动控制两种类型。主动控制方法有射流技术[3]、附面层抽吸技术[4]和等离子体激励技术[5]等。但主动控制技术会增加能耗，不易于工程实现。相对而言的被动控制技术结构简单且实施性强，已有诸多研究成果证实了被动控制的有效性。

苏赫[6]将弯叶片技术运用于某13级轴流压气机，提升了整机的扩压能力。孙槿静[7]为控制角区分离在叶根处引入从压力面到吸力面的槽道，使叶栅在正冲角下的总压损失降低。朱华[8]采用仿生波状前缘诱导流向涡以吹除堆积在角区的低能流体。

吸力面翼刀技术作为一种被动流动控制方法，安装于叶片吸力面表面以附面层隔片的形式抑制叶片表面附面层的发展，进而控制角区附面层分离。国外的相关研究开展较早，70年代，Prumper证明吸力面翼刀能有效降低汽轮机叶栅中的二次流损失[9]。Kawai[10]在1992年利用吸力面翼刀技术将汽轮机叶栅总损失减低26%，进一步证实吸力面翼刀控制二次流的有效性。

国内对吸力面翼刀技术的研究起步较晚，主要将其用于压气机叶栅。钟兢军[11]于2002年对一低速压气机平面叶栅（Ma=0.2）在不同叶高处加装吸力面翼刀进行实验研究，证明了位于10.625%相对叶高处的吸力面翼刀能叶栅总压损失系数降低10.75%。刘艳明[12-13]在此基础上利用数值模拟研究了具有不同展向位置和不同几何高度的吸力面翼刀方案，较为清晰地阐述了吸力面翼刀的作用机理：吸力面翼刀能阻断端壁附面层沿吸力面的展向迁移，同时产生反向翼刀涡削弱叶栅通道涡。2008年，杨凌[14-15]将吸力面翼刀技术分别应用于来流马赫数为0.66和0.88的压气机环形叶栅中。研究结果显示叶展中部的流动状况得到明显改善，但不能降低叶栅的总能量损失。

综上所述，吸力面翼刀技术在低速涡轮及压气机叶栅中已取得了初步的成功，但在高马赫数来流下对压气机叶栅的流动控制效果还需更深入的研究。本文重新设计了吸力面翼刀的基础构型，缩小传统的翼刀尺寸，将其放置于高亚音速扩压叶栅的叶片吸力面25%叶高、33.3%～100%弦长处，考察是否能产生良好的二次流控制的效果。

1 数值方法设定

1.1 基础叶型

本文选用高亚音速扩压叶栅NACA65-K48，其几何示意图如图1所示，几何及气动参数见表1。

图1 叶型几何参数定义Fig.1 Diagram of the cascade geometry

表1 叶型气动及几何参数Tab.1 Main geometric parameters of profile

1.2 网格划分与边界层设定

本文利用CFD商业软件包ANSYS CFX，采用对流场结构捕捉能力较强的SST模型加Gamma-Theta转捩模型，在-3°，0°和3°三个攻角下（Ma=0.7）进行数值模拟。由于平面扩压叶栅内具有流动上下对称的特性，为节省计算资源与篇幅仅计算半叶高流道。计算域内网格拓扑结构采用H-O-H型（图2），通过细化叶片和翼刀装置的近壁面网格节点以满足湍流模型对网格的要求（y+＜1）。

图2 计算域网格示意图Fig.2 Distribution of three-dimensional computational grid

为了保证叶栅前缘上游端壁附面层厚度以及总压分布与实验条件一致，计算域进口位于叶片上游1.5倍弦长处，出口测量截面位于尾缘下游3倍弦长处。计算边界条件给定如下：进口处给定实验所测总温、总压（包含附面层文件），出口给定平均静压，流道轮毂面设定为光滑绝热固壁，中径处为对称性边界，叶栅通道沿节距两侧为周期性交界面。

在合理布置网格疏密的前提下，网格总数主要对整性能参数有影响，而对流动结构的影响不大。图3给出了总压损失系数随网格总数的变化曲线，当网格总数增至120万后，总压损失系数和随网格节点数的增加呈现出的波动趋于微弱，认为计算结果已不受网格总数变化的影响。

图3 网格无关性验证Fig.3 Grid independence

1.3 数值方法校核

将数值与实验的总压损失系数沿叶高分布结果进行对比（图4），发现两者分布趋势基本吻合，但两者在数值上仍存在偏差，主要因为：所选湍流模型对流道内部流场有一定的预测能力，但仍然有很多细小的涡系结构无法捕捉；再者，实验中的流道上下端壁并非数值所设定“绝热无滑移”状态，因此数值模拟的损失值整体低于实验结果。数值所得吸力面极限流线图与油流实验结果对比良好（图5），模拟得到的前缘分离泡和角区回流尺寸与位置基本一致。综上可知，本文采用的数值计算精度较高，可进行定性分析。

图4 总压损失系数沿叶高分布对比Fig.4 Spanwise distribution of total pressure loss coefficient

图5 设计冲角下流线对比Fig.5 Validation of computational results

1.4 吸力面翼刀方案说明

以往的研究表明，由于翼刀长度及高度需要参考当地二次流强度：过小的尺寸会使当地二次流增加；过大的尺寸会影响叶栅主流区域[17]。文献[15]中吸力面翼刀方案均以长方形薄片为构型，尺寸较大：长度均为100%弦长（C），高度为2～10mm，最佳翼刀方案位于二次流较强的20%叶高（H）处，但所有方案均未降低叶栅能量损失系数。受限于当时的数值模拟条件，翼刀设计存在尖角，且翼刀根部与吸力面连接处呈直角，所以产生较大的附加损失。

基于以上结论，本文进一步减小翼刀的尺寸：为减少翼刀的附加损失，不破坏吸力面前33.3%C区域内的分离泡结构，翼刀长度缩小至33.3%～100%C处；由于翼刀高度的选择与当地二次流强度相关，且原型叶栅二次流强度会沿流向变化，因此在缩小翼刀高度至0.5mm的基础上，设计三种变高度翼刀，产生三种不同侧面形状。三种方案分别为圆弧形，三角形和长方形（图6）。图7为吸力面翼刀方案及参数示意图，为方便理解，图中翼刀形状为放大处理，各方案翼刀的最大高度均为0.5mm：长方形方案从翼刀前缘至翼刀尾缘高度均匀；圆弧形方案最大高度位置在翼刀中部（66.7%C）；三角形方案最大高度位于翼刀尾缘（100%C）。在翼刀位置的选取上，据文献[17]的最佳方案，本文所用高速叶栅吸力面角区分离展向尺寸（40%H）比跨音速环形叶栅（32%H）增加了25%，故本文中翼刀位置（20%H处）沿展向上调5mm至25%H处（增加25%）。在翼刀的设计和安装方面，对三角形和长方形翼刀的直角采取倒圆处理（图8（a）），所有方案翼刀根部与叶片吸力面采用融合过渡设计（图8（b）），以减少翼刀与叶片附面层产生的附加摩擦损失，便于后续的实验加工。

图6 不同截面形状吸力面翼刀方案示意图Fig.6 Configurations with suction-surface fences

图8 翼刀网格Fig.8 Mesh for fences

2 计算结果与分析

2.1 叶栅性能参数与流动控制机理

为了比较各攻角下三种翼刀方案对叶栅总体性能的影响，图9和图10给出了原型叶栅以及加装三种侧面形状翼刀叶栅在-3°，0°，和3°三个攻角下的出口能量损失系数（ψ）以及气流角（ω）。可以看出，三种方案均能在-3°和0°降低损失，提升压比和气流角。方案三在负攻角下将ψ降低0.7%，ω提升0.3%，在0°攻角下，将ψ降低了0.7%，ω提升0.4%。正攻角下，方案三略微增大了叶栅损失，但ω分别被提升0.1%，因此方案三是本文的最佳吸力面翼刀方案。

图9 翼刀方案对叶栅能量损失系数的影响Fig.9 Influence of fence configurations on the overall energy loss of the cascade

图10 翼刀方案对叶栅气流角的影响Fig.10 Influence of fence configurations on the overall flow angle of the cascade

图11显示了从叶片尾缘观察的方案三翼刀周围流场细节。从图11（a）速度矢量图中发现，吸力面翼刀上表面以及下表面气流速度矢量均指向翼刀顶部。由于吸力面翼刀下表面气流具有更高的速度，因此跨越翼刀顶部后诱导上表面低能流体转而向上流动，形成从叶片尾缘方向观察为逆时针旋转的翼刀涡（图11（b））。由此可见，翼刀涡是翼刀阻断展向二次流的附属产物。据文献[12]所述，加装在较高叶高处的翼刀所诱导的翼刀涡具有削弱壁面涡和脱落涡的作用。

图11 翼刀周围速度矢量与三维流线Fig.11 Velocity vector and 3D streamlines around fence surface

2.2 叶表流动及角区分离特性分布

吸力面表面极限流线的分布可以直观地显示翼刀对叶片表面二次流的作用效果，三种翼刀方案效果较为相似，为节省篇幅，图12仅给出原型及方案三。在原型叶栅中，随着攻角逐渐增大，叶片前部的分离泡逐渐向前缘移动，角区分离的尺寸逐步增加。方案三在+3°情况下与角区二次流相互作用，但因该工况下角区分离严重，小尺寸的翼刀不足以抵御当地大量的低能流体，再加上翼刀周围形成新的流动分离，整体上恶化了角区流场。-3°和0°攻角下方案三翼刀使25%H以上的角区分离的展向尺寸明显减小，同时25%H以下的角区分离范围基本不变。总体而言，方案三截断吸力面角区分离的流线，同时翼刀上部产生的分离线对应着翼刀所诱导的与叶表二次流反向旋转的翼刀涡的出现，且翼刀涡的范围与当地二次流的强度有关。

图12 吸力面极限流线与静压云图Fig.12 Streamline distribution with pressure contouring on surface suction

为探究吸力面翼刀对叶栅型面载荷分布的影响，图13给出了三个冲角下原型叶栅以及三种不同截面吸力面翼刀方案叶栅在25%H附近的静压系数分布情况。由于吸力面翼刀安装在叶片吸力面33.3%～100%C处，因此对整个叶片压力面以及前33.3%C吸力面的静压系数分布没有影响。吸力面翼刀叶栅可以发现，三个攻角下吸力面翼刀各方案均能降低叶片吸力面33.3%～100%C处的静压，提升该区域叶片的扩压能力。对比三个吸力面翼刀方案，由于方案二和方案三吸力面翼刀宽度在近叶片尾缘处较大，因此相较方案一更能有效阻断该处二次流，使得叶片扩压能力提高。而方案一在尾缘处厚度为0，不具有附面层隔离效果，因此该处静压系数曲线与原型重合。对于本文的最佳方案（方案三）而言，虽然本文对方案三吸力面翼刀的前缘进行了倒圆处理，但静压系数在吸力面33.3%C处仍存在一个急剧震荡，该现象说明叶表二次流遇到具有明显突起的方案三前缘后产生了扰动。而方案一和方案二的前缘与叶片吸力面型线过渡平滑，静压没有出现扰动。整体而言，方案三虽然产生较大的前缘静压波动，但最大程度上提高了叶片吸力面33.3%～100%C的叶型负荷。

图13 25%叶高处叶表静压系数分布Fig.13 Blade static pressure cofficient distributions at the 25%blade span

图14反映原型以及不同方案的尾迹相对速度分布（当地气流速度除以进口气流速度进行无量纲化）。随着攻角变大，角区分离导致的尾缘边界层逐渐增厚，大量低能流体堆积导致尾迹的周向尺寸随之增大。如上文所述，三种翼刀方案均无法改善+3°下的角区分离尺度，因此图14（c）中原型叶栅与翼刀叶栅的尾迹几乎重合。但从图14（a）和（b）中可知，由于吸力面翼刀的阻断作用，在-3°和0°攻角下尾缘的低能流体减少，流道通流面积增大。由于方案三翼刀具有最大高度，相应地具有更大的阻断能力并形成更强的翼刀涡，因此对尾迹的优化效果更为明显。

图14 不同冲角下叶栅尾迹速度分布Fig.14 Wake velocity along the pitchwise direction at different incidences

2.3 旋涡结构及叶栅气动特性分析

图15显示了由涡量染色后的原型及方案三翼刀在-3°冲角下的栅内尾缘附近三维旋涡结构。吸力面翼刀主要作用于由角区分离和叶表附面层脱落形成的集中脱落涡。翼刀上表面的翼刀涡（图15）将原型中的单一集中脱落涡削弱，同时翼刀阻断叶表附面层，进一步促进脱落涡分为两股范围更小的涡系结构，更易沿流向耗散。

图15 叶栅三维旋涡结构Fig.15 3D vortex structure in flow passage

由图16可知，翼刀主要改善-3°以及0°冲角下30%～40%H处的气流角分布，此处气流角绝对值明显减小，证明该处低能流体堆积程度减弱，气流的偏转能力提高。在原型叶栅中，该区域主要受集中脱落涡的影响[16]，说明在翼刀上表面形成的翼刀涡能有效削弱集中脱落涡。而翼刀的阻断作用使得部分低能流体堆积于30%～20%H处，降低了气流折转能力。在3°冲角下，由于角区分离展向尺寸变大，集中脱落涡的位置也随之上移，翼刀涡仅直接作用于角区附面层，反而增加该处的低能流体，使气流角增大。

图16 叶栅出口节距质量流量平均气流角沿叶高的分布Fig.16 Spanwise distribution of pitchwise mass-averaged flow angle at the cascade outlet

图17为叶栅出口截面节距质量平均总压损失系数沿叶高的分布曲线。随着攻角增大，叶型损失逐渐增大，角区分离的径向尺寸扩大导致相应损失增加。三种方案均使20%～30%H范围内损失增加，即翼刀的附加损失。30%～40%H为主要的损失降低区域，集中体现了吸力面翼刀对吸力面展向二次流的阻断作用以及翼刀涡对集中脱落涡的抑制作用。10%H附近的损失由于此处低能流体的堆积而升高。同样，方案三在-3°和0°攻角下对集中脱落涡的削弱作用最为明显，虽增大了10%H附近的损失，但总体而言，方案三所带来的流动损失抑制效果要大于其在20%～30%H和10%H附近造成附加损失。在3°攻角下，三种翼刀没有降低集中脱落涡的损失，同时为叶栅带来附加损失，导致了损失的整体上升。