摘"要：航空壓氣機(jī)葉片通道內(nèi)流動(dòng)呈強(qiáng)逆壓梯度，為了減小流動(dòng)損失、擴(kuò)大穩(wěn)定工作范圍，針對(duì)壓氣機(jī)靜子葉型提出一種新型開(kāi)槽葉片，槽道由葉片前緣進(jìn)氣吸力面出氣，使用來(lái)流速度沖量有效抑制吸力面附面層的發(fā)展。采用計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬方法，研究不同吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置的可控?cái)U(kuò)散葉型開(kāi)槽對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響。研究結(jié)果表明：在設(shè)計(jì)工況下，開(kāi)槽可有效抑制吸力面附面層發(fā)展，降低葉柵損失，增加氣流轉(zhuǎn)角；吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置越向尾緣，在整個(gè)進(jìn)氣角范圍內(nèi)，開(kāi)槽降低損失程度越大，并且由于攻角越大吸力面附面層越厚，開(kāi)槽降低損失程度越大。

關(guān)鍵詞：壓氣機(jī)；葉柵；載荷分布；開(kāi)槽葉型；氣動(dòng)性能；流動(dòng)控制

中圖分類號(hào)：V231.3""文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A""文章編號(hào)：1671-5276（2024）02-0020-05

Influence of Load Distribution on Aerodynamic Performance of

Slotted Compressor Blade

ZENG Lingxiao， ZHOU Zhenggui

（College of Energy and Power Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China）

Abstract：As the flow in aviation compressor blade channel assumes a strong reverse pressure gradient， this paper proposes a new type of slotted blade for the compressor stator blade in order to reduce the flow loss and expand the stable working range. Through the channel， the pressure inlets from the leading edge of the blade and exhales from the suction surface， and the inflow velocity impulse is used to effectively suppress the development of the suction surface and the boundary layer. The influence of controlled diffusion blade slot with different suction surface peak isentropic Mach number positions on the aerodynamic performance of cascade is studied by computer numerical simulation. The results show that under the design condition， slotting can effectively suppress the development of the suction surface boundary layer， reduce the cascade loss and increase the flow angle. The more the position of peak isentropic Mach number of the suction surface is toward the trailing edge， the greater the degree of loss reduction by slotting is in the whole range of inlet angle; the larger the angle of attack is， the thicker the boundary layer on the suction surface is， and the greater the reduction loss of slotting is.

Keywords：compressor；cascade；load distribution；slotted blade profile；aerodynamic performance；flow control

0"引言

亞音和高亞音葉型在航空壓氣機(jī)中廣泛應(yīng)用，其載荷分布規(guī)律直接影響氣動(dòng)性能。通常認(rèn)為載荷分布符合可控?cái)U(kuò)散規(guī)律的葉型氣動(dòng)性能較好。BURGUBURU S等［1］通過(guò)用Bezier曲線修改葉片吸力面型線來(lái)改變載荷分布，使得效率改善得到提高。趙清偉等［2］通過(guò)貝塞爾曲線擬合葉型厚度分布，優(yōu)化葉型前部加載變大，總壓損失系數(shù)降低。李夢(mèng)雪等［3］研究得出結(jié)論：對(duì)于控制擴(kuò)散葉型，載荷分布會(huì)影響擴(kuò)壓梯度大小，影響激波產(chǎn)生和附面層發(fā)展，造成全攻角范圍內(nèi)性能變化。孫奇等［4］等采用實(shí)驗(yàn)對(duì)后加載和高負(fù)荷前加載葉型進(jìn)行了研究，結(jié)果表明高負(fù)荷前加載葉型相對(duì)于后加載葉型具有更大的負(fù)荷特性。

20世紀(jì)60年代后期，ROCKENBACH R W［5］提出在葉片上開(kāi)槽，利用壓力面與吸力面之間的壓力差形成射流抑制葉片吸力面附面層發(fā)展，實(shí)驗(yàn)表明：射流可抑制葉中截面流動(dòng)分離。NERGER D等 ［6］進(jìn)行了高負(fù)荷靜子葉柵的實(shí)驗(yàn)研究，在端壁和吸力面引入射流，得出的結(jié)論是，若不考慮引氣能量，則射流在大多數(shù)情況下可以有效降低流動(dòng)損失，若考慮引氣能量，則難以降低流動(dòng)損失。ALEXANDER M L等［7］提出了兩種內(nèi)部幾何結(jié)構(gòu)的槽道，一種為兩個(gè)直通道在葉片中心相交，另一種具有一個(gè)增壓室內(nèi)部結(jié)構(gòu)的葉片。研究結(jié)果表明帶增壓室葉片射流速度和性能會(huì)更好。RAMZI M等［8］等進(jìn)行了低馬赫數(shù)高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵開(kāi)槽的數(shù)值研究，得出結(jié)論：開(kāi)槽葉片相對(duì)于不開(kāi)槽葉片的氣流轉(zhuǎn)角增加，損失系數(shù)降低。STURM W等［9］研究認(rèn)為，外接氣源形成射流進(jìn)行吸力面附面層主動(dòng)控制時(shí)，應(yīng)將噴氣速度提高至與當(dāng)?shù)刂髁魉俣认喈?dāng)、噴氣方向盡可能與主流方向平行，可有效控制附面層、減小流動(dòng)損失。KIRTLEY K R等［10］對(duì)超低稠度設(shè)計(jì)的第三級(jí)靜子，在四級(jí)低速軸流壓氣機(jī)試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行了外引射流控制吸力面附面層的研究，提高了靜子的性能。CULLEY D E等［11］利用多級(jí)低速軸流壓氣機(jī)，研究采用非定常吸力面射流控制靜子角區(qū)流動(dòng)并與定常射流進(jìn)行比較，試驗(yàn)結(jié)果表明非定常射流效果更好。張相毅等［12］研究表明經(jīng)開(kāi)孔射流處理能有效改善葉片吸力面尾緣的流動(dòng)特性，從而提高壓氣機(jī)性能和穩(wěn)定工作范圍。馮冬民等［13］對(duì)采用孔隙射流的某大折轉(zhuǎn)角壓氣機(jī)葉柵進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，其結(jié)果表明開(kāi)多孔方案對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響要強(qiáng)于單孔方案。周敏等［14］研究設(shè)計(jì)了一種兩段式轉(zhuǎn)折槽結(jié)構(gòu)方案，數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明在壓氣機(jī)較大工作范圍內(nèi)能明顯提高壓氣機(jī)效率和增壓比。

本文針對(duì)高亞音靜子葉型，采用開(kāi)槽設(shè)計(jì)進(jìn)行流動(dòng)控制，通過(guò)與不開(kāi)槽葉型對(duì)比，研究吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置對(duì)可控?cái)U(kuò)散葉型氣動(dòng)性能的影響。

1"可控?cái)U(kuò)散葉型設(shè)計(jì)

本文可控?cái)U(kuò)散規(guī)律葉型設(shè)計(jì)采用自動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，優(yōu)化模塊采用遺傳算法并結(jié)合單純形法的局部尋優(yōu)能力改善［15-17］。優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)設(shè)置如下：

F=C11－Δβ－ΔβobjΔβobj+C21-Bobj-BL+

C31-∑3j=1Maj－∑3j=1Maj3∑3j=1Maj+C4（1－ω）（1）

式中：F為目標(biāo)函數(shù)值；第1個(gè)分目標(biāo)中，Δβ、Δβobj為計(jì)算及目標(biāo)氣流轉(zhuǎn)折角，此分目標(biāo)為達(dá)到給定的氣流轉(zhuǎn)角；第2個(gè)分目標(biāo)中，Bobj為目標(biāo)峰值馬赫數(shù)位置，B為計(jì)算峰值馬赫數(shù)位置，B為軸向弦長(zhǎng)，此分目標(biāo)為達(dá)到給定吸力面峰值馬赫數(shù)位置；第3個(gè)分目標(biāo)中，Maj中j取值1、2、3，分別對(duì)應(yīng)壓力面相對(duì)軸向弦長(zhǎng)0.1、0.4、0.8位置處的馬赫數(shù)，此分目標(biāo)通過(guò)約束壓力面在此3處位置的馬赫數(shù)差值，從而實(shí)現(xiàn)壓力面等熵馬赫數(shù)近于不變；第4個(gè)分目標(biāo)中，ω為總壓損失系數(shù)，此分目標(biāo)為損失最小。權(quán)重系數(shù)設(shè)置為C1=20、C2=100、C3=10、C4=5。優(yōu)化40代，每代210個(gè)個(gè)體。

本文采用的是基于修改量的參數(shù)化方法（即在原始葉型上疊加修改量），在不改變?cè)既~型弦長(zhǎng)與安裝角的情況下對(duì)其型線進(jìn)行修改。對(duì)葉型型面的修改主要分為對(duì)中弧線和對(duì)葉型厚度的修改。修改量的給定包括修改的位置和修改量的變化范圍。修改位置取弦向的相對(duì)位置，修改量的大小用變化量相對(duì)于最大厚度的值來(lái)表示。為了避免葉型厚度局部出現(xiàn)負(fù)值，修改量的取值應(yīng)小于1。對(duì)葉型優(yōu)化的修改值如表1所示。

采用以上優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，進(jìn)行表2所示葉柵不同吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置的葉型設(shè)計(jì)，得到峰值位置為0.10、0.15和0.20倍軸向弦長(zhǎng)的3種葉型，如圖1所示。分別將3種葉型命名為0.10unslotted、0.15unslotted、0.20unslotted，加unslotted是為了與后面的開(kāi)槽（slotted）葉型區(qū)分。表3所示為優(yōu)化所得3種葉型基本達(dá)到給定氣流轉(zhuǎn)角和吸力面峰值馬赫數(shù)位置。圖2所示為3種葉型表面等熵馬赫數(shù)分布符合可控?cái)U(kuò)散規(guī)律。

2"開(kāi)槽葉型設(shè)計(jì)

通常采用開(kāi)槽方法控制壓氣機(jī)葉片通道內(nèi)流動(dòng)，所開(kāi)的槽是由壓力面進(jìn)氣吸力面出氣；本文提出的槽道由葉片前緣進(jìn)氣吸力面出氣，使用來(lái)流速度沖量有效抑制吸力面附面層發(fā)展。如圖3所示，D1為槽道進(jìn)口中心距葉型前緣距離，D2為槽道出口距前緣距離，D3為槽道進(jìn)口寬度，D4為槽道出口寬度。針對(duì)前面所述3種吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置的葉型，通過(guò)以上4個(gè)關(guān)鍵槽道幾何參數(shù)對(duì)葉柵氣動(dòng)性能影響研究，確定最佳參數(shù)數(shù)值如表4所示。由于槽道內(nèi)通過(guò)的流量很小，葉型開(kāi)槽不改變其表面等熵馬赫數(shù)基本分布，但在槽出口處產(chǎn)生局部高速區(qū)，如圖4所示。

3"設(shè)計(jì)工況結(jié)果分析

葉柵設(shè)計(jì)進(jìn)氣角（即0°攻角對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣角）為42°，表5給出設(shè)計(jì)工況葉柵氣動(dòng)性能。該表表明，在設(shè)計(jì)工況，開(kāi)槽可降低葉柵損失，氣流轉(zhuǎn)角也有所增加，并且吸力面峰值馬赫數(shù)位置越向尾緣，損失降低幅度越大。如圖5所示，葉片開(kāi)槽可明顯降低吸力面附面層增長(zhǎng)，并且吸力面峰值馬赫數(shù)位置越向尾緣，附面層降低幅度越大。圖6為設(shè)計(jì)工況不開(kāi)槽與對(duì)應(yīng)開(kāi)槽葉柵通道內(nèi)馬赫數(shù)云圖，不開(kāi)槽與開(kāi)槽對(duì)比表明，開(kāi)槽明顯可減小吸力面附面層厚度。

4"全工況性能分析

圖7為開(kāi)槽和不開(kāi)槽葉柵損失與進(jìn)氣角關(guān)系曲線。該圖表明，對(duì)于可控?cái)U(kuò)散葉型吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置越向尾緣，曲線越向右移，并且整體損失越大。當(dāng)此位置為0.15時(shí)，設(shè)計(jì)進(jìn)氣角近似位于低損失進(jìn)氣角范圍的中間且損失較小。該圖也表明，吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置越向尾緣，在整個(gè)進(jìn)氣角范圍內(nèi)，開(kāi)槽降低損失程度越大；并且由于攻角越大吸力面附面層越厚，開(kāi)槽降低損失程度越大。

5"結(jié)語(yǔ)

本文針對(duì)壓氣機(jī)靜子葉型提出一種新型開(kāi)槽葉片，槽道由葉片前緣進(jìn)氣吸力面出氣，使用來(lái)流速度沖量有效抑制吸力面附面層的發(fā)展。采用計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬方法，研究了不同吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置的可控?cái)U(kuò)散葉型開(kāi)槽對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響。主要結(jié)論如下。

1）在設(shè)計(jì)工況下，開(kāi)槽可有效抑制吸力面附面層發(fā)展，降低葉柵損失、增加氣流轉(zhuǎn)角。

2）吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置越向尾緣，在整個(gè)進(jìn)氣角范圍內(nèi)，開(kāi)槽降低損失程度越大，并且由于攻角越大吸力面附面層越厚，開(kāi)槽降低損失程度越大。

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收稿日期：20220921