凌代軍，姜正禮，于進濤，馬昌友

(中國燃氣渦輪研究院，四川 江油621703)

1 引言

高空無人偵察機和無人作戰(zhàn)飛機的出現(xiàn)與廣泛應用，引起了航空武器裝備的又一次革命。就動力而言，這類飛行器與常規(guī)載人飛行器的顯著區(qū)別之一是：在高空巡航狀態(tài)下，其壓氣機和渦輪的工作雷諾數(shù)(Re)可降至104量級。高空-低速-小尺寸所帶來的低雷諾數(shù)效應，使其發(fā)動機核心部件的性能急劇下降，導致發(fā)動機推力下降、耗油率增大，進而影響飛行器巡航留空時間、有效載荷等指標。美國“全球鷹”無人機動力AE3007H在19 800 m高空巡航時，低壓渦輪部件效率下降6%，同樣PW545發(fā)動機高空效率也降低，這些都與核心部件的工作雷諾數(shù)降低相關[1，2]。因此，低雷諾數(shù)工作特征對航空燃氣渦輪發(fā)動機部件性能的影響，尤其是對高空無人飛行平臺動力裝置關鍵部件 (風扇、壓氣機以及渦輪部件)性能的影響，已越來越受到設計者的重視，成為此類航空發(fā)動機氣動設計必須考慮的因素之一。

目前，已經(jīng)成熟應用的葉輪機氣動設計體系建立在高雷諾數(shù)(Re＞3×105)基礎上，低雷諾數(shù)效應對其性能的影響一般采取經(jīng)驗修正的方法予以考慮。美、俄等國利用其成熟的航空發(fā)動機研制體系和完善的技術儲備，在高空無人飛行器動力研制方面處于領先地位，已有多型滿足需求的動力裝機應用。我國在滿足UAV要求的航空動力研究方面尚處于起步階段，考慮低雷諾數(shù)效應的關鍵部件葉型氣動設計研究多集中于理論計算與數(shù)值模擬，相應的試驗驗證和考核設施——特別是具有工程應用背景的試驗器還非常缺乏。在無人機動力研制中，建設滿足低雷諾數(shù)葉型氣動性能試驗要求的試驗器，是建立和完善我國低雷諾數(shù)葉型氣動設計能力所必需的基礎條件。在此基礎上，可開展一系列低雷諾數(shù)葉型氣動性能試驗研究，獲取低雷諾數(shù)條件下壓氣機和渦輪葉片排內的流動特征，探索低雷諾數(shù)條件下葉型表面附面層的發(fā)展和流動轉捩規(guī)律，可為建立和完善低雷諾數(shù)葉型氣動設計體系、驗證和考核葉型氣動設計方法提供必不可少的支撐。

2 降低葉柵試驗雷諾數(shù)的方法分析

建設低雷諾數(shù)葉柵試驗器的目的是在地面試驗條件下，在滿足相似準則的基礎上，模擬葉片排間的低雷諾數(shù)流場條件，為測試葉型主要性能參數(shù)隨雷諾數(shù)的變化情況提供試驗平臺，其關鍵在于降低試驗雷諾數(shù)。根據(jù)雷諾數(shù)定義：

雷諾數(shù)由介質密度ρ、特征長度L、運動速度ν和介質動力粘性系數(shù)μ確定。根據(jù)試驗結果，對于葉柵試驗的空氣介質而言，其粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大：

式中：μ0為空氣在溫度T=273 K時的動力粘性系數(shù)。

對于高空長航時無人機動力而言，其巡航工作雷諾數(shù)大大低于常規(guī)航空發(fā)動機的工作雷諾數(shù)，主要是由于其巡航高度高(一般在20 km左右，大型民航客機飛行高度約為9～10 km)，發(fā)動機進口空氣壓力低，壓氣機和渦輪葉片特征速度低、特征尺寸小等因素所致。由表1中各數(shù)據(jù)可見，相對于海平面，20 km高空的大氣壓力僅為標準大氣壓力的5.46%，這是導致雷諾數(shù)降低的主要因素之一。

表1 不同海拔高度大氣物理性能變化Table 1 Atmosphere physical properties at different altitudes

對于以空氣為介質的平面葉柵試驗而言，一般取葉片弦長為雷諾數(shù)計算特征長度。根據(jù)氣體狀態(tài)方程以及公式(2)，試驗雷諾數(shù)可表達為：

根據(jù)試驗馬赫數(shù)Ma與葉柵試驗進口氣流總壓Pt、靜壓P、總溫Tt、靜溫T間的對應關系，有：

由此可見，平面葉柵試驗時降低試驗雷諾數(shù)的主要措施有：

(1)降低葉片特征長度。由公式(4)，在其他參數(shù)不變的情況下，葉片弦長與試驗雷諾數(shù)成正比，降低葉片弦長可線性降低試驗雷諾數(shù)。但為保證葉柵試驗件幾何相似，葉片弦長與葉片厚度的比例固定。加之試驗件設計時受加工材料、工藝、成本的限制，為確保葉片強度，葉片不能無限縮小。并且試驗件加工完成后，其幾何參數(shù)確定，在試驗過程中不可能通過調節(jié)弦長來改變試驗雷諾數(shù)。在研究中，一般綜合葉片強度和加工因素(難度、成本)，盡量選取較小的縮放比例設計試驗件。

(2)降低試驗進氣壓力。降低試驗進氣壓力本質上是降低氣流密度，通過降低氣流壓力來降低試驗雷諾數(shù)是風洞試驗常用的方法。在試驗條件下，試驗器建立低壓環(huán)境可采用抽氣機組、密封試驗艙和節(jié)流閥相結合的方式，進氣壓力相對于大氣壓力降低的程度完全由抽氣機組能力確定。在試驗過程中，還可以根據(jù)需要調節(jié)壓力，進而調節(jié)試驗雷諾數(shù)，且較容易實現(xiàn)。德國慕尼黑可變雷諾數(shù)的高速葉柵風洞、羅·羅德國公司的CTR6壓氣機試驗器、俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院的通用壓氣機試驗器均采用這種方式進行調節(jié)，其試驗壓力可低至4～5 kPa。

(3)提升試驗溫度。由于空氣動力粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大，并且溫度升高后氣體的密度要降低，因此提升溫度對于降低試驗雷諾數(shù)很有效，不過高溫風洞設備的建設、運行及維護費用很高。在本文研究中，由于已有風洞主體為常溫設計，不能大幅度提升試驗溫度，因此不采用這種方法調節(jié)雷諾數(shù)。

(4)改變試驗介質。根據(jù)公式(1)和氣體狀態(tài)方程，采用密度更小、氣體常數(shù)更大的介質(如氦氣)進行試驗可降低試驗雷諾數(shù)，但由于這些氣體制備不易、價格昂貴、易泄漏損耗以及需要新建與之對應的輔助設備等原因，會導致試驗器建設、運行、維護費用高，因此也不適用于本研究方案試驗。

(5)降低氣流試驗馬赫數(shù)。在進行低速、低雷諾數(shù)機理研究時可采用降低試驗速度的方式來降低試驗雷諾數(shù)。但在葉輪機平面葉柵氣動試驗中，為保證流動相似，一般采取試驗馬赫數(shù)和設計馬赫數(shù)相等的方式進行。特別是在高亞聲速和跨聲速范圍內的試驗，由于流場中存在局部超聲速區(qū)和激波，如降低試驗速度，流場中的超聲速區(qū)和激波將消失，葉柵流場特性將發(fā)生根本性改變。因此本研究中也不采取這種方法來降低試驗雷諾數(shù)。

綜上所述，在試驗條件下改變雷諾數(shù)的方法雖然較多，但具有工程適用價值的方法主要是降低特征尺寸和降低試驗壓力。這兩種方式在工程應用中容易實現(xiàn)，也滿足本研究盡量利用已有資源、降低成本的要求。

3 設備改造

3.1 總體方案

在低雷諾數(shù)平面葉柵試驗器方案方面，德國慕尼黑連續(xù)可變雷諾數(shù)高速葉柵風洞[3]以φ4 m×12 m大型圓柱密封試驗艙為主體，利用一臺電機驅動的軸流壓氣機為風洞動力，再配以試驗艙抽真空設備以及潤滑、冷卻等系統(tǒng)構成試驗器。試驗介質在試驗器和試驗艙內流動，變雷諾數(shù)范圍廣，馬赫數(shù)調節(jié)方便，但這種建設方案投資巨大，系統(tǒng)復雜，試驗運行費用高。為充分利用已有超、跨聲速平面葉柵設備主體，測控系統(tǒng)以及抽氣機組等資源，根據(jù)上文分析，試驗器改造采取在原開式試驗段內嵌小型密封試驗艙的方案，將原葉柵試驗高壓進氣-直排大氣工作方式改為大氣節(jié)流進氣-機組抽氣工作方式，利用設備主調壓閥進行試驗進氣節(jié)流，利用現(xiàn)有大型抽氣機組在試驗段出口抽氣，建立試驗艙低壓流場，實現(xiàn)試驗器低雷諾數(shù)運行，極大地降低了設備建設費用和后期運行、維護費用。試驗器建設包括低壓試驗艙、內噴管設計加工，位移機構和抽氣系統(tǒng)改造等內容。改造后的試驗器運行示意圖如圖1所示。

3.2 試驗艙改造

試驗艙改造的重要目的是為形成一個密閉空間，以便于從試驗段后部抽氣，制造低雷諾數(shù)葉柵試驗所需的低壓環(huán)境。內嵌密封試驗艙一方面適應了較小葉片弦長和葉高的試驗件，另一方面又減小了試驗段截面積，可降低試驗氣源抽氣流量，降低試驗運行成本。新試驗艙利用原試驗段攻角調整裝置及傳動機構，通過傳力框架帶轉嵌套在新建密封艙上的小圓盤和試驗件轉動，改變試驗件進口氣流角。

試驗艙與原試驗設備進/出口密封、試驗艙殼體與攻角調節(jié)小圓盤密封及葉柵進/出口流場測量位移機構密封是試驗艙建設的關鍵環(huán)節(jié)。在試驗艙與設備進出口連接處采用正壓氣囊密封，試驗時由于流道內為負壓，氣囊在內、外壓差作用下自動凸出完成連接法蘭處密封。試驗段小圓盤與試驗艙殼體間采用彈性膠條滑動密封，由于小圓盤外側為大氣壓，內側為負壓，試驗時圓盤內、外側氣壓差將小圓盤緊緊壓在試驗艙殼體鑲嵌的彈性膠條上，從而實現(xiàn)攻角調節(jié)圓盤與試驗艙殼體密封；停氣進行試驗攻角調節(jié)時，由于壓差消失，小圓盤在重力和膠條彈力作用下回位，方便攻角調整。

3.3 噴管及受感部改造

為適應試驗艙改造后試驗段截面尺寸變化，新設計了一套馬赫數(shù)為0.3～1.0的內噴管，并在噴管出口設置尾板調節(jié)機構實現(xiàn)葉柵進口流場調節(jié)。設計中通過CFD數(shù)值模擬優(yōu)化調節(jié)尾板長度及角度，為試驗段結構設計和后期流場調試提供支持。圖2為修改設計后試驗段流場CFD模擬結果，由圖可見，中部流場周期性良好。內噴管采用鋁合金精密線切割一次成型，既可節(jié)省材料及加工費用，保證噴管加工精度，還可減輕試驗時的安裝調整勞動強度。內噴管出口平直段采用模塊化設計，可根據(jù)試驗攻角變化直接更換，一方面可降低加工費用，另一方面也可縮短試驗設備調節(jié)準備時間。

3.4 位移機構及密封

根據(jù)低雷諾數(shù)葉柵氣動性能試驗的需要，新設計了用于柵后測量的小型三孔探針，并在標準風洞進行了 Ma=0.3～1.0、α=-15°～15°范圍內的校準。柵前、柵后流場測量位移機構與小圓盤間的密封采用滑板-刀口配合密封以及類篦齒滑動密封方式(見圖3)，較好地解決了位移機構移動測量與試驗艙密封的矛盾。

3.5 抽氣系統(tǒng)改造及調節(jié)方法

在低雷諾數(shù)試驗中，抽氣系統(tǒng)是試驗段內形成低壓環(huán)境的重要環(huán)節(jié)，是決定試驗雷諾數(shù)極限的關鍵因素。設備改造中利用試驗區(qū)抽氣管網(wǎng)系統(tǒng)，經(jīng)過濾器、轉接段、排氣擴壓收集器與設備低壓艙相連，形成抽氣通道，實現(xiàn)機組對試驗艙的直接抽氣。

試驗時，通過調節(jié)抽氣系統(tǒng)補氣調節(jié)閥、試驗主體調壓閥開度，來實現(xiàn)抽氣背壓和葉柵試驗進口馬赫數(shù)的調節(jié)。

試驗所能達到的馬赫數(shù)及雷諾數(shù)極限由機組抽氣能力、管網(wǎng)漏氣情況確定，應根據(jù)試驗要求雷諾數(shù)、馬赫數(shù)范圍確定投用機組參數(shù)和抽氣方式(串聯(lián)或并聯(lián)抽氣)。抽氣機組啟動后，應對抽氣管網(wǎng)進行檢查，盡量排除由于管網(wǎng)泄漏對試驗雷諾數(shù)極限帶來的不利影響。

4 流場調試及葉柵性能試驗效果

設備改造設計完成后進行了帶進氣噴管段和出口擴壓段的CFD流場計算，并參考計算結果對設備進行了調整。試驗器安裝調試完成后，進行了試驗艙密封性試驗、試驗段流場校測和低雷諾數(shù)葉柵性能試驗。密封性試驗表明，密封試驗艙與原設備主體連接處密封良好，小圓盤與試驗艙殼體、位移機構與小圓盤間的密封也滿足試驗要求。密封試驗時，單臺機組抽氣條件下穩(wěn)壓段最低壓力為14 kPa(單臺機組理論抽氣極限低壓為13.43 kPa)。

圖4和圖5分別給出了不裝試驗件條件下試驗段內氣流沿額線方向的速度、氣流角分布，圖6和圖7分別為帶試驗件情況下葉柵進、出口流場參數(shù)沿額線方向的分布。圖中M1、M2分別為試驗進口和出口馬赫數(shù)，i為葉柵進口測點序號，β2為葉柵出口各測點位置氣流角度，σ2為葉柵出口各測點位置總壓恢復系數(shù)，ψ為葉柵出口尾跡各測點探針測量總壓恢復參數(shù)。試驗結果表明，葉柵進口流場均勻，滿足低雷諾數(shù)葉柵試驗需要，帶試驗件后葉柵進出口流場周期性也滿足葉柵氣動性能試驗要求。改造后試驗器的馬赫數(shù)試驗范圍為0.3～1.0，葉柵出口背壓(絕對壓力)可調范圍為7～94 kPa，設備試驗雷諾數(shù)下限可達2×104，基本能滿足目前低雷諾數(shù)葉柵氣動性能試驗的需要。若增強氣源抽氣能力，試驗器具備進一步提高試驗馬赫數(shù)和降低雷諾數(shù)的能力。

圖4 不同進口速度下試驗段的馬赫數(shù)分布Fig.4 Mach number distributions in test section with different inlet speed

圖5 探針測量參數(shù)分布Fig.5 Probe parameter distributions

圖6 試驗件進口馬赫數(shù)沿額線的分布Fig.6 Inlet Mach number distributions along the front

圖7 試驗件出口尾跡參數(shù)沿額線的分布Fig.7 Outlet wake parameter distributions along the front

試驗器改造和調試完成后進行了兩種葉型的低雷諾數(shù)氣動性能試驗，在國內首次用試驗方法獲取了某高亞聲速擴壓葉型氣動性能參數(shù)在低雷諾數(shù)區(qū)域內的變化規(guī)律。

圖8繪出了某擴壓葉型葉柵損失系數(shù)(ω)隨雷諾數(shù)的變化曲線。由圖中可見，隨著雷諾數(shù)的增大，葉柵損失系數(shù)降低，但在達到臨界雷諾數(shù)后葉柵損失系數(shù)基本上不再隨雷諾數(shù)變化；葉柵損失系數(shù)變化的臨界雷諾數(shù)隨馬赫數(shù)的增大而增大。圖9給出了不同雷諾數(shù)下葉柵尾跡參數(shù)在柵后沿額線方向的分布(一個柵距)。由圖中可見，隨著雷諾數(shù)的增大，葉柵尾跡所表征的葉柵損失系數(shù)減小，具體表現(xiàn)為尾跡的寬度減小，深度減小。在雷諾數(shù)僅為8.2×104時，葉柵出口尾跡主流區(qū)損失高達3%，尾跡最低處損失約為6.5%；同樣馬赫數(shù)下，在雷諾數(shù)達3.5×105時，主流區(qū)損失基本在0.1%附近，尾跡最低處在4%左右，并且尾跡寬度明顯減小。由此可見，低雷諾數(shù)對于葉柵槽道內部流動損失的影響非常大，其原因主要是由于低雷諾數(shù)下葉片表面流動分離，導致?lián)p失急劇增大。

圖8 葉柵損失系數(shù)隨雷諾數(shù)的變化曲線Fig.8 Loss coefficient vs Reynolds number

圖9 葉柵尾跡參數(shù)分布曲線Fig.9 Wake parameter distributions vs Reynolds number

5 結束語

為滿足低雷諾數(shù)葉柵氣動試驗的需要，利用已有的平面葉柵試驗器資源，在借鑒國外類似試驗器的基礎上進行了試驗器的改造設計、調試和試驗。改造后的流場調試和葉柵試驗表明：試驗段流場品質滿足葉柵氣動性能試驗要求，試驗段改造各處密封設計能夠以較低的成本滿足試驗需要，試驗器改造方案和系統(tǒng)設計取得了成功。

利用改造后的試驗器，在國內首次用試驗手段獲取了某高亞聲速擴壓葉型氣動性能參數(shù)在低雷諾數(shù)區(qū)域內的變化特性。試驗結果表明，試驗雷諾數(shù)低于臨界雷諾數(shù)以后，葉柵氣動性能急劇惡化，并且臨界雷諾數(shù)隨葉型進口馬赫數(shù)的增大而增大。

目前，該試驗器已成為國內變雷諾數(shù)范圍最寬廣的高速葉柵試驗器，可為我國自主開展高空長航時無人機動力的壓氣機和渦輪葉型氣動設計提供驗證平臺，為深入研究和完善低臨界雷諾數(shù)壓氣機和渦輪葉型設計理論及方法提供試驗驗證支持。

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