張軍，馬宏偉

(1.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500；2.北京航空航天大學(xué)，北京100191)

葉頂吸力面肋條對(duì)壓氣機(jī)葉柵性能的影響

張軍1，馬宏偉2

(1.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500；2.北京航空航天大學(xué)，北京100191)

研究了壓氣機(jī)葉片頂部加吸力面肋條對(duì)壓氣機(jī)葉柵氣動(dòng)性能的影響。對(duì)葉片頂部肋條不同高度情況進(jìn)行的數(shù)值模擬結(jié)果表明，在葉片頂部加肋條會(huì)導(dǎo)致泄漏流量變大，間隙內(nèi)部損失變小，肋條對(duì)應(yīng)的負(fù)荷高于基準(zhǔn)葉片，對(duì)應(yīng)的葉柵擴(kuò)壓能力增強(qiáng)；肋條越高，擴(kuò)壓能力越強(qiáng)。在壓氣機(jī)平面葉柵上進(jìn)行的相應(yīng)實(shí)驗(yàn)表明，葉頂吸力面肋條對(duì)應(yīng)的泄漏渦周向范圍、出口氣流角和擴(kuò)壓能力都略大于基準(zhǔn)情況，但同時(shí)出口流量平均總壓損失相比基準(zhǔn)有所增加，這與數(shù)值模擬得到的趨勢(shì)基本相同。

壓氣機(jī)葉柵；吸力面肋條；泄漏流；損失；性能

1 引言

葉頂間隙對(duì)葉輪機(jī)的性能有顯著影響。一般來(lái)說(shuō)，葉頂泄漏流導(dǎo)致壓氣機(jī)壓比下降，損失變大，穩(wěn)定工作范圍變小。截至目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)減小葉頂泄漏流對(duì)渦輪葉柵帶來(lái)的負(fù)面作用進(jìn)行了諸多研究。如Heyes等[1]研究了不同葉頂形狀對(duì)渦輪葉柵性能的影響，其結(jié)果表明吸力面肋條(ssq)形式對(duì)葉柵性能有正面影響。Camci等[2]在低速渦輪轉(zhuǎn)子試驗(yàn)臺(tái)上研究了葉頂肋條對(duì)渦輪性能的影響，利用高頻壓力探針測(cè)量轉(zhuǎn)子出口，比較了葉頂處理和不處理的出口流場(chǎng)，結(jié)果也表明吸力面肋條使得泄漏有所削弱，減小了泄漏造成的總壓損失的不均勻度。但通過直接對(duì)葉頂進(jìn)行處理研究葉頂幾何形狀對(duì)壓氣機(jī)性能影響的還較少，對(duì)流場(chǎng)的細(xì)節(jié)及流動(dòng)機(jī)理也關(guān)注不夠。Stockhaus等[3]數(shù)值研究了各種葉頂幾何形狀對(duì)高亞聲速壓氣機(jī)性能的影響，發(fā)現(xiàn)吸力面肋條的總壓升高于基準(zhǔn)情況，這是因?yàn)槲γ胬邨l的彎角較大，進(jìn)而導(dǎo)致肋條負(fù)荷高；肋條越高總壓提高越顯著。Lu等[4]數(shù)值研究了葉頂處切除部分葉片對(duì)壓氣機(jī)性能的影響，結(jié)果表明其最大影響在于葉頂負(fù)荷的重新分布，可能使壓比和效率提高；在級(jí)環(huán)境下時(shí)，若與下游靜子匹配，則使得正效果變大，反之性能惡化。邵衛(wèi)衛(wèi)等[5]研究了葉片頂部切削對(duì)壓氣機(jī)性能的影響，結(jié)果表明全工況范圍內(nèi)，一定片削程度內(nèi)，葉尖片削以減小失速裕度為代價(jià)，增大了壓氣機(jī)的總壓比及最高絕熱效率，且提高程度隨切削總量的增加而增加，但總體影響不顯著。

本文利用數(shù)值模擬及實(shí)驗(yàn)研究了葉頂吸力面肋條對(duì)壓氣機(jī)葉柵性能的影響，分析了其流動(dòng)細(xì)節(jié)及流動(dòng)機(jī)理，希望通過此研究，加深人們對(duì)葉頂吸力面肋條影響壓氣機(jī)性能的認(rèn)識(shí)。

2 數(shù)值模擬

2.1 幾何模型

計(jì)算對(duì)象為NACA0065壓氣機(jī)葉柵，其幾何參數(shù)見表1。網(wǎng)格由ICEM軟件劃分，計(jì)算域進(jìn)口距離葉片前緣的軸向距離為1倍弦長(zhǎng)，出口距離葉柵尾緣的軸向距離為1.5倍弦長(zhǎng)。

表1 葉片幾何參數(shù)Table 1 Blade geometry

利用Fluent6.3進(jìn)行計(jì)算，湍流模型采用S-A模型，進(jìn)口總壓為380 Pa，進(jìn)口攻角為0°，出口給定平均靜壓0 Pa，上下端壁給定絕熱固壁，無(wú)滑移邊界條件，周期邊界上給定平移邊界條件。

2.2 計(jì)算方案和結(jié)果分析

葉頂幾何方案如圖1所示。其中圖1(a)為無(wú)肋條方案，即基準(zhǔn)情況，記為t1mm；圖1(b)、(c)為帶吸力面肋條方案。為便于建立幾何模型，取肋條的寬度為12.5%當(dāng)?shù)厝~片厚度。肋條高度h分別取為1 mm和2 mm，分別記為ssqB1和ssqB2。

圖1 葉片頂部幾何方案Fig.1 Blade tip geometries

圖2 端壁靜壓升系數(shù)云圖Fig.2 Distribution of static pressure rise coefficient at endwall

圖2給出了壁面靜壓升系數(shù)Cps分布云圖。靜壓升系數(shù)Cps定義見式(1)，式中pt0、ps0分別為葉柵進(jìn)口總壓和靜壓。

從圖中可看出，對(duì)于ssq情況，端壁上的靜壓進(jìn)入壓力面間隙時(shí)壓力沒有顯著下降，只有當(dāng)流動(dòng)到達(dá)吸力面肋條上方間隙進(jìn)口處才急劇下降。這是因?yàn)槿~頂壓力面?zhèn)鹊牟糠秩~片被移除了，壓力面?zhèn)鹊拈g隙較大，因此泄漏流的流管面積較大，進(jìn)而壓力變化較平緩?？偟膩?lái)看，兩種ssq情況下，吸力面左側(cè)的低壓槽都很明顯。

圖3給出了各葉頂情況在無(wú)量綱軸向位置Ca=63.7%(在前緣和尾緣處，Ca分別為0和100%)處Cps沿周向的分布，及端壁上各軸向位置處周向平均靜壓升系數(shù)(定義見式(2))沿軸向的分布，該軸向位置處葉片的負(fù)荷較大。

式中：L為節(jié)距，y為節(jié)距方向坐標(biāo)。

圖3 靜壓分布Fig.3 Distribution of static pressure

圖中兩條豎線表示壓力面和吸力面的無(wú)量綱周向位置。從圖3(a)中可看出，對(duì)于ssqB1和ssqB2情況，泄漏流在間隙內(nèi)部壓力面一側(cè)的靜壓變化比較平緩，在吸力面肋條進(jìn)口處?kù)o壓才顯著下降。從圖3(b)中可看到，從前緣到尾緣，平均靜壓要高于基準(zhǔn)情況，這與圖3(a)中的分布一致。這是因?yàn)樵陂g隙內(nèi)部靜壓高所致，且ssqB2的對(duì)應(yīng)值略大于ssqB1。

從圖中可看到，間隙內(nèi)部總壓損失在葉片中部最大，前部和后部較小，與無(wú)量綱量Ct=t/b(葉頂間隙高度與葉片當(dāng)?shù)睾穸鹊谋戎?有一定關(guān)聯(lián)。葉片前部和尾部，葉片厚度較小，Ct較大，間隙內(nèi)部的摻混損失較??；葉片中部，葉片厚度較大，Ct較小，間隙內(nèi)部摻混較充分，間隙出口總壓較小。兩種ssq情況間隙出口的總壓損失顯著小于基準(zhǔn)情況，而ssqB2的總壓損失最小。這是因?yàn)閷?duì)該葉頂情況來(lái)說(shuō)，其當(dāng)量葉片厚度較小，而大部分區(qū)域間隙較大，當(dāng)量Ct值較大，摻混損失較小。

圖4 泄漏流分布Fig.4 Distribution of leakage flow

圖4(b)為當(dāng)?shù)匦孤┝髁縨leak的分布。mleak的定義見式(5)，式中dz和ds分別是網(wǎng)格單元的展向高度和弦向長(zhǎng)度。

從圖中可看到，葉片前部區(qū)域，ssq葉頂?shù)男孤┝鞲哂诨鶞?zhǔn)情況。主要原因是Ct值較大，間隙內(nèi)上下壁面對(duì)泄漏的阻滯較小，進(jìn)而導(dǎo)致泄漏速度較大。葉片后部，ssq間隙對(duì)應(yīng)的泄漏流小于基準(zhǔn)情況。這是因?yàn)樵谌~片后部，葉片當(dāng)?shù)睾穸容^薄，泄漏流的主流部分經(jīng)過肋條上的二次維納分離泡時(shí)來(lái)不及與分離泡的尾跡摻混就進(jìn)入通道，因此吸力面肋條間隙進(jìn)口處的二次維納分離泡能有效減小泄漏主流區(qū)域的流通面積，進(jìn)而減小泄漏流量，這與文獻(xiàn)[6]中觀察到的現(xiàn)象一致。

圖5給出了各情況對(duì)應(yīng)的總泄漏流量mt,leak及葉頂間隙內(nèi)部總的平均總壓損失。從圖5(a)中可看到，兩種ssq情況都使總泄漏流量變大，而ssqB2的泄漏流量小于ssqB1，即肋條高度大有利于減少泄漏流量。圖5(b)中，ssqB2對(duì)應(yīng)的間隙內(nèi)部平均損失最小，即肋條高度越大，間隙內(nèi)部損失越小。

圖5 泄漏流比較Fig.5 Comparison of leakage flow

圖6為葉柵尾緣下游10%軸向弦長(zhǎng)截面處的總壓損失系數(shù)分布云圖。可見，葉頂角區(qū)存在泄漏渦造成的高損失區(qū)域，對(duì)于ssqB2情況，高損失區(qū)域的周向范圍大些，但其最大值小于基準(zhǔn)情況。

圖6 總壓損失系數(shù)云圖Fig.6 Distribution of the total loss coefficient

圖7為靜壓升系數(shù)云圖。對(duì)于基準(zhǔn)情況，在葉頂角區(qū)存在一個(gè)圓形低壓區(qū)域，對(duì)應(yīng)于泄漏渦，尾跡處?kù)o壓較高；ssqB2情況對(duì)應(yīng)的泄漏渦中的靜壓高于基準(zhǔn)，且主流區(qū)域的靜壓也略高于基準(zhǔn)。

圖7 靜壓升系數(shù)云圖Fig.7 Distribution of the static pressure rise coefficient

圖8(a)是周向流量平均總壓損失沿展向的分布。從圖中可看出，ssq情況在靠近端壁處的損失大于基準(zhǔn)，而在遠(yuǎn)離端壁處小于基準(zhǔn)，這是因?yàn)樾孤u的周向范圍變大、展向范圍變小所致；ssqB1與ssqB2差別很小。圖8(b)是周向流量平均氣流角分布，氣流角定義為與額線的夾角。可見，兩種ssq情況的氣流角從葉中到葉頂都大于基準(zhǔn)情況，同時(shí)ssqB2的氣流角大于ssqB1，即肋條越高影響越顯著。圖8(c)是周向面積平均靜壓升系數(shù)沿葉高的分布。靜壓升系數(shù)的分布和氣流角的分布類似，ssq情況的平均靜壓值高于基準(zhǔn)，且ssqB2的對(duì)應(yīng)值最大。這是因?yàn)閷?duì)于壓氣機(jī)葉柵，其作用就是改變氣流方向，即出口氣流角越大，表明葉柵的擴(kuò)壓能力越大。

圖8 出口周向平均參數(shù)的展向分布Fig.8 Spanwise distribution of outlet circumferential average parameters

3 平面葉柵實(shí)驗(yàn)

3.1 實(shí)驗(yàn)方案

實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的低速平面葉柵風(fēng)洞中進(jìn)行。風(fēng)洞的最大流量約為1.5 kg/s，出口截面尺寸為250 mm×120 mm，20oC、來(lái)流速度約為28 m/s時(shí)，邊界層厚度約為3 mm，主流區(qū)湍流度2.6%。利用微型5孔探針測(cè)量了葉柵下游10%軸向弦長(zhǎng)截面處的三維流場(chǎng)，還測(cè)量了端壁靜壓，具體測(cè)點(diǎn)分布見文獻(xiàn)[7]。實(shí)驗(yàn)中測(cè)量的葉頂幾何方案(圖9)，包括基準(zhǔn)平葉頂間隙和葉頂吸力面肋條情況。

圖9 實(shí)驗(yàn)測(cè)量的葉片頂部幾何形狀Fig.9 Blade tip geometry of experiment

3.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

圖10給出了壁面靜壓升系數(shù)分布云圖。可見，對(duì)于基準(zhǔn)情況，流體靜壓進(jìn)入間隙后急劇下降；對(duì)于ssqB2情況，端壁上的靜壓在流體進(jìn)入壓力面一側(cè)的間隙時(shí)還未顯著下降，只有當(dāng)流動(dòng)到達(dá)吸力面肋條上方間隙進(jìn)口處才急劇下降。該實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬現(xiàn)象相似。

圖10 實(shí)驗(yàn)測(cè)量的端壁靜壓升系數(shù)云圖Fig.10 Distribution of endwall static pressure rise of experiment

圖11(a)給出了在軸向位置Ca=63.7%處?kù)o壓的周向分布。對(duì)于基準(zhǔn)情況，進(jìn)入葉頂，靜壓將降到最小值。對(duì)于ssqB2情況，葉片局部厚度較小，流道面積較大，靜壓下降平緩。圖11(b)為各軸向位置周向平均靜壓升系數(shù)沿軸向的分布，可看到ssqB2情況在通道內(nèi)部的平均靜壓高于基準(zhǔn)，而到110%軸向弦長(zhǎng)即Ca=110%處，ssqB2情況對(duì)應(yīng)的平均靜壓值都顯著高于基準(zhǔn)情況，與數(shù)值模擬結(jié)果類似。

圖11 實(shí)驗(yàn)測(cè)量的靜壓分布Fig.11 Distribution of static pressure of experiment

圖12為Ca=110%截面處的總壓損失系數(shù)分布，從圖中可看出，其分布與軸向速度系數(shù)云圖類似。ssqB2情況的高損失區(qū)的周向范圍大些，高損失區(qū)中的最大值顯著小于基準(zhǔn)情況。

圖12 實(shí)驗(yàn)測(cè)量的總壓損失系數(shù)云圖Fig.12 Distribution of total loss coefficient of experiment

圖13為靜壓升系數(shù)云圖。由于葉柵的葉片數(shù)(只有4片)較少，周期性不好，但本實(shí)驗(yàn)主要是兩兩對(duì)比，因此結(jié)果可接受?？偟膩?lái)說(shuō)，云圖分布的趨勢(shì)類似，泄漏渦對(duì)應(yīng)于低壓區(qū)，尾跡處的靜壓較高。ssqB2情況對(duì)應(yīng)泄漏渦中的靜壓值低于基準(zhǔn)間隙，這是因?yàn)樾孤u較強(qiáng)，對(duì)應(yīng)的渦核處的靜壓較低，與數(shù)值模擬趨勢(shì)相反，這主要是由數(shù)值模擬中湍流模型所致。

圖13 實(shí)驗(yàn)測(cè)量的靜壓升系數(shù)云圖Fig.13 Distribution of static pressure rise of experiment

圖14 周向平均展參數(shù)的展向分布Fig.14 Spanwise distribution of circumferential average parameters

圖14(a)是周向流量平均總壓損失的展向分布。從圖中可看出，ssqB2在靠近端壁處的損失顯著大于基準(zhǔn)，這是因?yàn)樵诳拷吮谔巗sqB2對(duì)應(yīng)的泄漏渦周向范圍大。在0.65＜span＜0.80附近略小于基準(zhǔn)，這歸因于ssqB2的泄漏渦展向范圍略小，趨勢(shì)與數(shù)值模擬結(jié)果相似。圖14(b)是周向流量平均氣流角度分布?？拷吮谔?，對(duì)應(yīng)于泄漏渦導(dǎo)致的虧轉(zhuǎn)區(qū)域，ssqB2情況對(duì)應(yīng)的泄漏及虧轉(zhuǎn)程度均強(qiáng)于基準(zhǔn)，進(jìn)而平均氣流角小于基準(zhǔn)。在0.70＜span＜0.90時(shí)，對(duì)應(yīng)于泄漏渦導(dǎo)致的過轉(zhuǎn)區(qū)域，ssqB2情況的過轉(zhuǎn)強(qiáng)于基準(zhǔn)，因而平均氣流角度大于基準(zhǔn)。圖14(c)是周向面積平均的靜壓升系數(shù)沿葉高的分布。可見，ssqB2情況對(duì)應(yīng)的靜壓升顯著大于基準(zhǔn)，與數(shù)值模擬趨勢(shì)相同。

4 結(jié)論

(1)流體進(jìn)入間隙內(nèi)部，靜壓急劇下降。對(duì)于吸力面肋條情況，流體進(jìn)入間隙后由于間隙較大，流通面積較大，因而間隙內(nèi)部壓力變化平緩，但在間隙內(nèi)部仍會(huì)加速，進(jìn)而泄漏較強(qiáng)。

(2)吸力面肋條情況對(duì)應(yīng)的泄漏渦的周向范圍變大，但展向范圍變小，周向平均的總壓損失在靠近端壁處比基準(zhǔn)情況大，而遠(yuǎn)離壁面處的損失略小。

(3)對(duì)于葉頂吸力面肋條情況，由于葉片頂部較薄，泄漏流量較大，在葉頂內(nèi)的損失也較小。

(4)吸力面肋條的厚度小于葉片厚度，對(duì)應(yīng)型線的弧度較大和彎角大，葉頂負(fù)荷大于基準(zhǔn)情況。出口氣流角和葉柵擴(kuò)壓能力均大于基準(zhǔn)情況。

(5)吸力面肋條的高度較高(2 mm)時(shí)，肋條進(jìn)口處的維納分離泡的尺寸較大，其對(duì)應(yīng)的泄漏流量較小，這種情況的葉柵擴(kuò)壓能力大于肋條高度較低(1 mm)的情況，損失幾乎相同，即表明肋條高度較高對(duì)應(yīng)的葉柵性能相對(duì)較好。

[1]Heyes F J G，Hodson H P，Dailey G M.The Effect of Blade Tip Geometry on the Tip Leakage Flow in Axial Tur?bine Cascades[J].Journal of Turbomachinery，1992，114 (3)：643—651.

[2]Camci C，Dey D，Kavurmacioglu L.Aerodynamics of Tip Leakage Flows Near Partial Squealer Rims in an Axial Flow Turbine Stage[J].Journal of Turbomachinery，2005，127(1)：14—24.

[3]Stockhaus C，Volgmann W.Modeling of Blade Tip Geome?tries in an Axial Compressor Stage[R].ASME IMECE2003-55219，2003.

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[7]Ma H W，Zhang J.Experimental Study of Effects of Grooved Tip Clearances on the Flow Field in a Compres?sor Cascade Passage[R].ASME GT2010-23063，2010.

Effects of Suction Side Squealer Tip on the Performance of a Compressor Cascade

ZHANG Jun1，MA Hong-wei2
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

The effects of suction side squealer(ssq)tip on the flow field of a compressor cascade were inves?tigated.Ssq tip with different heights were simulated.It shows that the mass of leakage flow of the ssq tip is greater and the tip gap loss is lower.The blade loading near the tip is greater than that of the baseline which leads to greater pressure rise of the cascade.The higher the ssq gets,the greater pressure rise will be.Tests on compressor cascade also show that the coverage,outlet flow angle and pressure rise of leakage vortex are greater than those of baseline.Meanwhile the average total pressure loss of outlet flow is more than that of baseline which is the same to the trend obtained by numerical simulation.

compressor cascade；suction side squealer tip；leakage flow；loss；performance

V231.3

：A

：1672-2620(2014)03-0006-06

2013-10-21；

：2014-05-05

張軍(1985-)，男，湖北石首人，工程師，博士，主要從事壓氣機(jī)設(shè)計(jì)工作。