非設計條件下跨聲速壓氣機性能分析

王正鶴

摘要：本文采用數(shù)值仿真方法研究了非設計條件下跨聲速壓氣機的性能和流場結(jié)構(gòu)特點，獲得了不同轉(zhuǎn)速下跨聲速壓氣機的特性和流場結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律。結(jié)果表明：隨著工作轉(zhuǎn)速的降低，最大壓比點對應的流量逐漸減小。由于通道激波與吸力面附面層相互干涉，吸力面葉尖前緣形成堵塞區(qū)，隨著轉(zhuǎn)速的降低，葉片通道內(nèi)激波位置前移，激波強度減弱。

Abstract： The characteristics and flow field structure of the transonic compressor at off-design work condition was analyzed by numerical simulation to study the influence on the overall performance of the compressor rotor at different speeds. Results showed that with the decrease of the rotating speed， the peak efficiency of the compressor gradually increased. Because of the interference of the shock and the boundary layer at the suction side， the decrease of the rotating speed caused the shock moving forward and the strength of the shock wave gradually reducing.

關鍵詞： 跨聲速壓氣機；轉(zhuǎn)速；失穩(wěn)機制；激波

Key words： transonic compressor；rotating speed；instability mechanism；shock wave

中圖分類號：V231.3 文獻標識碼：A 文章編號：1006-4311（2018）33-0151-02

0 引言

作為航空燃氣渦輪發(fā)動機的核心部件之一，壓氣機不但要在設計工況下工作，還要在各種非設計工況下工作。在不同的工作轉(zhuǎn)速條件下，壓氣機的流量、增壓比和效率會在很大的范圍內(nèi)變化，非設計轉(zhuǎn)速下的壓氣機性能對發(fā)動機的整體性能有重要影響。無論在設計工況還是非設計工況下運行，壓氣機內(nèi)的氣流流動極其復雜。在不同工作轉(zhuǎn)速條件下，由于激波和附面層的分離，壓氣機失速機制存在差異。通過研究在不同的工作轉(zhuǎn)速下引起壓氣機失速的原因，減小氣流流動損失，可提高壓氣機的工作性能進而提升整臺發(fā)動機的性能。

國內(nèi)外學者對非設計狀態(tài)下跨聲速壓氣機性能開展大量分析。Day[1]和Silkowski[2]測量了機匣不同周向位置的靜壓，提出兩種失速先兆，得出在不同周向位置失速的基本特征。通過實驗和數(shù)值仿真結(jié)果，Bergner[3]分析了造成跨聲速壓氣機失穩(wěn)的原因，解釋了徑向潛流與泄漏渦破碎之間的關系。國內(nèi)的許多學者在非設計條件下對跨聲速壓氣機的失速進行了分析。胡加國等[4]進行了不同轉(zhuǎn)速下跨聲速壓氣機失穩(wěn)形式的實驗研究，其中兩種典型的壓氣機不穩(wěn)定流動現(xiàn)象是喘振和旋轉(zhuǎn)失速。本文的目的就是通過數(shù)值模擬手段，研究不同工作轉(zhuǎn)速條件下跨聲速壓氣機流場結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律，進一步認識不同工作轉(zhuǎn)速條件下壓氣機性能變化的原因，分析不同工作轉(zhuǎn)速條件下跨聲速壓氣機內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)的變化機制，為跨聲速壓氣機的優(yōu)化設計提供參考。

1 數(shù)值模擬方法

以NASA Rotor 37壓氣機轉(zhuǎn)子作為研究對象，Rotor 37為典型的跨聲速壓氣機轉(zhuǎn)子。

運用全自動結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成器Auto Grid生成Rotor37的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，經(jīng)網(wǎng)格無關性驗證，最終選取網(wǎng)格數(shù)為107萬，網(wǎng)格分布如圖1所示。

數(shù)值模擬湍流模型選定k-ε模型，進口邊界條件給定總壓和總溫，壓氣機采用軸向進氣，固體壁面均采用絕熱無滑移邊界條件，壓氣機出口給定靜壓，通過改變壓氣機出口反壓使其節(jié)流逼近至近失速點。

2 數(shù)值模擬結(jié)果分析

如圖2壓氣機的壓比特性圖和效率特性圖。由圖2（a）效率特性圖可知，隨著轉(zhuǎn)速的下降，壓氣機效率特性線向左上方移動。隨著工作轉(zhuǎn)速的下降，峰值效率點所對應的壓氣機流量逐漸減小，峰值效率值逐漸增大。由圖2（b）壓比特性圖可知，隨著轉(zhuǎn)速的降低，壓比特性線向左下方移動。隨著工作轉(zhuǎn)速的減小，最大壓比點對應的流量逐漸減小。

壓氣機內(nèi)主要的兩種二次流是吸力面分離和葉頂泄漏，它們是壓氣機內(nèi)流動損失和堵塞的主要來源。

圖3為不同工作轉(zhuǎn)速下近失速點99%葉高截面相對馬赫數(shù)分布。由圖3（a）得知，由于通道激波與吸力面附面層相互干涉，吸力面葉尖前緣形成堵塞區(qū)I，隨著轉(zhuǎn)速的降低，通道激波逐漸減弱，對附面層干涉影響減弱，堵塞區(qū)I的范圍逐漸減??；葉尖區(qū)域壓力面尾緣存在明顯低速區(qū)，即堵塞區(qū)Ⅱ，且相比100%設計轉(zhuǎn)速，80%和70%設計轉(zhuǎn)速下壓力面的堵塞區(qū)Ⅱ的范圍增大。

圖4為在不同轉(zhuǎn)速下，峰值效率點99%葉高處葉片表面靜壓分布。由圖可知，在100%設計轉(zhuǎn)速時，峰值效率點處葉尖表面平均靜壓差值為63.48kPa，80%設計轉(zhuǎn)速時，峰值效率點處葉尖表面平均靜壓差為31.14kPa，70%轉(zhuǎn)速下，峰值效率點葉尖表面平均靜壓差為29.69kPa。隨著轉(zhuǎn)速的降低，吸力面壓力面的平均靜壓差分別逐漸減小。隨著壓氣機轉(zhuǎn)速的降低，葉片通道內(nèi)葉尖區(qū)域激波位置前移，其激波強度減弱。

3 結(jié)論

通過數(shù)值模擬分析不同轉(zhuǎn)速下跨聲速壓氣機轉(zhuǎn)子Rotor 37的性能和流場結(jié)構(gòu)特點，得出了以下幾個結(jié)論：

①隨著工作轉(zhuǎn)速的降低，壓氣機效率特性線向左上方移動，峰值效率點所對應的壓氣機流量逐漸減小，峰值效率值逐漸增大。隨著工作轉(zhuǎn)速的降低，壓比特性線向左下方移動，最大壓比點對應的流量逐漸減小。由于通道激波與吸力面附面層相互干涉，吸力面葉尖前緣形成堵塞區(qū)，隨著工作轉(zhuǎn)速的降低，通道激波逐漸減弱，對附面層干涉影響減弱。②峰值效率點處葉尖表面平均靜壓差值逐漸減小。隨著壓氣機工作轉(zhuǎn)速的下降，葉片通道內(nèi)激波位置前移，激波強度減弱。

參考文獻：

[1]Day I J. Stall Inception in Axial Compression [J]. ASME Journal of Turbomachinery， 1993.

[2]Silkowshi. Measurement of Rotor Stalling in a Matched and a Mismatched Multistage Compressor [R].GTL Report No 221.Gas Turbine Laboratory， 1995.

[3]Bergner J， Kinzel M， Schiffer H. Short Length Scale Rotating Stall Inception in a Transonic Axial Conmpressor Experimental Investgation[R]. ASME 2006.GT-90209.

[4]胡加國，王如根，李坤，何成，宋昊林.非設計條件下跨聲速壓氣機失速機制分析[J].推進技術，2016，37（08）：1490-1499.