發(fā)動機進口整流支板端部流場

馬　馳，王　涵，桂　琳，馬樹元，王建明

(沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省航空推進系統(tǒng)先進測試技術(shù)重點實驗室，沈陽 110136)

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發(fā)動機進口整流支板端部流場

馬馳，王涵，桂琳，馬樹元，王建明

(沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省航空推進系統(tǒng)先進測試技術(shù)重點實驗室，沈陽 110136)

數(shù)值模擬了發(fā)動機進口整流支板端部流動情況，分析了整流支板下游流場的分布規(guī)律，對比分析了發(fā)動機進口整流支板調(diào)節(jié)角度為0°和30°時的流場差別。研究結(jié)果表明，整流支板端壁區(qū)的馬蹄渦可延伸至支板下游較遠(yuǎn)距離，至少可達兩倍支板弦長；馬蹄渦在支板下游流場發(fā)展過程中渦心渦量逐漸減弱，渦空間范圍逐漸增大；整流支板調(diào)節(jié)角度為30°時支板周圍及下游的總壓損失系數(shù)是調(diào)節(jié)角度為0°時的3倍。

壓氣機；進口整流支板；馬蹄渦；流動結(jié)構(gòu)

壓氣機進口整流支板承擔(dān)傳力與支撐作用，同時肩負(fù)著調(diào)節(jié)進口流場改變進口氣流方向的作用，要求氣流流過支板低損失、無分離[1]。作為承力部件要求整流支板有很好的強度，所以進口整流支板都有較大的弦長和厚度，而過大的尺寸必然會引起流場周向非均勻性[2]，支板的有無對于壓氣機性能的影響也十分明顯[3]。國外已有學(xué)者[4-5]對火箭發(fā)動機上的整流支板做了相關(guān)的理論和實驗研究，國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)的張夏等人[6]通過數(shù)值模擬的方法分析了軸流風(fēng)機的電機支板對流場的影響并提出了改進方案，可減小流動損失，達到改善流動的作用。此外，有研究發(fā)現(xiàn)，支板葉型的優(yōu)化可以減小損失[7]。北京航空航天大學(xué)的吳迪等[8]試驗發(fā)現(xiàn)，改變支板形狀可以達到改變渦脫落頻率的效果。整流支板與上下壁面之間常常伴隨著馬蹄渦的存在，T.J.Barber[9]對邊界層厚度不同引起的支板周圍流場的變化進行了描述與分析，并詳細(xì)介紹了馬蹄渦的成因。整流支板是空氣進入發(fā)動機最先通過的結(jié)構(gòu)，而壓氣機前面級在非設(shè)計工況下，偏離設(shè)計點程度要大于中間級[10]，所以探究整流支板對于下游流場的影響給研究后面級工作葉片的工作效率和工作環(huán)境等提供了有價值的參考依據(jù)，這是本文研究的主要內(nèi)容。

1　計算模型和數(shù)值方法

1.1計算模型網(wǎng)格

本研究采用NACA0012翼型近似模擬支板[11]，支板模型和流道尺寸參照文獻[12-13]中的數(shù)據(jù)，進口支板總數(shù)為15，根據(jù)其周期性特征，計算區(qū)域定為整個進口支板流場的1/15。發(fā)動機機匣外徑為1 000 mm，內(nèi)徑為600 mm，支板弦長C為160 mm，計算域的進口段和出口段長度均取為整流支板的3倍弦長。由于本文主要研究靠近壁面附近流場的情況，為了更精確地模擬流場，在近壁區(qū)進行了加密處理。為了消除有網(wǎng)格對模擬結(jié)果的影響，選取尾部折角為0°從100萬到601萬的6組網(wǎng)格模型的支板的阻力系數(shù)，如圖1所示，從圖中可以看出，在400萬網(wǎng)格之后，支板阻力系數(shù)差別不大。在保證計算準(zhǔn)確性的前提下，為了盡可能地節(jié)約計算時間，文中采用了網(wǎng)格總數(shù)約為406萬的計算模型。其中，流場流向節(jié)點數(shù)為279，展向節(jié)點數(shù)為130，柵距內(nèi)節(jié)點數(shù)為68。全流場均采用六面體網(wǎng)格，在支板周圍區(qū)域用O型網(wǎng)格進行局部網(wǎng)格加密，第一層網(wǎng)格的Y+值小于5，流場其它部分均采用H型網(wǎng)格。計算域流場的網(wǎng)格及局部示意圖如圖2所示，氣流進氣方向為X軸正方向，坐標(biāo)原點位于翼型根部的前緣點。

在可旋導(dǎo)流葉片基礎(chǔ)上發(fā)展起來的“可變彎度葉片”由前三分之二和后三分之一兩部分組成，前三分之二部分固定，后三分之一部分全程可調(diào)，通過調(diào)節(jié)出氣角的角度可達到防喘、改善非設(shè)計點效率等目的[10]。文獻[13]和[14]均對尾部可調(diào)的發(fā)動機進口整流支板在0°和30°情況下的水滴撞擊特性進行了數(shù)值模擬和分析，本文則對2個工況的流場本身進行研究。圖3為2種工況下的結(jié)構(gòu)示意圖，依據(jù)文獻[14]的可調(diào)尾部彎折位置，本文采用60%弦長處彎折30°。

圖1　阻力系數(shù)隨網(wǎng)格數(shù)變化折線圖

圖2　網(wǎng)格及局部示意圖

1.2計算方法及邊界條件

文中選用三維壓力基隱式求解器，湍流模型選用SSTk-ω兩方程模型，壓力速度耦合方案采用Coupled，差分格式選用二階迎風(fēng)格式。流場邊界設(shè)為旋轉(zhuǎn)周期性邊界條件，入口為壓力入口，參照文獻[15]的實驗工況，進口總壓設(shè)為12 800 Pa，出口為壓力出口，設(shè)為外界大氣壓力。上端壁、下端壁和支板均設(shè)為絕熱壁面。為方便研究，本文引入無量綱參數(shù)渦量系數(shù)和總壓損失系數(shù)。渦量系數(shù)定義為

(1)

其中，T為支板厚度，Ω為渦量，U∞為來流速度?？倝簱p失系數(shù)定義為

(2)

其中，Pint為進口總壓，Pt為截面總壓，ρin為進口來流密度，vin為進口速度。

圖3　整流支板尾部調(diào)節(jié)角度為0°和30°的結(jié)構(gòu)示意圖

2　計算結(jié)果與分析

2.1支板尾部調(diào)節(jié)角度為0°時馬蹄渦的空間分布

為了細(xì)致地研究整流支板周圍流場的變化過程，本文沿X軸方向截取了若干截面，范圍從X/C=0到X/C=3，間隔為0.1。整流支板為對稱翼型，且進口入流為零攻角，來流在遇到支板之后會分成兩股氣流，貼壁向下游流動，由于粘性的作用，外機匣壁邊界層內(nèi)流體在向下游流動的過程中動量逐漸減小。當(dāng)發(fā)展到動量難以克服壁面的剪切應(yīng)力時，貼外機匣流動的流體將離開壁面并發(fā)生翻轉(zhuǎn)，同時繼續(xù)與上游邊界層流體摻混，進而形成馬蹄渦。圖4為各個截面上渦量系數(shù)分布情況，整流支板兩側(cè)一直有馬蹄渦存在，并且一直附著在支板翼型周圍，在整流支板下游，馬蹄渦的渦腿存在并至少延伸到下游X/C=3.0位置。尾緣流場的馬蹄渦渦腿伸入下游流場范圍較大，此流動結(jié)構(gòu)會干擾下游的流場，尤其是干擾發(fā)動機進口流場，進口微小的擾動會引起后面級較大的流場變化。壓氣機在非設(shè)計工況時，壓氣機的前面級偏離設(shè)計點工況很遠(yuǎn)，而中間級和設(shè)計點基本保持一致[10]。本文主要研究整流支板下游的流場結(jié)構(gòu)，為壓氣機進口流場的控制提供參考。

圖4　軸向渦量系數(shù)分布

支板下游對應(yīng)截面靠近外機匣的馬蹄渦渦核的坐標(biāo)和X方向渦量系數(shù)Cv-x如表1所示。其中極徑ρ為半徑方向，極角θ為周向。由表1可見，隨著選取的截面逐漸遠(yuǎn)離支板尾緣，馬蹄渦渦心沿周向方向逐漸遠(yuǎn)離支板的弦線，并保持在相對固定的周向位置，從徑向方向看，馬蹄渦渦心的位置逐漸遠(yuǎn)離外機匣，馬蹄渦渦心的渦量沿軸向逐漸降低。

表1　外機匣馬蹄渦渦心坐標(biāo)和渦量系數(shù)

2.2支板尾部調(diào)節(jié)角度為0°時整流支板下游的流場流線

圖5為整流支板下游不同軸向位置截面的流線圖，從圖中可以清晰地觀察到整流支板下游X/C=1.0到X/C=3.0的馬蹄渦的發(fā)展變化過程。馬蹄渦越向下游發(fā)展，馬蹄渦的周向范圍逐漸增大，機匣壁面附近的馬蹄渦一直保持著相對穩(wěn)定的對稱結(jié)構(gòu)。

圖5　整流支板下游軸向截面流線圖

由圖4可知，在支板下游馬蹄渦兩渦腿收縮到支板尾緣附近后，在下游流場中有散開的趨勢，此現(xiàn)象在圖5中再次得到了印證。為了研究馬蹄渦渦腿發(fā)生此種變化的原因，圖6截取了半葉高截面上速度分布云圖。為了更好地顯示尾渦區(qū)的結(jié)構(gòu)，把尾渦區(qū)作了局部放大并對尾渦區(qū)的速度值作了更為細(xì)致地劃分。因尾跡區(qū)流速低于周圍的流體，從圖中可以清晰地看到從支板中部開始逐漸發(fā)展起來的尾跡區(qū)；另外，由于本算例中的雷諾數(shù)足夠大，主流區(qū)雷諾數(shù)達106數(shù)量級，此種較高雷諾數(shù)條件下，翼型周圍流體的粘性對壁面周圍的影響范圍很小[16]，邊界層在支板周圍沒有發(fā)生明顯的側(cè)壁分離。馬蹄渦緊緊貼在尾跡區(qū)邊界線附近，在支板X/C=1之前的尾跡區(qū)，馬蹄渦順著支板的形狀呈現(xiàn)收攏的趨勢。在支板X/C=1以后的區(qū)域，由于在支板尾緣形成一對尺度很小的尾跡渦(圖6)，尾跡渦的旋轉(zhuǎn)方向促使了馬蹄渦有進一步收攏的趨勢。在尾跡渦之后的區(qū)域，尾跡區(qū)的周向尺寸略微擴大，在尾跡區(qū)邊界附近的兩馬蹄渦渦腿也隨著尾跡區(qū)區(qū)域的擴散被尾跡區(qū)流體分隔開，導(dǎo)致了兩馬蹄渦渦腿渦核距離核心有所增大。

2.3支板尾部調(diào)節(jié)角度為0°時總壓損失系數(shù)

馬蹄渦渦腿向下游傳遞會帶來局部流場損失，圖7是沿軸向各個截面的總壓損失系數(shù)分布。對比圖7中各個截面上的損失系數(shù)云圖，發(fā)現(xiàn)越向下游發(fā)展，損失系數(shù)高的區(qū)域漸漸遠(yuǎn)離了支板軸線，損失系數(shù)的周向區(qū)域逐漸增大，與圖4對應(yīng)的馬蹄渦渦核位置正好是損失系數(shù)最大的區(qū)域。支板軸線位置上高損失區(qū)的產(chǎn)生主要是由于流體到達支板尾緣部分有尾跡渦出現(xiàn)，尾渦以及尾跡區(qū)內(nèi)低能流體對下游流場的擾動引起了支板軸線位置的高損失區(qū)。在流體逐步向下游發(fā)展的過程中，尾跡區(qū)域內(nèi)的流體與外界流體不斷摻混并進行動量交換，使得該區(qū)域流體的能量增加，對應(yīng)區(qū)域內(nèi)的總壓損失系數(shù)值降低。

2.4支板尾部調(diào)節(jié)角度為30°時馬蹄渦的空間分布

對于30°時工況，與調(diào)節(jié)角度為0°時工況的做法類似。選取與0°工況相同位置上的截面，觀察各個截面上的動量系數(shù)變化情況，如圖8所示。

圖6　整流支板下游速度云圖(單位：m/s)

圖7　整流支板下游流場總壓損失系數(shù)變化過程(單位：m)

圖8　支板尾部調(diào)節(jié)角度為30°軸向渦量系數(shù)分布

當(dāng)流體到達折角位置之前，馬蹄渦在翼型兩側(cè)不對稱地沿著翼型表面流動，但到達尾部折角的位置后，由于馬蹄渦所貼附壁面劇烈的幾何外形變化，使得馬蹄渦不再有可以貼附的壁面。脫離壁面的馬蹄渦在向下游流場發(fā)展的過程當(dāng)中，兩馬蹄渦渦腿不對稱程度明顯增加，其中，位于翼型吸力面?zhèn)鹊鸟R蹄渦渦腿形狀變得不規(guī)則且范圍迅速擴大，甚至發(fā)展到X/C=3.0的截面上時，渦量仍然較強。

2.5支板尾部調(diào)節(jié)角度為30°時整流支板下游的流場流線

圖9為支板尾部調(diào)節(jié)角度30°時軸向位置截面流線圖，在流線圖中可以看到翼型葉背側(cè)的馬蹄渦所卷起的渦結(jié)構(gòu)，在內(nèi)、外機匣附近均存在。隨著流體向下游發(fā)展，由于尾部的30°折角使得該區(qū)域流場中分離流動非常劇烈，此時該區(qū)域的流動以分離流動為主，角區(qū)流動所引起的分離已經(jīng)弱化；此外尾部折角引起的周向速度使得渦結(jié)構(gòu)逐漸減弱并消失，從圖9中可以明顯觀察到該渦結(jié)構(gòu)在X/C=1.5截面處就基本消失不見。

圖9　軸向渦量系數(shù)分布

2.6 支板尾部調(diào)節(jié)角度為0°和30°時總壓損失系數(shù)對比

為了對兩種工況下的流動情況做更具體的分析，如表2所示選取了相同位置截面上的質(zhì)量加權(quán)平均總壓損失系數(shù)。由表2，下游截面的面上的平均總壓損失系數(shù)大于上游；相同位置截面上，尾部調(diào)節(jié)角度為30°工況的平均總壓損失系數(shù)是調(diào)節(jié)角度為0°的3倍左右。

表2　尾部調(diào)節(jié)角度0°和30°時截面平均總壓損失系數(shù)

從圖8可知，尾部調(diào)節(jié)角度為30°時，支板下游流場同一位置界面上的渦量系數(shù)大于圖3所示的0°時的工況。為了說明這兩種工況在損失系數(shù)和渦量系數(shù)上出現(xiàn)如此大區(qū)別的原因，截取的半葉高(半徑為400 mm)處的截面的流線圖如圖10所示，從圖中可以看出，在支板前60%弦長范圍內(nèi)流線分布情況較規(guī)則，流體都很好貼附在翼型表面平穩(wěn)繞流，沒有發(fā)生分離。調(diào)節(jié)角度為0°時的工況，全弦長的流動都很平穩(wěn)，只是在翼型的尾端，出現(xiàn)了尺度非常小的尾跡渦。在30°調(diào)節(jié)角度的工況中，60%～100%弦長因為翼型尾部的折角，導(dǎo)致流體沒有可依附的壁面而發(fā)生了嚴(yán)重的邊界層分離，在下流流場形成了大尺度渦，并且在大渦的附近形成了一個與之旋向相反的小渦。這些渦的出現(xiàn)會引起大量的能量的耗散，即帶來非常嚴(yán)重的能量損失。

圖10　半葉高位置處的流線圖(單位：m)

3　結(jié)論

本文通過數(shù)值模擬研究發(fā)動機進口整流支板端壁區(qū)的流動結(jié)構(gòu)，由渦量分布、損失情況等結(jié)果的研究發(fā)現(xiàn)：

(1)整流支板對下游流場的影響可以延伸到支板軸向弦長2倍的區(qū)域，過長的影響區(qū)域?qū)竺婕壍墓ぷ鞑考倪M口會造成不利影響。

(2)整流支板馬蹄渦軸向的變化情況主要受到尾跡流場的影響，從而呈現(xiàn)了先聚攏后擴張的趨勢。并且越往下游發(fā)展，馬蹄渦的強度逐漸減弱但范圍逐漸擴大。

(3)支板調(diào)節(jié)角度為30°時，支板下游流場的截面平均總壓損失系數(shù)值是0°工況的相同位置截面平均總壓損失系數(shù)的三倍以上。尾部彎折角度過大引起了邊界層分離形成了大尺度渦，大范圍攪動了原本相對均勻的下游流場，造成了高損失區(qū)域的大面積出現(xiàn)。

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(責(zé)任編輯：宋麗萍英文審校：趙歡)

The flow field of entrance strut in aero-engine

MA Chi，WANG Han，GUI Lin，MA Shu-yuan，WANG Jian-ming

(Liaoning Key Lab of Advanced Test Technology for Aerospace Propulsion System,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Numerical simulation was carried out to investigate the flow structure around the entrance strut in aero-engine,especially the downstream flow field of strut.Flow fields around aero-engine struts with different regulated angles(0°and 30°) were compared and analyzed.The results show that horseshoe vortex near the surface of the strut can extend to the downstream flow field of the strut,which is twice as long as length chord of the strut.The vorticity of vortex core decreases gradually but the space scale of horseshoe vortex increases progressively as the horseshoe vortex goes to the downstream flow field of strut.The total pressure loss coefficient of down stream field for strut with regulated angle of 30° is three times as that for strut with regulated angle of 0°。

compressor;entrance strut;horseshoe vortex;flow structure

2095-1248(2016)03-0025-07

2015-09-21

航空科學(xué)基金(項目編號：2011ZA54002)

馬馳(1990-)，女，遼寧鞍山人，碩士研究生，主要研究方向：流體機械空氣動力學(xué)仿真，E-mail:mckiller@163.com；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(xué)研究，E-mail:jmwang75@163.com。

V231.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2016.03.004