某型航空發(fā)動機壓氣機平面葉柵流場數(shù)值研究

鄭 麗，羅澤明

(海軍航空兵學院飛行理論系，遼寧 葫蘆島 125001)

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某型航空發(fā)動機壓氣機平面葉柵流場數(shù)值研究

鄭 麗，羅澤明

(海軍航空兵學院飛行理論系，遼寧 葫蘆島 125001)

以某型航空發(fā)動機的壓氣機平面葉柵為研究對象，基于Gambit軟件建立葉柵模型并劃分網(wǎng)格，采用Fluent軟件，仿真計算了不同攻角時葉柵通道內(nèi)流場的流動情況，比較分析了不同攻角時葉柵通道的流動特性。仿真結(jié)果對壓氣機的設計和改進具有一定的指導意義。

葉柵；流場；攻角；數(shù)值模擬；流動損失

作為航空發(fā)動機的核心部件，壓氣機的設計研究在整個發(fā)動機的設計中占據(jù)著重要的地位。為了提高壓氣機的性能，必須對葉片的型面進行優(yōu)化設計,而葉片型面的優(yōu)化設計必須以葉柵通道內(nèi)流場研究為基礎。目前，葉柵流場的研究分成平面葉柵、單級旋轉(zhuǎn)葉柵和多級旋轉(zhuǎn)葉柵的流場研究，一般采用平面葉柵風洞試驗法和計算流體力學兩種方法，它們通過互相驗證，既節(jié)省時間和經(jīng)費，又能取得較好的效果[1-7]。本文針對某型航空發(fā)動機壓氣機葉片平面葉柵，采用計算流體力學方法計算不同攻角下通道內(nèi)的流場流動情況。

1 計算模型

1.1 計算模型和網(wǎng)格劃分

選取壓氣機的平面葉柵為研究對象。根據(jù)葉柵對上游流場影響較小、對下游流場影響較大的特點，計算區(qū)域延伸至葉柵上游1倍弦長、下游1倍弦長處，葉柵的具體型面和計算區(qū)域如圖1所示。

圖1 平面葉柵模型

取其中一個葉柵通道，在Gambit軟件中劃分網(wǎng)格(如圖2所示)，采用四邊形和三角形混合網(wǎng)格，并在葉柵表面、前緣和后緣進行加密處理，網(wǎng)格數(shù)為38 856個。

圖2 計算網(wǎng)格劃分

1.2 控制方程和邊界條件

根據(jù)葉柵內(nèi)實際流動情況，控制方程選擇Navier-Stokes方程，湍流模型采用k-ε模型。模擬工質(zhì)的物性條件為空氣狀態(tài)條件及其性質(zhì)。

邊界條件設置：進口邊界條件為葉柵來流處的總壓、靜壓和來流方向，出口邊界條件給定為出口背壓，即大氣壓；葉柵前后流場側(cè)面分別定義為周期性邊界條件；葉柵壁面葉盆、葉背邊界條件為光滑無滑移、絕熱壁面。

2 計算及結(jié)果分析

取相同的葉柵進口總壓和進口氣流速度、不同的進口氣流攻角進行數(shù)值模擬。

圖3所示為不同攻角時平面葉柵通道流場的流線圖。當攻角為0°時，氣流沿著與葉柵后緣切線方向流出，此時流場均勻。當攻角向正負方向增加時，隨著攻角的增大，出口邊界處氣流會偏離葉柵后緣切線方向，且攻角越大，氣流偏轉(zhuǎn)角度越大。需注意的是，攻角偏離時，在很大范圍內(nèi)葉柵后緣所在平面處氣流出口方向變化較小。

圖3 不同攻角時流線圖

圖4所示為不同攻角時平面葉柵通道流場的總壓分布圖。當攻角為0°時，出口處總壓最大。其他攻角時，出口總壓均會減小，且偏離設計狀態(tài)越遠，總壓越小。

圖4 不同攻角時總壓分布圖

圖5所示為不同攻角時平面葉柵通道流場的速度分布圖。當攻角為0°時，葉柵通道內(nèi)速度分布較均勻，出口處速度也比較均勻，速度最大值出現(xiàn)在葉背前緣。當攻角偏離0°時，速度分布均勻性變差。但是無論攻角大小，速度最大值均出現(xiàn)在葉柵前緣。

圖5 不同攻角時速度分布圖

綜合可知，當攻角為0°時，出口總壓最大，離開此狀態(tài)，無論攻角為正為負，出口總壓均會減小，說明此時葉柵通道中流動損失都會增大。一般來說，葉柵中的流動損失包括邊界層摩擦損失、邊界層分離損失、尾跡損失、尾跡和主流摻混損失與激波損失。本計算條件下葉柵內(nèi)流動為亞音速流動，不存在激波損失。當攻角為負值時，邊界層分離現(xiàn)象不明顯，分離損失較小，總壓減小的原因主要為尾跡損失和摻混損失。當攻角為正值時，葉片通道內(nèi)出現(xiàn)較明顯的氣流分離現(xiàn)象，總壓減小的原因主要為分離損失。

此外，當攻角為負值時，邊界層分離主要發(fā)生在葉柵葉盆。而當攻角為正值時，分離主要發(fā)生在葉柵葉背，這是由于氣流從下向上運動，本身就具有脫離葉背、沖向葉盆的慣性作用。在慣性作用下，葉盆處不易產(chǎn)生分離，葉背處容易分離。因此，當正攻角過大時，葉柵通道內(nèi)就會出現(xiàn)嚴重的氣流分離，導致氣流向后流動動能不足，而葉柵通道內(nèi)從前往后，氣流壓力升高，高壓氣體具有向前流動的回沖趨勢。這樣一來，當向后流動的分離氣流的動能不足以克服后面高壓氣體的回沖趨勢時，氣體就要倒流，使分離區(qū)迅速擴大，堵塞葉柵通道，使進入壓氣機的氣流暫時中斷。但是，由于壓氣機仍在旋轉(zhuǎn)，所以葉柵通道內(nèi)空氣仍會繼續(xù)向后流動，分離區(qū)也向后流動。但是由于葉柵入口正沖角仍然很大，所以通道內(nèi)葉柵葉背的分離狀態(tài)仍未改變，葉柵通道就會出現(xiàn)流動、分離、中斷，然后再流動、再分離、再中斷的周期性的脈動現(xiàn)象，這種現(xiàn)象就是壓氣機喘振。因此，在進行壓氣機葉片設計時，需要考慮到壓氣機喘振這一氣動穩(wěn)定性難題。航空發(fā)動機使用時，也要充分考慮壓氣機喘振這一特殊情況，盡量避免正攻角過大，出現(xiàn)流量系數(shù)過小，從而導致壓氣機喘振，影響到飛行安全。

3 結(jié)論

以某型航空發(fā)動機的壓氣機平面葉柵為研究對象，基于Navier-Stokes控制方程和k-ε湍流模型，仿真計算了不同攻角時葉柵通道內(nèi)的流動情況，得出如下結(jié)論：處于設計狀態(tài)時，氣流的流動情況均勻，流動損失小；偏離設計狀態(tài)時，氣流將偏離葉柵后緣，流場的均勻性變差，流動損失變大。但是需注意的是，正攻角和負攻角時流動損失的來源不同，分離情況也不同，設計和使用時需考慮到流場的這一特性。

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Numerical simulation of flow field in the compressor cascade for aero-engine

ZHENG Li,LUO Zeming

(Department of Flight Theory, Naval Flying Academy, Liaoning Huludao, 125001, China)

Aiming at the aero-engine compressor, it establishes a 2-D cascade model and meshes with the software of Gambit, analyzes the flow field of different attack angle based on software of Fluent. It compares the characteristics of different attack angle. The results can be used to guide the design and improvement of the compressor.

cascade; flow field; attack angle; numerical simulation; flow loss

10.3969/j.issn.2095-509X.2015.09.002

2015-06-01

鄭麗(1982—)，女，湖北黃岡人，海軍航空兵學院講師，碩士，主要研究方向為航空發(fā)動機。

V232.4

A

2095-509X(2015)09-0004-03