王建明，桂　琳，馬　馳，王　涵，陳　超

(沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院)，沈陽 110136)

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航空宇航工程

過失速點的帶間隙葉柵流動結(jié)構(gòu)

王建明，桂琳，馬馳，王涵，陳超

(沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院)，沈陽 110136)

航空發(fā)動機壓氣機的非穩(wěn)定工況取決于葉片的失速現(xiàn)象，失速會導致壓氣機性能的急劇下降，研究失速時葉柵流場結(jié)構(gòu)對于預測喘振等不穩(wěn)定現(xiàn)象具有重要意義。以NACA64-A905型葉片為基礎(chǔ)建立移動端壁模型，數(shù)值模擬了間隙高度為2%葉片弦長、攻角從-2°至30°的壓氣機葉柵通道流動情況，通過過失速點時的速度、流線和靜壓分布等研究其流動結(jié)構(gòu)。結(jié)果表明，葉片處于過失速狀態(tài)時，其附面層的分離狀態(tài)沿葉高方向不同，泄漏渦會抵抗葉片頂部區(qū)域附面層分離，而通道渦有促進葉片根部附面層分離的作用，所以沿葉高方向分離逐漸減弱，且隨著攻角的增大，葉片根部分離現(xiàn)象更明顯。

壓氣機葉柵；移動端壁；過失速點；流動結(jié)構(gòu)

隨著壓氣機載荷的不斷增高，對其工作條件穩(wěn)定性的要求也越來越高，壓氣機的穩(wěn)定工作范圍由其穩(wěn)定裕度即壓氣機的工作點和失速邊界點(即失速攻角處)之間的流量所決定[1]。失速是指攻角超過某一臨界值時，葉片葉背表面附面層將發(fā)生分離、升力急劇下降而不能保持正常飛行的現(xiàn)象。壓氣機葉片失速不穩(wěn)定流態(tài)會導致壓氣機性能急劇降低，嚴重時還會造成壓氣機喘振。因此了解過失速點流場特性對進一步預估壓氣機失穩(wěn)，改善壓氣機性能具有重要的意義。失速的本質(zhì)是流動分離，由于受通道渦和端壁附面層的影響，在葉根區(qū)域失速表現(xiàn)為三維分離流動；當葉頂間隙存在失速時，由于泄漏流的存在使三維分離流動更加復雜。模擬葉柵中的間隙流需要增加移動端壁以模擬機匣與葉片頂端的相對運動[2-3]。國內(nèi)外學者對失速進行了大量研究，Emmons指出造成失速的可能原因是當葉片在大攻角狀態(tài)下，流場中的某一干擾將引起某個或幾個葉片通道內(nèi)瞬時的氣流分離并造成堵塞[4]。Moore和Greitzer建立了一套比較完整的壓縮系統(tǒng)穩(wěn)定性模型(簡稱為M-G模型)，研究發(fā)現(xiàn)在失速工作點附近流場內(nèi)流體擾動的幅度迅速增大，使失速看起來是突然發(fā)生的，但實際上擾動是平穩(wěn)地發(fā)展為失速團[5]。蔣康濤對某臺三級低速軸流壓氣機第一級和第一級孤立轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)失速現(xiàn)象進行了詳細研究，發(fā)現(xiàn)只有在系統(tǒng)處于不穩(wěn)定的條件下，擾動誘發(fā)出的內(nèi)部流場變化才導致失速[6]。王春利等人發(fā)展了可以計算過失速特性的壓縮系統(tǒng)葉排特性的新模型和新方法，在高轉(zhuǎn)速下具有較高的精度[7]。吳艷輝等人也在壓縮系統(tǒng)的過失速性能和改善失速可恢復性方面做了深入研究[8]。本文利用數(shù)值仿真技術(shù)研究帶間隙壓氣機葉柵的失速攻角以及過失速點的流動特性。

1　數(shù)值模型及計算方法

首先對文獻[2]中的移動端壁實驗進行數(shù)值模擬，以驗證數(shù)值模型與計算方法的準確性。采用NACA64-A905翼型建立模型，模型和流道尺寸參數(shù)參考美國空軍大學AFIT平面實驗葉柵的主要設(shè)計參數(shù)，如表1所示。采用移動端壁模擬壓氣機機匣與葉片的相對運動，端壁移動的方向與葉片實際的運動方向相反。湍流模型采用k-Epsilon Realizable模型，第一層網(wǎng)格無量綱高度y+<5，采用增強壁面處理，對網(wǎng)格進行局部分塊，近壁面處進行網(wǎng)格加密處理，葉頂間隙τ=2%c(c為弦長)，該處采用四面體網(wǎng)格，其余計算域全部為六面體網(wǎng)格，計算域網(wǎng)格如圖1所示。邊界條件與實驗的工況條件一致，流場邊界設(shè)為周期性邊界條件，入口速度為38.3 m/s，出口設(shè)為壓力出口，為大氣壓力。參考韓少冰[9]、吳艷輝[10]等人的研究，本文也采用x=1.066 7c截面處的速度矢量計算結(jié)果與文獻[2]實驗結(jié)果進行對比，如圖2所示。該計算結(jié)果與文獻[2]實驗結(jié)果較一致，較好地模擬出了葉尖泄漏渦的位置及作用范圍，表明本文的數(shù)值計算模型能夠在一定程度上進行準確數(shù)值預測及分析。對計算模型穩(wěn)定性驗證成功之后，進一步進行網(wǎng)格穩(wěn)定性驗證。本文所使用的網(wǎng)格總數(shù)為310萬左右，并且再增加網(wǎng)格數(shù)損失系數(shù)等計算結(jié)果已經(jīng)不再改變。

表1　葉型主要參數(shù)

圖1　計算域網(wǎng)格

圖2　1.066 7c截面上實驗與計算結(jié)果比較

2　計算結(jié)果及分析

2.1失速攻角的計算

本文計算了-2°～30°范圍內(nèi)17個攻角情況下葉片表面的升力系數(shù)。如圖3所示，升力系數(shù)極大值點出現(xiàn)在12.5°攻角處。本文研究過失速點附近的流場特性，以攻角為14.5°和16°為例進行分析。

圖3　不同攻角的升力系數(shù)曲線圖

2.2不同葉高截面速度的變化

沿葉片高度方向，流體繞葉片的流動狀況不同，當處于過失速狀態(tài)時，其附面層的分離狀態(tài)不同[11-13]。在帶間隙的葉片根部分離會受到通道中大尺度通道渦和端壁的附面層影響，形成三維分離流動。葉片中部截面流動三維特性微弱，主要以二維分離流動為主。葉尖區(qū)域由于端壁附面層、通道渦和葉頂間隙流動的影響，流動的三維特性明顯，而且存在泄漏流與分離流動相互影響的狀態(tài)[14-17]。圖4描述了葉片所在通道沿葉片高度方向分別為0.2h、0.5h、0.8h和0.99h時4個截面的速度矢量圖。i=14.5°時，在葉根附近z=0.2h、x=0.019m處葉背表面開始出現(xiàn)分離，在尾緣處形成較明顯的回流區(qū)，如圖4(1a)所示。沿葉高方向分離起始點逐漸向葉片尾緣移動，當z=0.5h時在x=0.02m處開始出現(xiàn)分離現(xiàn)象，且尾緣回流區(qū)面積減?。粃=0.8h處從x=0.021m才開始發(fā)生分離，尾緣回流區(qū)面積進一步減小，而到z=0.99h處，葉背附近已無分離區(qū)域。i=16°時，葉根附近z=0.2h處從0.01m已發(fā)生分離，且回流區(qū)面積較大，如圖4(2a)所示，回流區(qū)在y方向已占據(jù)1/3葉柵通道，隨著葉高方向的發(fā)展，z=0.5h和z=0.8h處在x=0.02處附近才發(fā)生分離現(xiàn)象，直到葉頂附近z=0.99h無分離現(xiàn)象。上述現(xiàn)象均表明在葉頂區(qū)域速度無分離現(xiàn)象，這是由于葉片吸力面與壓力面的壓差產(chǎn)生泄漏渦，給葉片頂部區(qū)域增加動能，使得氣流有足夠的動能克服逆壓梯度，進一步說明泄漏流有抵抗附面層分離的作用，但有可能會帶來負面作用，如在葉頂部分做功能力減低。而在葉根附近的分離i=16°比i=14.5°時嚴重，說明隨著攻角的增大，失速引起的附面層分離現(xiàn)象更明顯。

2.3軸向截面流線圖及速度矢量圖分析

圖5描述了x/c=0.8和x/c=1.066 7截面沿葉高方向的流線圖，該圖更為清楚地揭示出失速點通道內(nèi)流體的流動結(jié)構(gòu)。如圖5(1)所示，x/c=0.8時，流道內(nèi)吸力面附面層受上端壁移動引起的葉頂切向黏性剪切流的誘導，在近吸力面處形成泄漏渦，由于泄漏流的存在葉頂區(qū)域的通道渦消失。葉根處流動結(jié)構(gòu)主要表現(xiàn)為通道渦結(jié)構(gòu)，沿流向發(fā)展如圖5(2)所示，x=1.066 7c處渦系與主流之間發(fā)生摻混與能量交換，通道渦系逐漸減弱。i=16°時近壓力面的分離渦比i=14.5°更強，但通道底部下通道渦較弱，如圖5(1a)所示，從y=0.007 m至0.028 m，下通道渦幾乎占據(jù)整個通道；而圖5(1b)顯示，下通道渦只從y=0.013 m至0.017 m。圖6描述了兩個攻角下x=0.7c、0.8c、0.9c、和1.066 7c四個截面的速度矢量圖，可以較為清楚地看出通道內(nèi)流體的流動狀態(tài)。i=14.5°時沿流向方向，底部下通道渦逐漸減小，近吸力面分離渦產(chǎn)生的分離線逐漸遠離吸力面；i=16°時沿流向方向，近壁面分離現(xiàn)象及下通道渦均逐漸減弱，該現(xiàn)象與圖5表述的相一致。綜上所述，各渦系主要集中在通道底部及近壁面區(qū)域，泄漏渦與通道渦的存在以及分離渦的摻混，會使主流向附面層內(nèi)傳遞能量，可以有效延緩葉頂附近附面層的分離，同時又會促進葉根附近附面層的分離，這也解釋了圖4中分離特性存在的原因。

圖4　不同葉高截面處速度矢量圖

圖5　一個通道內(nèi)截面流線圖

圖6　一個通道內(nèi)截面速度矢量圖

2.4不同葉高截面靜壓系數(shù)的變化

葉高截面的靜壓系數(shù)為

(3)

其中，pin為進口靜壓，ρin為進口密度，Vin為進口速度。通過分析靜壓系數(shù)的變化，可以了解失速引起通道內(nèi)葉背與葉盆間的壓差變化進而對做功的影響。如圖7所示，隨著葉高方向的發(fā)展，代表葉尖最大壓力負荷的橢圓型低靜壓區(qū)向下游偏移[18]，吸力面壓力系數(shù)范圍逐漸減小，在z=0.99h處現(xiàn)象較為明顯，這是由于葉頂附近泄漏渦的影響，引起葉背與葉盆之間的壓差降低，即葉片受流體的壓力降低，根據(jù)牛頓第三定律，其反作用力也降低，即在轉(zhuǎn)速不變的條件下引起做功能力降低，與圖4現(xiàn)象相吻合。i=16°時，葉片壓力面Cp=0.2的面積由x=0.02 m(z=0.2h處)擴大至x=0.038 m(z=0.99h處)；而i=14.5°時Cp變化不明顯，葉片壓力面Cp=0.4的面積由x=0.018 m(z=0.2h處)擴大至x=0.024 m(z=0.99h處)。

圖7　不同葉高處靜壓系數(shù)分布

3　結(jié)論

本文通過對壓氣機葉柵攻角改變的數(shù)值模擬，計算得到失速點，并對過失速點附近的流動結(jié)構(gòu)進行分析研究，得出以下結(jié)論：

(1)葉片處于過失速狀態(tài)時，其附面層的分離狀態(tài)不同，沿葉高方向分離逐漸減弱。i=16°時z=0.2h處回流區(qū)從x=0.01～0.045m，z=0.99h處已無分離；i=14.5°時z=0.2h處回流區(qū)從x=0.019～0.04m，z=0.99h處已無分離。

(2)泄漏渦有緩解附面層分離的作用，但同時會導致做功能力有所降低，而通道渦有促進葉片根部附面層分離的作用。

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(責任編輯：宋麗萍英文審校：趙歡)

Flow structure with clearance in a post-stall condition

WANG Jian-ming,GUI Lin,MA Chi,WANG Han,CHEN Chao

(Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Unsteady condition of aero-engine compressor depends on the blade stall.Stall can lead to the sharp decrease in compressor performance.Investigation of flow field structure under the stall condition has important value in predicting the unstable phenomena of rotating stall.This article established a moving endwall model based on NACA64-A905.The flow structure,in which clearance sizes were 2%c(cis the blade chord) and the stall incidences varied from -2° to 30°,was simulated numerically and further investigated by analyzing the velocities,the streamline and the static pressure at the post-stall condition.The results show that separation state of boundary layer is different,when the blade is in a post-stall condition.The leakage vortex can resist the boundary layer separation in blade tip region,whereas the passage vortex can promote the boundary layer separation in blade root region,hence the separation decreases gradually along the blade height.The blade root separation is more obvious as the incidence increases.

compressor cascade;moving end wall;post-stall;flow structure

2095-1248(2016)03-0011-07

2015-12-01

航空科學基金(項目編號：2011ZA54002)

王建明(1975-)，男，遼寧昌圖人，博士，副教授，主要研究方向：流體機械空氣動力學，E-mail:jmwang75@163.com。

V213.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2016.03.002