亞聲速擴(kuò)壓平面葉柵尾跡動(dòng)態(tài)壓力場(chǎng)測(cè)量與分析

幸曉龍，馬昌友，梁俊，黃磊

(1.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇南京210016；2.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油621703)

亞聲速擴(kuò)壓平面葉柵尾跡動(dòng)態(tài)壓力場(chǎng)測(cè)量與分析

幸曉龍1，2，馬昌友2，梁俊2，黃磊2

(1.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇南京210016；2.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油621703)

為研究葉片在不同攻角下引起的氣流分離對(duì)葉柵出口氣流紊流度的影響，借助動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量設(shè)備和測(cè)試技術(shù)，完成了某擴(kuò)壓平面葉柵在進(jìn)口馬赫數(shù)為0.677，攻角分別為0°、-10°和+8°三種典型工況下，尾跡非定常流動(dòng)的測(cè)量。通過(guò)測(cè)量尾跡區(qū)域沿柵距方向和軸向的尾跡動(dòng)態(tài)壓力，并對(duì)動(dòng)態(tài)壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)域分析，得到葉柵尾跡非定常流動(dòng)的時(shí)均總壓和壓力脈動(dòng)云圖，揭示出尾跡區(qū)流動(dòng)過(guò)程，同時(shí)還與葉柵的氣動(dòng)性能和氣流穩(wěn)定性進(jìn)行了關(guān)聯(lián)。

平面葉柵；尾跡測(cè)量；動(dòng)態(tài)壓力；時(shí)域分析；穩(wěn)定性

1 引言

葉輪機(jī)內(nèi)部流場(chǎng)是非定常的，其非定常壓力脈動(dòng)，是產(chǎn)生干涉噪聲及降低葉片疲勞強(qiáng)度的主要原因，且主要來(lái)源于以下三個(gè)方面：一是旋轉(zhuǎn)動(dòng)葉尾跡速度虧損導(dǎo)致的周期性壓力脈動(dòng)[1]；二是流場(chǎng)本身紊流脈動(dòng)引起的壓力脈動(dòng)；三是合成射流、微機(jī)電系統(tǒng)及等離子體等非定常主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，為抑制葉片氣流分離而向流場(chǎng)施加的壓力脈動(dòng)[2-5]。

研究葉片尾跡旋渦脫落非定常壓力場(chǎng)特性，從國(guó)內(nèi)外公開(kāi)文獻(xiàn)看，采用的試驗(yàn)方法主要是：在轉(zhuǎn)子/靜子葉排交錯(cuò)排列的真實(shí)環(huán)境中開(kāi)展試驗(yàn)研究[6]，動(dòng)態(tài)壓力傳感器通常安裝在后排靜子葉片上；或在單排孤立轉(zhuǎn)子環(huán)境下開(kāi)展試驗(yàn)研究，插入式動(dòng)態(tài)壓力探針安裝在機(jī)匣上[7-9]。這兩種試驗(yàn)方法的共同特點(diǎn)是，所獲取的非定常周期性壓力脈動(dòng)以葉片通過(guò)頻率為特征，必須通過(guò)鎖相手段進(jìn)行等相位數(shù)據(jù)處理，且難以獲得非定常壓力場(chǎng)向下游的變化。

本文選擇在平面葉柵風(fēng)洞中開(kāi)展試驗(yàn)，探索研究葉片在不同攻角下引起的氣流分離對(duì)葉柵出口流場(chǎng)紊流度的影響。

2 試驗(yàn)及測(cè)試

2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)

試驗(yàn)在中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院超、跨聲速平面葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)器上進(jìn)行[10]。該設(shè)備是一座暫沖吹入大氣式超、跨聲速平面葉柵吹風(fēng)試驗(yàn)器，能進(jìn)行亞、跨、超聲速壓氣機(jī)和渦輪平面葉柵吹風(fēng)試驗(yàn)。試驗(yàn)葉型為某高亞聲速擴(kuò)壓葉型，葉柵弦長(zhǎng)B=60.38 mm，柵距T=35 mm，安裝角γ=64.28°，設(shè)計(jì)進(jìn)口氣流角β1= 37.5°，設(shè)計(jì)進(jìn)口馬赫數(shù)Ma1=0.677，葉柵葉片為8個(gè)。

2.2 動(dòng)態(tài)總壓尾跡探針

葉柵尾跡動(dòng)態(tài)總壓采用動(dòng)態(tài)總壓尾跡探針(圖1)測(cè)量。該探針外形與用于測(cè)量葉柵穩(wěn)態(tài)尾跡的三孔楔形探針類似，呈L型結(jié)構(gòu)；其不同在于，前者為消除管腔效應(yīng)，在感受端直接埋入了一只Kulite動(dòng)態(tài)壓力傳感器(型號(hào)為XCQ-062)。另外，為獲得動(dòng)態(tài)總壓，增大探針不敏感角，還在探針感受端安裝了滯止罩。

圖1 動(dòng)態(tài)總壓尾跡探針結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Dynamic total pressure probe structure

2.3 測(cè)試系統(tǒng)集成

針對(duì)葉柵出口流場(chǎng)動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量要求，配置了動(dòng)態(tài)測(cè)試系統(tǒng)，其系統(tǒng)組成如圖2所示。選用美國(guó)Nicollet公司的多通道高頻動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)(型號(hào)Odyssey)，完成動(dòng)態(tài)壓力數(shù)據(jù)采集。為得到葉柵進(jìn)口馬赫數(shù)，采用穩(wěn)態(tài)壓力測(cè)量系統(tǒng)，對(duì)進(jìn)口穩(wěn)態(tài)總壓和靜壓進(jìn)行了測(cè)量。

圖2 測(cè)試系統(tǒng)集成Fig.2 Testing system components

動(dòng)態(tài)總壓尾跡探針安裝在一維線性位移機(jī)構(gòu)上，可沿額線方向移動(dòng)。同時(shí)，通過(guò)人工調(diào)節(jié)探針探頭與葉柵尾緣額線的軸向距離，可測(cè)量不同軸向位置的葉柵尾跡壓力場(chǎng)。

2.4 試驗(yàn)方案

試驗(yàn)前，對(duì)整個(gè)測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行標(biāo)定，采集器自動(dòng)將采集到的傳感器電壓信號(hào)轉(zhuǎn)換成流場(chǎng)壓力信號(hào)。試驗(yàn)在葉柵設(shè)計(jì)進(jìn)口馬赫數(shù)，進(jìn)氣攻角i=0°、-10°、+8°下進(jìn)行，以研究較大正攻角、零攻角及較大負(fù)攻角三種典型葉片工作狀態(tài)下的葉柵動(dòng)態(tài)尾跡特性。動(dòng)態(tài)總壓尾跡探針在葉柵尾緣額線下游，軸向距離D= 5.7%T、25.7%T、48.6%T、74.3%T、100%T，如圖3所示。利用一維位移機(jī)構(gòu)沿額線方向在一個(gè)柵距內(nèi)測(cè)取26點(diǎn)，在每個(gè)測(cè)點(diǎn)位置探針?lè)€(wěn)定3 s后，以20 kHz采樣頻率采集2 s數(shù)據(jù)。

圖3 葉柵尾跡動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量方案Fig.3 Measurement scheme of dynamic pressure in the cascade wake

為關(guān)聯(lián)動(dòng)態(tài)尾跡與氣動(dòng)性能，在相同氣動(dòng)狀態(tài)下，采用三孔楔形穩(wěn)態(tài)尾跡探針，在葉柵尾緣額線下游軸向距離45%T處，對(duì)兩個(gè)葉柵柵距進(jìn)行了尾跡測(cè)量——一方面可用于檢查葉柵出口尾跡周期性，另一方面可獲取葉柵穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)性能。尾跡穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法詳見(jiàn)文獻(xiàn)[11]。

3 數(shù)據(jù)處理方法

從無(wú)量綱時(shí)均總壓和總壓脈動(dòng)兩個(gè)參數(shù)，對(duì)動(dòng)態(tài)尾跡數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)域分析。具體數(shù)據(jù)處理公式為：

式中：pAV為葉柵出口動(dòng)態(tài)總壓時(shí)均值(kPa)；p(t)為葉柵出口動(dòng)態(tài)總壓瞬態(tài)值(kPa)；ts為總壓平均時(shí)間間隔(s)，本文為采樣時(shí)間。

式中：σ為葉柵出口某點(diǎn)無(wú)量綱動(dòng)態(tài)時(shí)均總壓，p1T為葉柵進(jìn)口穩(wěn)態(tài)總壓(kPa)。

式中：ε為葉柵出口某點(diǎn)動(dòng)態(tài)總壓脈動(dòng)；ΔpRMS為壓力脈動(dòng)均方根值(kPa)，且。

式中：σAV為葉柵出口無(wú)量綱動(dòng)態(tài)時(shí)均總壓在一個(gè)柵距的平均值。

式中：εAV為葉柵出口無(wú)量綱總壓脈動(dòng)在一個(gè)柵距的平均值。

從式(2)和式(3)可以看出，σ實(shí)際為葉柵出口總壓恢復(fù)系數(shù)，即反映葉柵氣動(dòng)性能；ε實(shí)際為隨時(shí)間變化的葉柵出口流場(chǎng)總壓空間不均勻度，通常稱為葉柵出口紊流度，即反映葉柵流場(chǎng)氣動(dòng)穩(wěn)定性。

4 試驗(yàn)結(jié)果分析

4.1 葉柵進(jìn)出口周期性及穩(wěn)態(tài)性能

為確保試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)確可靠，試驗(yàn)時(shí)需在葉柵進(jìn)、出口建立周期性流場(chǎng)。對(duì)于亞聲速擴(kuò)壓葉柵，檢查葉柵出口流場(chǎng)周期性的重要方法，是分析葉柵出口總壓恢復(fù)系數(shù)沿葉柵額線方向的分布。圖4繪出了i＝0°、-10°、+8°時(shí)，柵前馬赫數(shù)Ma沿額線方向4個(gè)柵距的分布?？梢?jiàn)，試驗(yàn)件中部柵前進(jìn)口馬赫數(shù)沿柵距分布周期性較好。在出口流場(chǎng)方面，圖5繪出了柵后測(cè)量截面沿2個(gè)柵距的尾跡分布，表明葉柵試驗(yàn)周期性也較好。因此，為減少試驗(yàn)時(shí)間，只錄取了一個(gè)柵距的動(dòng)態(tài)尾跡數(shù)據(jù)。

另外，從圖5中還可以看出，i=0°時(shí)，葉柵尾跡寬度較窄；i=-10°時(shí)，葉柵尾跡明顯變寬，尾跡深度也比0°攻角時(shí)略深；而i=+8°時(shí)，葉柵尾跡寬度已跨整個(gè)柵距，尾跡深度也較深。

圖6為該套葉柵損失隨進(jìn)氣攻角的變化趨勢(shì)?？梢?jiàn)，0°攻角下，葉柵損失最小；隨著負(fù)攻角的逐漸增大，葉柵損失緩慢增大；而隨著正攻角的逐漸增大，葉背氣流分離較為嚴(yán)重，葉柵損失陡峭上升。

圖4 葉柵進(jìn)口速度沿額線方向的分布Fig.4 Inlet Mach number distribution

4.2 葉柵動(dòng)態(tài)尾跡分析

參照附面層定義，將葉柵出口總壓低于進(jìn)口總壓的99%的區(qū)域定義為尾跡區(qū)。葉柵出口尾跡區(qū)的寬度和深度，可表征葉柵損失的大小，即尾跡區(qū)越寬、越深，葉柵損失越大。

圖7給出了Ma=0.677，i=0°、-10°、+8°時(shí)，葉柵出口流場(chǎng)的無(wú)量綱時(shí)均動(dòng)態(tài)總壓云圖。由于只測(cè)了一個(gè)柵距的尾跡數(shù)據(jù)，為便于觀看，復(fù)制了一個(gè)柵距的云圖?？梢?jiàn)，i=0°時(shí)，葉柵尾跡區(qū)很窄，且正好位于葉型尾緣處，與主流區(qū)的分界比較明顯，葉柵沒(méi)有發(fā)生葉型分離損失，但有較小的尾跡損失；i=-10°時(shí)，尾跡區(qū)略微變寬，并略微向葉盆側(cè)(PS)偏離，說(shuō)明該葉型即使在較大的負(fù)攻角下，葉盆也只發(fā)生了非常輕微的氣流分離，但尾跡區(qū)與主流區(qū)之間存在明顯的摻混過(guò)渡區(qū)；i=+8°時(shí)，尾跡區(qū)明顯變寬變深，并偏向葉背側(cè)(SS)，這說(shuō)明該葉型在較大正攻角下，葉背發(fā)生明顯的氣流分離。這與圖5和圖6的結(jié)論一致，說(shuō)明采用動(dòng)態(tài)總壓尾跡探針測(cè)量葉柵尾跡分布可行，結(jié)果可靠。另外，從圖7中還可以發(fā)現(xiàn)，隨著柵后氣流向下游流動(dòng)，尾跡區(qū)逐漸變寬、變淺。

圖8給出了Ma=0.677，i=0°、-10°、+8°時(shí)，葉柵出口流場(chǎng)的動(dòng)態(tài)總壓脈動(dòng)云圖?？梢?jiàn)，i=0°時(shí)，柵后氣流總壓脈動(dòng)總體程度很?。籭=-10°，特別是i=+8°時(shí)，柵后氣流總壓脈動(dòng)總體程度明顯增大。由此說(shuō)明，隨著攻角的增大，葉片表面發(fā)生氣流分離，柵后流場(chǎng)非定常效應(yīng)越來(lái)越明顯。從圖8(a)和圖8(b)中可看出，動(dòng)態(tài)總壓脈動(dòng)最大區(qū)域位于葉片尾緣；而從圖7(c)中看，動(dòng)態(tài)總壓脈動(dòng)明顯往主流區(qū)葉背側(cè)方向偏移。結(jié)合圖6可知，這是因?yàn)樵撊~柵在零攻角或負(fù)攻角下，葉片表面分離程度較弱，葉柵損失主要是尾跡損失，此時(shí)尾跡區(qū)較窄且淺，尾跡低壓旋渦區(qū)氣流脈動(dòng)強(qiáng)度較弱；而在較大正攻角下，葉片葉背發(fā)生嚴(yán)重的氣流分離，葉背分離損失占據(jù)葉柵損失較大部分，葉背分離旋渦區(qū)氣流脈動(dòng)強(qiáng)度也隨之增強(qiáng)，故此時(shí)脈動(dòng)最大區(qū)域向葉背側(cè)方向偏移。由此可見(jiàn)，葉片損失與氣流脈動(dòng)強(qiáng)弱有直接關(guān)系。目前，壓氣機(jī)部件試驗(yàn)中，正是采用監(jiān)測(cè)流場(chǎng)中氣流脈動(dòng)強(qiáng)弱的方法，來(lái)判斷壓氣機(jī)是否進(jìn)喘。

圖7 Ma=0.677時(shí)柵后無(wú)量綱時(shí)均動(dòng)態(tài)總壓云圖Fig.7 Dimensionless time-average dynamic total pressure contour of plane cascade wake,Ma=0.677

圖8 Ma=0.677時(shí)柵后動(dòng)態(tài)總壓脈動(dòng)云圖Fig.8 Dynamic total pressure fluctuation contour of plane cascade wake,Ma=0.677

圖9、圖10分別給出了葉柵出口無(wú)量綱動(dòng)態(tài)總壓和無(wú)量綱總壓脈動(dòng)均值，在一個(gè)柵距的平均值向下游一個(gè)柵距距離內(nèi)的變化趨勢(shì)?？梢?jiàn)，隨著低壓旋渦區(qū)與主流區(qū)氣流向下游摻混，無(wú)量綱動(dòng)態(tài)時(shí)均總壓均值和無(wú)量綱總壓脈動(dòng)均值幾乎沒(méi)變化，這是因?yàn)樵谳^短摻混距離內(nèi)，相對(duì)于葉柵葉型分離損失和尾跡損失，摻掍損失非常小，故對(duì)出口氣流總壓恢復(fù)系數(shù)和脈動(dòng)紊流度的影響程度較小。此外，葉柵損失越大，葉柵出口無(wú)量綱動(dòng)態(tài)時(shí)均總壓均值越小，氣流脈動(dòng)紊流度就越大。即葉柵出口氣流脈動(dòng)紊流度受葉型氣流分離損失的影響較大，但幾乎不受葉柵出口氣流摻掍的影響。

圖9 柵后無(wú)量綱動(dòng)態(tài)總壓均值向下游的發(fā)展趨勢(shì)Fig.9 Dimensionless average dynamic total pressure developing toward the downstream

圖10 柵后無(wú)量綱總壓脈動(dòng)均值向下游的發(fā)展趨勢(shì)Fig.10 Dimensionless average total pressure impulse developing toward the downstream

5 結(jié)論

(1)利用所設(shè)計(jì)的動(dòng)態(tài)總壓尾跡探針，成功獲取了某擴(kuò)壓平面葉柵，在零攻角、較大負(fù)攻角及較大正攻角三種典型工況下柵后尾跡動(dòng)態(tài)壓力場(chǎng)結(jié)構(gòu)，并與該葉柵的氣動(dòng)性能和氣流穩(wěn)定性進(jìn)行了關(guān)聯(lián)。

(2)利用無(wú)量綱時(shí)均總壓云圖，可分析葉柵尾跡區(qū)寬度與深度變化、葉柵損失大小、葉型是否發(fā)生氣流分離及其位置；而利用動(dòng)態(tài)總壓脈動(dòng)云圖，可分析葉柵出口流場(chǎng)總壓脈動(dòng)不均勻度的激烈程度在柵后軸向不同空間位置的分布。動(dòng)態(tài)總壓脈動(dòng)最大區(qū)域，始終位于主流區(qū)與尾跡區(qū)的葉背側(cè)相摻混區(qū)域，與進(jìn)氣攻角無(wú)關(guān)。

(3)葉柵出口氣流脈動(dòng)紊流度，主要受葉型氣流分離損失的影響，受葉柵出口主流區(qū)與尾跡區(qū)摻混的影響較小。

(4)本文僅從無(wú)量綱時(shí)均總壓及脈動(dòng)紊流度角度，對(duì)葉柵尾跡動(dòng)態(tài)總壓進(jìn)行了時(shí)域分析，開(kāi)展頻譜分析、研究氣流分離脫落渦的頻率特性，將是今后工作的主要方向。

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Measurement and Analysis on Dynamic Pressure Field of Subsonic Compressor Plane Cascade Wake

XING Xiao-long1，2，MA Chang-you2，LIANG Jun2，HUANG Lei2
(1.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；2.China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

Using dynamic pressure measuring equipment and technology,dynamic pressure in the wake re?gion of plane compressor cascade under the incidence of 0°,-10°,+8°with 0.677 inlet Mach number was measured to study the impact of flow separation on cascade outlet flow turbulence.Pressure measured in the tangential direction and axial direction was processed in time-domain analysis.Dimensionless time average total pressure and pressure fluctuation contour were obtained through the process.Flow structure in the wake region was revealed and related to aerodynamic characteristics and flow stability.

plane cascade；wake measurement；dynamic pressure；time-domain analysis；stability

V231.3

：A

：1672-2620(2014)06-0013-05

2014-03-12；

：2014-07-29

幸曉龍(1976-)，男，重慶江津人，碩士研究生，高級(jí)工程師，主要從事壓氣機(jī)試驗(yàn)研究。