自循環(huán)吸附動(dòng)葉設(shè)計(jì)原理及數(shù)值模擬分析

曹志鵬， 趙龍波， 王靖宇， 關(guān)朝斌

1.中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院， 成都 610500 2.中山大學(xué) 物理學(xué)院， 廣州 510006

自循環(huán)吸附動(dòng)葉設(shè)計(jì)原理及數(shù)值模擬分析

曹志鵬1,*， 趙龍波1， 王靖宇2， 關(guān)朝斌1

1.中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院， 成都 610500 2.中山大學(xué) 物理學(xué)院， 廣州 510006

研究了一種新型自循環(huán)吸附動(dòng)葉，分析了其主要實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)以及自循環(huán)吸附的原理。新型吸附結(jié)構(gòu)利用動(dòng)葉旋轉(zhuǎn)離心作用形成的驅(qū)動(dòng)力抑制了葉表分離、葉頂二次流動(dòng)，增加了葉頂附面層動(dòng)量，提高了動(dòng)葉效率及穩(wěn)定裕度。通過(guò)與傳統(tǒng)的機(jī)匣處理技術(shù)的對(duì)比，闡明了自循環(huán)吸附動(dòng)葉的獨(dú)特結(jié)構(gòu)以及葉頂噴氣技術(shù)優(yōu)勢(shì)。以Rotor37動(dòng)葉為例，依據(jù)基本的吸氣、噴氣原則，開(kāi)展了吸氣槽、葉頂噴氣孔以及動(dòng)葉內(nèi)腔等自循環(huán)典型結(jié)構(gòu)概念方案設(shè)計(jì)，突破了帶有動(dòng)葉內(nèi)腔的復(fù)雜網(wǎng)格生成技術(shù)，完成了自循環(huán)吸附動(dòng)葉內(nèi)腔以及葉片通道內(nèi)的流動(dòng)分析以及特性分析。研究結(jié)果表明：自循環(huán)吸附技術(shù)優(yōu)勢(shì)明顯，數(shù)值模擬證明其原理可行。

自循環(huán)； 吸附動(dòng)葉； 葉表吸氣孔； 葉頂噴氣； 擴(kuò)穩(wěn)增效

自循環(huán)吸附動(dòng)葉是一種新型轉(zhuǎn)子葉片。動(dòng)葉采用空心葉片結(jié)構(gòu)，在葉片吸力面上開(kāi)有葉表吸氣孔或者吸氣縫，葉片內(nèi)部根據(jù)氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度要求設(shè)置集氣腔，在葉片頂部設(shè)置若干葉頂噴氣孔，葉頂噴氣孔與葉表吸氣孔之間通過(guò)光滑的氣流流路相連通，形成一個(gè)自循環(huán)流通結(jié)構(gòu)。

自循環(huán)吸附動(dòng)葉主要工作原理為：將葉頂噴氣、葉表吸附兩項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)合二為一，形成了一種新型自循環(huán)吸附動(dòng)葉技術(shù)。在動(dòng)葉工作過(guò)程中，利用動(dòng)葉葉片高速旋轉(zhuǎn)形成的離心力以及葉表和葉頂處的壓力差產(chǎn)生氣流內(nèi)循環(huán)驅(qū)動(dòng)力，將動(dòng)葉葉表的低能量附面層流體通過(guò)吸氣孔抽吸到葉片內(nèi)腔，再將收集到葉片內(nèi)腔的氣體向上輸送到葉片頂部，從動(dòng)葉葉頂噴氣孔以一定的角度噴出，在動(dòng)葉主流道和內(nèi)腔之間就形成一個(gè)不斷循環(huán)的動(dòng)態(tài)系統(tǒng)。

自循環(huán)技術(shù)的優(yōu)勢(shì)在于：由旋轉(zhuǎn)離心力以及葉表、葉頂?shù)膲毫Σ町a(chǎn)生自循環(huán)所需的驅(qū)動(dòng)力。一方面，在動(dòng)葉表面可以通過(guò)驅(qū)動(dòng)力產(chǎn)生的吸附作用抽吸葉片表面附面層中的低能量氣體，起到減小動(dòng)葉吸力面上流動(dòng)分離的作用。另一方面，通過(guò)驅(qū)動(dòng)力產(chǎn)生的噴射作用抑制從葉盆到葉背面的泄漏流，減少動(dòng)葉葉頂?shù)亩瘟鲃?dòng)，起到動(dòng)葉葉片頂部封嚴(yán)作用；同時(shí)，由于噴氣為葉頂處低速附面層注入了高能量，可以提升動(dòng)葉頂部抵抗逆壓能力，從而延遲了激波移出葉片通道、形成失速的過(guò)程，增加了氣動(dòng)穩(wěn)定性。

基于葉表附面層抽吸以及葉尖噴氣的流動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)能有效地控制葉表附面層分離，提高葉片載荷能力，擴(kuò)大其穩(wěn)定工作范圍，從而提高壓縮系統(tǒng)性能。然而，無(wú)論是葉表附面層抽吸還是機(jī)匣處葉尖噴氣技術(shù)，都需要補(bǔ)充新的動(dòng)力裝置或者額外結(jié)構(gòu)，以實(shí)現(xiàn)抽吸/噴氣流量的控制目標(biāo)，這無(wú)疑增加了發(fā)動(dòng)機(jī)外部設(shè)備的重量和復(fù)雜程度。相比于傳統(tǒng)吸附技術(shù)，自循環(huán)吸附技術(shù)消除了抽吸流外排帶來(lái)的流量減少，并且不需要引入外部的設(shè)備，結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，具有良好的工程應(yīng)用前景。同時(shí)自循環(huán)技術(shù)可實(shí)現(xiàn)不同工況下吸氣量的自動(dòng)調(diào)節(jié)，具有自適應(yīng)的氣動(dòng)特性。與同等載荷水平的常規(guī)風(fēng)扇(壓氣機(jī))相比，自循環(huán)吸附動(dòng)葉的負(fù)荷能力增強(qiáng)，葉片數(shù)可以適當(dāng)減少，從而減輕了風(fēng)扇的重量。另外自循環(huán)系統(tǒng)中的空心葉片結(jié)構(gòu)，還會(huì)進(jìn)一步減輕風(fēng)扇的重量，而且對(duì)于高負(fù)荷前掠彎掠的三維動(dòng)葉葉片強(qiáng)度、振動(dòng)抑制有益，因此具有良好的工程應(yīng)用前景。

自循環(huán)吸附技術(shù)源于吸附技術(shù)以及葉尖噴氣主動(dòng)控制技術(shù)?，F(xiàn)代高負(fù)荷風(fēng)扇/壓氣機(jī)不斷向著來(lái)流馬赫數(shù)高、氣流轉(zhuǎn)折角大的方向發(fā)展，動(dòng)葉進(jìn)口的相對(duì)馬赫數(shù)不斷升高，進(jìn)而產(chǎn)生較大的激波損失造成動(dòng)葉效率快速下降。在大轉(zhuǎn)折角下，氣流容易發(fā)生分離，造成葉片間通道內(nèi)的流動(dòng)堵塞，不但會(huì)引起動(dòng)葉效率大幅下降，而且會(huì)影響穩(wěn)定裕度。提升負(fù)荷水平不可避免地會(huì)遇到附面層分離問(wèn)題，通過(guò)單純的幾何邊界改變是難以消除的。20世紀(jì)末，Kerrebrock教授等首先提出了吸附技術(shù)的概念[1]，其原理是通過(guò)在動(dòng)葉中發(fā)生流動(dòng)分離的葉片表面或者葉片通道上下端壁處設(shè)置抽吸縫/孔，通過(guò)外部抽吸裝置將低能氣體抽出(從根部或者尖部)，防止或推遲附面層分離，從而增加葉片氣動(dòng)載荷，同時(shí)獲得期望的壓比和效率。隨后Kerrebrock教授帶領(lǐng)的燃?xì)鉁u輪研究團(tuán)隊(duì)深入開(kāi)展了吸附風(fēng)扇/壓氣機(jī)原理、設(shè)計(jì)、制造以及試驗(yàn)等研究，充分證明了吸附風(fēng)扇/壓氣機(jī)的可行性[2-5]。麻省理工學(xué)院(MIT)還將吸附技術(shù)與對(duì)轉(zhuǎn)技術(shù)結(jié)合，設(shè)計(jì)了吸附對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇，壓比達(dá)到了3.0，效率為87%[6]。國(guó)內(nèi)，葛正威等借助MIT的吸附葉型設(shè)計(jì)軟件MESIS，闡明了吸氣孔與激波附面層的位置關(guān)系[7]。劉波等較早地開(kāi)展了吸附技術(shù)的試驗(yàn)和理論研究[8-9]，其通過(guò)粒子圖像測(cè)速法(PIV)測(cè)量的吸附葉柵流場(chǎng)與理論分析吻合較好，試驗(yàn)表明抽吸位置處于分離起始點(diǎn)與嚴(yán)重分離區(qū)之間時(shí)，附面層分離才能得到明顯的抑制，流場(chǎng)才能得到顯著的改善。王掩剛等通過(guò)對(duì)跨聲速葉柵的數(shù)值模擬，詳細(xì)地介紹了吸氣孔的角度和流量對(duì)葉柵性能的影響[10]。

對(duì)于跨聲速風(fēng)扇/壓氣機(jī)，由于擾動(dòng)在亞聲速和超聲速情況下的傳播規(guī)律不同，其穩(wěn)定工作的流量裕度低，大量有關(guān)流動(dòng)失穩(wěn)的研究結(jié)果表明：壓縮系統(tǒng)中非穩(wěn)定流動(dòng)的失速先兆總是首先出現(xiàn)在動(dòng)葉葉尖區(qū)域，在充分認(rèn)識(shí)導(dǎo)致壓氣機(jī)非穩(wěn)定流動(dòng)的間隙泄漏渦及其發(fā)展和影響機(jī)制后，研究人員提出了許多切實(shí)有效的流動(dòng)擴(kuò)穩(wěn)措施，機(jī)匣處葉頂噴氣技術(shù)就是其中之一[11]，其原理為從外部(或內(nèi)部)引入高壓氣流，以合適的角度噴入主流道當(dāng)中，增加間隙流動(dòng)的流向動(dòng)量，改善其流動(dòng)結(jié)構(gòu)，達(dá)到壓縮系統(tǒng)擴(kuò)穩(wěn)的目的。近些年各國(guó)學(xué)者針對(duì)該項(xiàng)技術(shù)進(jìn)行了廣泛并且深入的研究。Weigl等通過(guò)在單級(jí)壓氣機(jī)機(jī)匣處葉頂噴氣，實(shí)現(xiàn)了非設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速穩(wěn)定裕度超過(guò)3倍的提高[12]。Suder等對(duì)Rotor35進(jìn)行葉尖噴氣試驗(yàn)，結(jié)果表明噴氣后葉尖區(qū)域的環(huán)面軸向平均速度越大，起到的擴(kuò)穩(wěn)效果越好[13]。Hathaway提出了自循環(huán)噴氣擴(kuò)穩(wěn)的概念，其原理為在機(jī)匣上開(kāi)設(shè)流路，利用動(dòng)葉葉尖前后緣的壓差將后緣氣流引至前緣噴出，達(dá)到擴(kuò)穩(wěn)的目的[14]。Strazisar等在多級(jí)壓氣機(jī)中通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證了自循環(huán)噴氣對(duì)壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度的改善[15]。Weichert等設(shè)計(jì)了自調(diào)節(jié)(Self-regulating)機(jī)匣，使得設(shè)計(jì)點(diǎn)的循環(huán)流量降低，并最大化近失速點(diǎn)的循環(huán)流量[16]。國(guó)內(nèi)方面，中科院聶超群的研究團(tuán)隊(duì)在壓氣機(jī)頂部進(jìn)行了微噴氣的試驗(yàn)研究，指出微量噴氣可以有效地提高壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度[17-18]。吳艷輝等認(rèn)為，機(jī)匣處葉尖噴氣改變了流場(chǎng)載荷分布的格局，破壞了葉尖二次渦的形成條件，抑制了與流動(dòng)失穩(wěn)直接相關(guān)的非定常性的出現(xiàn)[19]。楚武利的研究團(tuán)隊(duì)在國(guó)內(nèi)率先開(kāi)展了自適應(yīng)流通機(jī)匣的流動(dòng)機(jī)理研究[20]，并通過(guò)試驗(yàn)研究指出自適應(yīng)流通機(jī)匣可以同時(shí)提高壓氣機(jī)的性能和穩(wěn)定裕度[21]。

從機(jī)匣內(nèi)壁面向通道內(nèi)噴氣的方式，可以看做是一種流動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)，對(duì)于典型的動(dòng)葉葉尖失速，有良好的擴(kuò)穩(wěn)效果。動(dòng)葉葉尖噴氣擴(kuò)穩(wěn)在機(jī)理上與機(jī)匣噴氣擴(kuò)穩(wěn)是有很大差異的：機(jī)匣噴氣擴(kuò)穩(wěn)中，葉片不斷切割噴射氣流來(lái)獲得抵抗逆壓的高能量，穩(wěn)定裕度提高；動(dòng)葉葉尖噴氣時(shí)，噴氣流和葉片同相位，對(duì)葉尖附面層的能量輸入更精準(zhǔn)、更穩(wěn)定，抵抗逆壓的效果更好；同時(shí)，噴射流在動(dòng)葉葉尖的間隙區(qū)中形成了一個(gè)屏障，有效抑制了動(dòng)葉葉尖由于葉盆與葉背的壓力差形成的二次流動(dòng)，提高了動(dòng)葉尖部的效率。

目前國(guó)內(nèi)外鮮有關(guān)于自循環(huán)吸附技術(shù)的公開(kāi)文獻(xiàn)。通用電氣(GE)公司在介紹F414發(fā)展經(jīng)歷時(shí)提到該發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇動(dòng)葉使用自循環(huán)吸附技術(shù)提高負(fù)荷并改善了裕度[22]，并已經(jīng)將這項(xiàng)技術(shù)申請(qǐng)了專(zhuān)利[23]。

本文通過(guò)對(duì)新型自循環(huán)吸附動(dòng)葉基本原理的分析，明確了自循環(huán)吸附動(dòng)葉與傳統(tǒng)吸附、機(jī)匣處理等技術(shù)的不同之處，闡明了該項(xiàng)技術(shù)在高性能壓縮系統(tǒng)中應(yīng)用的優(yōu)勢(shì)，通過(guò)高負(fù)荷動(dòng)葉自循環(huán)吸附系統(tǒng)概念方案設(shè)計(jì)、復(fù)雜網(wǎng)格生成以及三維流動(dòng)評(píng)估，完成了動(dòng)葉自循環(huán)吸附原理初步的數(shù)值驗(yàn)證，為進(jìn)一步深入的研究工作提供了良好的基礎(chǔ)。

1 動(dòng)葉自循環(huán)流路設(shè)計(jì)的基本原則

動(dòng)葉自循環(huán)吸附流路的設(shè)計(jì)主要包括吸氣孔(吸附槽)、葉頂噴氣孔和葉片內(nèi)部空腔3部分(如圖1所示)。吸氣孔和葉頂噴氣孔的設(shè)計(jì)分別借鑒了傳統(tǒng)的吸附葉片設(shè)計(jì)和機(jī)匣處葉尖噴氣技術(shù)。

吸氣孔的設(shè)計(jì)與葉片氣動(dòng)特性相關(guān)。理想的吸氣位置應(yīng)處于激波后邊界層剛發(fā)展起來(lái)的極大值位置處，該位置使得吸氣既能較好地控制下游邊界層的發(fā)展，又不會(huì)造成主流對(duì)葉型表面的沖擊，同時(shí)所需要的吸氣量也最小[7]。

吸氣孔與葉片吸力面的夾角也是設(shè)計(jì)中需要給出的。文獻(xiàn)[10]對(duì)吸氣孔的角度進(jìn)行了分析，其所設(shè)計(jì)的3種吸氣孔都表現(xiàn)為隨著抽吸量增加，吸氣孔流量系數(shù)增加，但相同抽吸量時(shí)逆流抽吸孔流量系數(shù)始終大于順流以及垂直孔。GE公司對(duì)該夾角有另一種認(rèn)識(shí)[23]，其設(shè)計(jì)的自循環(huán)吸附風(fēng)扇中，吸氣孔與葉表呈順流52° 夾角，依據(jù)是葉表附面層仍然具有一定的軸向速度，將吸氣孔設(shè)計(jì)成順流傾斜方式正好可以使附面層流體排走。這兩種不同的理解，關(guān)鍵在于抽吸孔是否緊鄰分離渦。如果在分離渦后，此時(shí)葉表附近的流體動(dòng)量方向可能與主流相反，此時(shí)逆流式抽吸孔的有效流通面積最大，則流量系數(shù)較高。若抽吸孔附近未發(fā)生明顯的氣流分離，此時(shí)逆流式吸氣孔會(huì)損失較大的動(dòng)量，不利于流體排出。

葉頂噴氣孔的角度和弦向位置對(duì)間隙流有直接的影響。文獻(xiàn)[17]在機(jī)匣處進(jìn)行微量噴氣，僅進(jìn)口流量0.096%的噴氣量就獲得了11%的壓升系數(shù)提高，擴(kuò)穩(wěn)效果顯著。噴氣角度在圓周方向的變化會(huì)對(duì)擴(kuò)穩(wěn)效果產(chǎn)生影響，當(dāng)噴氣方向與葉片旋轉(zhuǎn)方向相反時(shí)，噴氣擴(kuò)穩(wěn)的效果最好。噴氣孔的弦向位置應(yīng)該以靠近前緣為宜。一方面是尾緣處的壓力較高，噴氣孔開(kāi)在尾緣處不利于氣流噴出去；另一方面，前緣是誘發(fā)失速的敏感區(qū)域，在此噴氣擴(kuò)穩(wěn)效果較好[17]。

葉片內(nèi)部空腔的設(shè)計(jì)，可以根據(jù)吸氣孔的設(shè)計(jì)靈活調(diào)整內(nèi)部空腔的結(jié)構(gòu)。文獻(xiàn)[23]設(shè)計(jì)的內(nèi)部空腔就與葉片表面的吸氣孔緊密匹配，從子午投影看，其內(nèi)部空腔的徑向高度和弦向?qū)挾葍H僅包含了葉表吸氣孔。這樣使葉片內(nèi)部空心部分的體積最小，有利于提高葉片的強(qiáng)度。

圖1 自循環(huán)吸附系統(tǒng)流路結(jié)構(gòu)概念圖Fig.1 Sketch of flow path structure of self-circulating aspirated system

2 動(dòng)葉自循環(huán)流路概念設(shè)計(jì)與初步流動(dòng)分析

本文以美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)跨聲速動(dòng)葉Rotor37為研究對(duì)象，設(shè)計(jì)動(dòng)葉內(nèi)部的自循環(huán)流路，通過(guò)數(shù)值模擬的手段分析了自循環(huán)流動(dòng)的特征，探索自循環(huán)吸附技術(shù)對(duì)跨聲速動(dòng)葉性能的影響。

自循環(huán)流路設(shè)計(jì)中按照由簡(jiǎn)到難的思路，首先進(jìn)行了動(dòng)葉葉表虛擬吸附和葉尖虛擬噴氣的研究，其次開(kāi)展了動(dòng)葉實(shí)體槽吸附和實(shí)體噴氣孔噴氣的研究，最終完成自循環(huán)吸附流路的設(shè)計(jì)。由于只是初步的原理性探索研究，自循環(huán)流路設(shè)計(jì)中并沒(méi)有納入較多的工程約束。

2.1 NASA Rotor37

本文通過(guò)數(shù)值模擬的手段對(duì)Rotor37的性能進(jìn)行了評(píng)估，網(wǎng)格與邊界條件設(shè)置如下：總網(wǎng)格數(shù)為124.3萬(wàn)，在葉片表面和葉頂間隙靠近前緣位置作加密處理(如圖2所示)；求解定常Navier-Stokes(N-S)方程，湍流模型為Spalart-Allmaras(S-A)模型，進(jìn)口邊界為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件，出口邊界給定背壓。

圖2 Rotor37葉表網(wǎng)格Fig.2 Surface mesh of Rotor37

評(píng)估的結(jié)果表明：數(shù)值模擬獲取的特性流量整體偏大、效率偏低，其中設(shè)計(jì)點(diǎn)流量大了0.42 kg/s、等熵效率低了1.42%(見(jiàn)圖3)。

圖3 數(shù)值模擬的Rotor37總壓比、效率特性Fig.3 Rotor37 total pressure ratio and adiabatic efficiency characteristics obtained by numerical simulation

2.2 虛擬吸附與噴氣

虛擬吸附的方法是指在葉片表面吸附槽位置不開(kāi)設(shè)實(shí)際的抽吸流路，而是將該位置的邊界條件設(shè)置為出口邊界。這種方法忽略了真實(shí)抽吸流動(dòng)中的各項(xiàng)損失，是一種理想化的結(jié)果。吸附槽高為36.6 mm，寬為2.1 mm，徑向位置處于35%～90%葉高處，弦向位于約60%弦長(zhǎng)處，氣動(dòng)上位于吸力面激波投射點(diǎn)后(見(jiàn)圖4)。虛擬噴氣時(shí)在葉頂弦向16%位置處，將長(zhǎng)約為5 mm、寬約為0.33 mm的區(qū)域設(shè)置為進(jìn)口邊界條件(如圖5 局部放大區(qū)域所示)。

虛擬吸附計(jì)算時(shí)給定吸附槽出口背壓，葉頂噴氣時(shí)給定噴氣進(jìn)口的流量與速度方向。如圖6所示，數(shù)值分析結(jié)果表明：虛擬吸附后動(dòng)葉的壓比較初始特性有所提高，堵點(diǎn)流量基本不變，近失速點(diǎn)流量增大了0.63%，峰值效率提高了0.3%，近失速點(diǎn)效率提高了1.11%，綜合裕度提高2.38%。如圖7所示，從近失速點(diǎn)90%葉高處馬赫數(shù)分析來(lái)看，吸附后激波強(qiáng)度減弱且位置更靠后，激波投射點(diǎn)后的附面層更薄，尾跡對(duì)下游影響顯著減小。綜合而言，吸附后動(dòng)葉的特性顯著提高。虛擬噴氣并沒(méi)有顯著改善動(dòng)葉特性，如圖8所示，從葉頂間隙的流動(dòng)分析可以看到，噴氣流雖然改變了激波形狀，但并沒(méi)影響到泄漏渦的結(jié)構(gòu)。這種結(jié)果一方面可能是噴氣的流量較小所致(虛擬噴氣流量為0.005 kg/s)，另一方面是葉頂噴氣區(qū)域較小，無(wú)法形成顯著的氣動(dòng)封嚴(yán)效果。

圖4 虛擬吸附槽位置示意圖Fig.4 Sketch of virtual suction slot groove position

圖5 葉頂虛擬噴氣結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Sketch of virtual jet structure of blade tip

圖6 虛擬吸附、噴氣特性Fig.6 Characteristics of virtual suction and injection

圖7 近失速點(diǎn)90%葉高處馬赫數(shù)的分布Fig.7 Distribution of Mach number at 90% blade height at near stall point

圖8 設(shè)計(jì)點(diǎn)葉頂間隙馬赫數(shù)分布Fig.8 Distribution of Mach number at blade tip clearance of design point

2.3 實(shí)體槽吸附與實(shí)體孔噴氣

實(shí)體開(kāi)槽吸附、葉尖實(shí)體孔噴氣的位置與虛擬分析時(shí)一致，通過(guò)設(shè)計(jì)實(shí)體流路，使分析更貼近真實(shí)情況。這里對(duì)吸附槽和噴氣孔的一種幾何形式進(jìn)行分析。實(shí)體吸附槽深為2 mm，與葉片表面垂直?？紤]到葉尖強(qiáng)度問(wèn)題，葉片頂部開(kāi)設(shè)噴氣孔數(shù)量不宜多，因此在葉頂前緣15%弦長(zhǎng)位置依次開(kāi)設(shè)3個(gè)噴氣孔(見(jiàn)圖9)，直徑分別為0.7、0.8、0.8 mm，3個(gè)噴氣孔的高度均為4 mm。

從圖10的計(jì)算結(jié)果來(lái)看，開(kāi)槽吸附后壓比和效率較虛擬吸附均有略微的降低，實(shí)體孔噴氣后動(dòng)葉的峰值效率降低了0.32%。從葉頂?shù)牧鲌?chǎng)分析可以看出：實(shí)體孔噴氣位置的相對(duì)馬赫數(shù)約為0.4，虛擬噴氣時(shí)約為0.55。如圖11所示，實(shí)體孔噴氣和虛擬噴氣均對(duì)間隙泄漏渦產(chǎn)生了輕微的抑制效果，實(shí)體噴氣后間隙中的流動(dòng)均勻性較差。

圖9 噴氣孔的位置和尺寸示意圖Fig.9 Sketch of position and size of injection hole

圖10 實(shí)體吸附、噴氣特性Fig.10 Characteristics of solid suction and injection

圖11 工作點(diǎn)葉頂噴氣流場(chǎng)對(duì)比 Fig.11 Comparison of jet flow field at blade tip atworking point

2.4 自循環(huán)吸附動(dòng)葉設(shè)計(jì)

自循環(huán)流路結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需要在前述工作基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)葉片內(nèi)部空腔將實(shí)體吸附槽和噴氣孔聯(lián)通，形成完整流路。氣動(dòng)設(shè)計(jì)上需要考慮空腔的尺寸是否有利于建立吸附槽和葉頂?shù)膲翰?，使得自循環(huán)流路能夠形成有效的流動(dòng)。圖12中空腔的徑向高度約為37 mm，與吸附槽的徑向位置保持一致，空腔弦向?qū)捈s為20 mm，占弦長(zhǎng)約36%。據(jù)文獻(xiàn)[23]的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，從子午投影看，空腔僅在流向上包含了噴氣孔和吸附槽?？涨蛔詈裉幖s占葉片厚度的83%，主要是考慮到增大空腔厚度有利于抽吸流進(jìn)入腔內(nèi)。由于自循環(huán)流路的流量比較小，網(wǎng)格生成中應(yīng)盡量提高不同區(qū)塊之間網(wǎng)格點(diǎn)的匹配性，從而減小計(jì)算中不同面之間的差值，提高計(jì)算的準(zhǔn)確性。圖13中，通過(guò)完全匹配的網(wǎng)格連接了葉片表面、吸附槽和空腔，空腔與噴氣孔以及噴氣孔與葉片頂部通過(guò)非匹配的邊界連接。

圖12 自循環(huán)流路結(jié)構(gòu)示意圖Fig.12 Sketch of self-circulating flow structure

從圖14計(jì)算的特性看，Rotor37采用自循環(huán)吸附結(jié)構(gòu)后，靠近失速點(diǎn)壓比略有提高，而靠近堵點(diǎn)壓比略有降低；峰值效率比基礎(chǔ)特性降低了0.41%，從堵點(diǎn)到近失速點(diǎn)隨著背壓提高，自循環(huán)流路中的流量變化范圍在0.001～0.004 kg/s之間，吸附槽的抽氣能力不及虛擬吸附的1/10。圖15 中，設(shè)計(jì)工況激波正好投射在吸附槽后沿位置，此處葉表幾何不連續(xù)，導(dǎo)致附面層發(fā)展惡化，甚至產(chǎn)生了分離。近失速工況時(shí)隨著激波投射點(diǎn)前移，吸附槽后的附面層流動(dòng)有所改善，此時(shí)吸附槽的抽吸能力也有所提高。越靠近堵點(diǎn)，激波投射點(diǎn)越靠近尾緣，吸附槽的抽吸效果越弱。由于無(wú)法形成有效的抽吸效果，并且吸附槽造成的葉表幾何不連續(xù)會(huì)進(jìn)一步惡化附面層發(fā)展，從而導(dǎo)致部分工況轉(zhuǎn)子的效率較低。

圖13 自循環(huán)吸附動(dòng)葉網(wǎng)格示意圖Fig.13 Sketch of self-circulating aspirated rotor mesh

圖14 自循環(huán)動(dòng)葉的吸附總壓比和效率特性Fig.14 Characteristics of total pressure ratio and adiabatic efficiency of self-circulating rotor

進(jìn)一步分析激波與葉表吸附流的作用發(fā)現(xiàn)(見(jiàn)圖16)，自循環(huán)吸附后設(shè)計(jì)點(diǎn)激波的強(qiáng)度有所降低，激波位置略向前移動(dòng)；近失速工況，激波強(qiáng)度較未吸附時(shí)變化較小，但激波位置靠后。自循環(huán)吸附后，不同工況轉(zhuǎn)子激波位置變化較小，有利于穩(wěn)定激波位置。自循環(huán)流路的流量較小，轉(zhuǎn)子內(nèi)部空腔的速度非常低，腔內(nèi)形成了不同強(qiáng)度的渦，容腔效應(yīng)顯著。近失速工況時(shí)，吸附槽和噴氣孔的速度較設(shè)計(jì)點(diǎn)有所增加(見(jiàn)圖17)。圖18間隙中葉頂噴氣孔附近的速度明顯降低，氣流經(jīng)過(guò)噴氣孔上方時(shí)軸向的動(dòng)量有所減小，且越靠近失速工況，效果越明顯。雖然噴氣流表現(xiàn)出了抑制間隙中泄漏流的作用，但自循環(huán)流路中的流量較小，氣動(dòng)封嚴(yán)效果并不十分顯著。

綜上表述，按照由簡(jiǎn)到難的思路，完成了自循環(huán)吸附動(dòng)葉的設(shè)計(jì)，并且通過(guò)數(shù)值模擬的手段驗(yàn)證了本文所建立的自循環(huán)流路的有效性，通過(guò)詳細(xì)的流場(chǎng)分析，對(duì)自循環(huán)流動(dòng)特征有了初步認(rèn)識(shí)。

圖15 自循環(huán)吸附50%葉高激波投射點(diǎn)附近馬赫數(shù)的分布Fig.15 Distribution of Mach number at 50% blade height of self-circulating aspiration

圖16 自循環(huán)吸附50%葉高處葉表壓力的分布Fig.16 Distribution of surface pressure at 50% blade height of self-circulating aspiration

圖17 自循環(huán)吸附空腔中心面馬赫數(shù)和流線分布Fig.17 Distributions of Mach number and streamline of center of self-circulating aspirated cavity

圖18 自循環(huán)吸附葉頂間隙流線 Fig.18 Streamline of tip clearance of self-circulating aspiration

從流動(dòng)現(xiàn)象看，不論是虛擬吸附還是自循環(huán)吸附都實(shí)現(xiàn)了將葉表低能流體抽走的最初意圖。不同的是，虛擬吸附忽略了各種損失，其抽吸效果表現(xiàn)得很顯著。而自循環(huán)吸附一方面由于部分工況激波投射點(diǎn)與吸附槽位置不匹配，另一方面由于空腔和噴氣孔的影響，其表現(xiàn)的效果并不理想。葉頂噴氣中，由于噴氣量非常小，即使噴氣流能對(duì)葉頂激波結(jié)構(gòu)有所影響，但因?yàn)楹茈y改變間隙泄漏渦的結(jié)構(gòu)，從而無(wú)法實(shí)現(xiàn)通過(guò)抑制泄漏渦來(lái)提高穩(wěn)定裕度的目的。這是因?yàn)楸疚乃x取的算例Rotor37本身就是常規(guī)的設(shè)計(jì)，并沒(méi)有考慮葉頂噴氣孔對(duì)尖部葉型厚度的要求，在這種前提下，噴氣孔的尺寸受到很大的約束，所以無(wú)法達(dá)到預(yù)期的效果。

3 結(jié) 論

1) 自循環(huán)吸附動(dòng)葉有驅(qū)動(dòng)力，與傳統(tǒng)吸附技術(shù)相比，不需要附加的外部吸氣設(shè)備，結(jié)構(gòu)上有簡(jiǎn)單、輕質(zhì)的技術(shù)優(yōu)勢(shì)；自循環(huán)噴氣能夠抑制葉頂二次流動(dòng)，增加葉頂附面層動(dòng)量，具有擴(kuò)穩(wěn)、增效的優(yōu)勢(shì)。

2) 動(dòng)葉以葉表吸氣孔、內(nèi)部腔體和葉頂噴氣孔構(gòu)成的新型自循環(huán)吸附結(jié)構(gòu)，利用動(dòng)葉旋轉(zhuǎn)的離心力作用以及葉表和葉頂?shù)膲翰钚纬傻尿?qū)動(dòng)力，氣流在葉片內(nèi)腔和葉片通道之間的自然循環(huán)符合自循環(huán)系統(tǒng)的基本原理。

3) 以跨聲速動(dòng)葉為例，開(kāi)展了概念方案設(shè)計(jì)，突破了三維網(wǎng)格生成技術(shù)，完成了自循環(huán)吸附系統(tǒng)的流動(dòng)分析，用數(shù)值方法初步驗(yàn)證了自循環(huán)吸附的可行性。

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(責(zé)任編輯： 鮑亞平， 徐曉)

*Corresponding author. E-mail: caozhipenggte@163.com

Design principles and numerical simulation analysis of self-circulating aspirated rotor

CAO Zhipeng1,*, ZHAO Longbo1, WANG Jingyu2, GUAN Chaobin1

1.AECCSichuanGasTurbineEstablishment,Chengdu610500,China2.SchoolofPhysics,SunYat-SenUniversity,Guangzhou510006,China

In the present study, a new self-circulating aspirated rotor is designed, and the self-circulating aspirated configuration and principles are analyzed. This new self-circulating aspirated configuration can restrain suction-surface separation and tip secondary flow by increasing boundary layer momentum using centrifugal effect, resulting in better rotor efficiency and stability margin. A comparison with the traditional methods for casing treatment shows the technical advantages of this rotor self-circulating aspirated configuration and tip jet design. According to the basic aspiration and injection theories, a concept design for the Rotor37 case, which contains suction slot, tip injection holes and hollow cavum, is carried out. This work breaks through the mesh generation technology with complex geometry, and conduct an analysis of the flow in the hollow cavum and the main passage of the self-circulating aspirated rotor. The results show significant advantages of this new self-circulating aspirated configuration, and feasibility of the configuration in numerical simulation.

self-circulating; aspirated rotor; vane suction hole; tip injection; stability extension

2017-01-04； Revised： 2017-02-19； Accepted： 2017-03-19； Published online： 2017-04-19 13:31

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170419.1331.012.html

s： National Youth Top-notch Talent Support Program; Aeronautical Science Foundation of China (2013ZB24005)

V211.6

A

1000-6893(2017)09-521098-12

2017-01-04； 退修日期： 2017-02-19； 錄用日期： 2017-03-19； 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2017-04-19 13:31

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170419.1331.012.html

國(guó)家青年拔尖人才支持計(jì)劃； 航空科學(xué)基金 (2013ZB24005)

*通訊作者.E-mail: caozhipenggte@163.com

曹志鵬， 趙龍波， 王靖宇, 等． 自循環(huán)吸附動(dòng)葉設(shè)計(jì)原理及數(shù)值模擬分析[J]． 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(9): 521098. CAO Z P, ZHAO L B, WANG J Y, et al. Design principles and numerical simulation analysis of self-circulating aspirated rotor[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 521098.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.621098