壓氣機葉型的風(fēng)洞試驗研究*

高麗敏 蔡 明

（1.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院；2.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心）

0 引言

高壓壓氣機的研制一直是現(xiàn)代航空發(fā)動機設(shè)計中的關(guān)鍵問題。為了設(shè)計出性能優(yōu)越的壓氣機需要設(shè)計者深入了解壓氣機內(nèi)部的流動現(xiàn)象，而壓氣機葉片通道內(nèi)的流動極為復(fù)雜。平面葉柵作為壓氣機工作級的基本單元，其性能的好壞直接影響壓氣機的性能，因此研究平面葉柵的氣動特性，減少葉柵中的能量損失并提高葉柵效率，對于壓氣機設(shè)計和改進具有極其重要的意義[1]。

隨著先進航空發(fā)動機推重比不斷攀高，壓氣機葉型設(shè)計面臨負荷增大、可用攻角范圍拓寬、附面層抗分離等問題[1]。為了解決這些問題，需要不斷發(fā)展壓氣機的葉型種類，如傳統(tǒng)的C4葉型、NACA65葉型、雙圓弧葉型（DCA）漸漸向多圓弧葉型、可控擴散葉型（CDA）等，或者采用各種優(yōu)化設(shè)計手段對壓氣機的葉型進行優(yōu)化，如遺傳算法[2-3]、伴隨算法[4]等。

平面葉柵試驗作為葉輪機械設(shè)計中的重要組成部分，在葉柵性能基礎(chǔ)研究中占據(jù)了極為重要的地位[1]，進行平面葉柵試驗的主要目的：研究壓氣機、渦輪葉片型面和葉柵幾何參數(shù)對葉柵氣動性能的影響；評定葉型氣動性能和驗證設(shè)計方法并指導(dǎo)葉型設(shè)計；驗證和校核計算流體力學(xué)（CFD）計算模型及軟件。因此，葉柵試驗和性能分析是高性能壓氣機葉柵設(shè)計的理論基礎(chǔ)[5]。

國內(nèi)外對壓氣機葉柵進行了很多機理性的研究工作，考慮到試驗成本及試驗測量精度，大多數(shù)僅對低速壓氣機葉柵進行了流動控制[6-8]以及內(nèi)部流動機理[9-13]的研究。然而，隨著進口馬赫數(shù)增大，葉柵內(nèi)部流場強剪切、強三維性、強非定常性加劇，導(dǎo)致葉柵有效工作范圍縮小[14]。同時葉柵角區(qū)分離流動也受到試驗工況影響，角區(qū)結(jié)構(gòu)有所變化。目前國內(nèi)外對于高速壓氣機葉柵開展的試驗研究較少[5,15-19]。

基于某高亞音速平面葉柵風(fēng)洞，本文對某高速高負荷壓氣機B1葉型及其B2葉型進行了平面葉柵試驗，對兩套葉柵試驗件進出口參數(shù)進行了測量，獲得兩套葉型多個試驗工況的攻角特性和葉片表面等熵馬赫數(shù)分布，對比分析了兩套葉柵的流動特征。

1 試驗設(shè)備

葉柵試驗在西北工業(yè)大學(xué)的高亞音速平面葉柵風(fēng)洞上完成，如圖1所示。該風(fēng)洞主要由氣源、穩(wěn)定段、收斂段、試驗段、風(fēng)洞側(cè)壁抽吸系統(tǒng)和測控系統(tǒng)組成，氣源由3臺R602型羅茨鼓風(fēng)機并行供氣，最大流量9.9kg/s，最高壓升0.05MPa。穩(wěn)定段由四段圓筒構(gòu)成，每段均安裝蜂窩柵格和紗網(wǎng)以降低進口氣流湍流度。

試驗段進口馬赫數(shù)范圍為0.3～0.95，葉柵風(fēng)洞的最大風(fēng)口面積為100mm×300mm，氣流攻角可以在±45°范圍內(nèi)無級調(diào)節(jié)，不同攻角工況的測量通過旋轉(zhuǎn)試驗段調(diào)節(jié)進口氣流相對于葉柵額線的夾角實現(xiàn)。

圖1 高亞音速平面葉柵風(fēng)洞Fig.1 The high subsonic linear cascade wind tunnel

2 試驗?zāi)Ｐ?/h2>

本文研究的兩套壓氣機葉柵葉型分別為B1葉型和B2葉型，葉型幾何如圖2所示，黑色試線表示B1葉型，紅色虛線表示B2葉型。兩種葉型的前尾緣小圓完全一致，B2葉型葉背近前緣段比B1葉型略厚，而在葉背中段比B1葉型更薄，兩種葉型在葉背近尾緣段和整個葉盆完全重合。兩套葉柵主要參數(shù)如表1所示，葉柵幾何參數(shù)定義如圖4所示。

圖2 兩種壓氣機葉型對比Fig.2 Comparison of two compressors airfoils

圖3 平面葉柵幾何參數(shù)定義Fig.3 Cascade nomenclature

表1 平面葉柵幾何參數(shù)及設(shè)計工況Tab.1 Cascade geometry and design conditions

3 測試方案

依據(jù)平面葉柵試驗段尺寸，葉柵柵板可安裝8個葉片，形成7個葉柵通道。為了獲得葉型表面壓力分布，選取中間通道相鄰兩個葉片的葉盆和葉背半葉高位置各沿弦向加工8個靜壓孔，靜壓孔孔徑φ0.4mm，葉片端部孔徑φ0.8mm。靜壓孔相對弦長位置分布如下表2所示。

表2 兩套葉柵葉片表面測壓孔分布Tab.2 Distribution of pressure taps on the blade surface

葉柵風(fēng)洞試驗段氣動參數(shù)測點布置示意圖如圖4所示，其中t截面為穩(wěn)壓箱內(nèi)總參數(shù)測量平面，1截面為葉柵進口測量平面，2截面為葉柵出口測量平面，P截面為壓力面靜壓測量位置，S截面為吸力面靜壓測量位置。

圖4 氣動參數(shù)測量Fig.4 Aerodynamic measurements

在風(fēng)洞穩(wěn)定段采用總壓探針測量來流的總溫、總壓，柵前/柵后靜壓由壁面靜壓孔測得，柵后尾跡及氣流角通過位移機構(gòu)沿著柵距方向帶動五孔探針進行測量，單個柵距共計32個測點，測試截面距離葉片尾緣約1倍弦長，試驗時利用非對向測量法校準曲線求出氣流角度、氣流總壓及靜壓，當氣流角度在探針測試范圍內(nèi)（±20°）以內(nèi)，可保證相應(yīng)測量結(jié)果的精度。

在進口馬赫數(shù)Ma1分別為0.5、0.6、0.7時，對原始葉型在±5°、0°、±2.5°等多個攻角下測取各測量截面的氣動參數(shù)。

依據(jù)穩(wěn)定段測量總壓pt1，柵前靜壓p1及葉柵出口總壓pt2計算尾跡總壓損失系數(shù)ω為

平面葉柵柵前流場的均勻性一般由風(fēng)洞的流場品質(zhì)來保證，在亞聲速來流時遠離葉片前緣位勢影響區(qū)即可。葉柵試驗段的流場主要依靠中間測試截面的軸向速度密度比和出口流場參數(shù)的周期性來衡量。由于兩套葉柵試驗件并沒有進行柵板端壁附面層抽吸，不能進行變軸向速度密度比試驗，因此，受到葉片尾緣處靠近柵板的端壁角區(qū)氣流分離影響，試驗工況的軸向速度密度比會大于1.0。

為了確保葉柵中間測試截面流場的周期性，試驗之前對柵后流場進行了周期性檢查。圖5為兩套葉柵0°攻角下Ma1=0.4時出口總壓損失系數(shù)ω在相鄰葉柵通道的分布情況，7個葉柵通道順序編號，周期性檢查測量通道為第4和第5通道?！皒/t”表示測點沿著柵距的相對位置。由圖5可知，B1葉型和B2葉型相鄰?fù)ǖ赖某隹诳倝簱p失系數(shù)在深度和寬度上重復(fù)性都較高，B1葉型在第4通道的損失稍有增大，但是不影響第5通道的測量。因此兩套葉型中間測試截面的流場周期性可以得到保證。

圖5 出口總壓損失分布Fig.5 Distribution of outlet total pressure loss

4 試驗結(jié)果

4.1 B2葉柵表面等熵馬赫數(shù)分布

圖6所示分別為±5°、0°、±2.5°攻角時，不同進口馬赫數(shù)時不同攻角下的B2葉柵葉片表面等熵馬赫數(shù)分布，其中橫坐標x/b為相對弦長，縱坐標Mais為葉片表面中間葉高處等熵馬赫數(shù)值。

圖6 不同攻角下B2葉柵在不同進口馬赫數(shù)下的表面等熵馬赫數(shù)分布Fig.6 Blade surface isentropic Mach number at different inlet flow angle of B2 cascade

當氣流沿負攻角方向流入，葉片負荷較高。在Ma1=0.7,-5°攻角時，由于負攻角很大，氣流前駐點更靠近葉片葉背，由于前緣曲率大，繞前緣小圓流向葉盆的氣流加速膨脹，出現(xiàn)了超音區(qū)，在葉盆強逆壓梯度的作用下氣流速度將減小為亞聲速，葉盆產(chǎn)生較大的分離損失。當負攻角較小時，葉片表面等熵馬赫數(shù)明顯減小，馬赫數(shù)峰值點向前緣方向移動，沒有出現(xiàn)超音速流動。當氣流沿正攻角方向流入，葉片負荷明顯低于負攻角及零攻角，因為攻角過大，氣流在葉背產(chǎn)生分離，導(dǎo)致葉片負荷下降，擴壓能力降低。

氣流沿著葉背前緣的加速流動在試驗中沒有捕捉到，為了直觀地對此進行解釋，本文給出了B2葉型葉背型面點的曲率分布，如圖7所示。B2葉型在葉背大約6%相對弦長位置為外凸曲率極大值點，氣流加速度較大，該位置之前氣流加速膨脹，該位置之后氣流開始減速擴壓。試驗時鑒于厚度太小難以加工的緣故，葉背第一個測壓孔布置在大約9%弦長位置，因此試驗獲得表面等熵馬赫數(shù)分布沒有能夠捕捉到葉背靠近前緣的加速流動過程，但是捕捉到了6%弦長位置之后的氣流減速過程。

圖7 B2葉型葉背型面點的曲率分布Fig.7 Curvature distribution of suction side of B2 blade

當氣流減速擴壓到大約50%弦長位置之后出現(xiàn)了較小地加速，葉背等熵馬赫數(shù)有所增大，擴壓能力減弱。B2葉柵在葉背大約68%弦長位置曲率急劇增大然后迅速減小，對應(yīng)于葉背上一個明顯外凸的尖點，導(dǎo)致在該位置之前氣流出現(xiàn)加速，該位置之后氣流繼續(xù)減速擴壓。試驗時葉背最后一個測壓孔布置在大約66%弦長位置，捕捉到了50%弦長位置后部分加速過程，沒有能夠完全捕捉到該尖點之后氣流減速過程。

綜合以上分析，B2葉柵葉背上氣流加速膨脹流動更加靠近前緣，在9%弦長位置氣流已經(jīng)處于擴壓減速狀態(tài)。B2葉柵在20%～50%弦長位置的范圍內(nèi)曲率小且變化很小，葉背接近平臺狀，因此葉型的擴壓過程較為平緩，在68%弦長位置出現(xiàn)的尖點，導(dǎo)致了B2葉柵葉背表面等熵馬赫數(shù)出現(xiàn)了一些局部的加速區(qū)。

4.2 B1葉柵表面等熵馬赫數(shù)分布

圖8所示分別為±5°、0°、±2.5°攻角時，不同進口馬赫數(shù)時不同攻角下的B1葉柵葉片表面等熵馬赫數(shù)分布，其中橫坐標x/b為相對弦長，縱坐標Mais為葉片表面中間葉高處等熵馬赫數(shù)值。

圖8 不同攻角下B1葉柵在不同進口馬赫數(shù)下的表面等熵馬赫數(shù)分布Fig.8 Blade surface isentropic Mach number at different inlet flow angle of B1 cascade

由表面馬赫數(shù)等熵分布看出，B1葉柵葉背大約在28%弦長位置馬赫數(shù)加速到峰值。B1葉型葉背型面點的曲率分布如圖9所示，可以看出B1葉型葉背在大約30%弦長位置為外凸曲率極大值點，氣流加速度較大，該位置之前氣流加速膨脹，該位置之后氣流開始減速擴壓。

圖9 B2葉型葉背型面點的曲率分布Fig.9 Curvature distribution of suction side of B2 blade

進口馬赫數(shù)較高在-2.5°攻角下進口馬赫數(shù)為0.7工況時，B1葉柵葉盆附面層加厚導(dǎo)致流道的有效流通面積減小，擴壓能力降低。葉背氣流經(jīng)過馬赫數(shù)峰值后迅速下降，流向逆壓梯度增大，從約40%弦長位置開始等熵馬赫數(shù)分布較為平坦，葉背出現(xiàn)了局部流動分離，幾乎沒有擴壓能力，并且等熵馬赫數(shù)在數(shù)值上超過了當?shù)芈曀?。當B1葉柵處于正攻角時，氣流從峰值馬赫數(shù)后較為均勻地減速擴壓，葉片葉背未發(fā)生分離流動。

4.3 葉柵攻角特性

圖10為B2葉柵攻角特性，圖11為B1葉柵攻角特性。兩者攻角特性曲線有著共同特點，同一進口馬赫數(shù)下，隨攻角增加，葉柵出口總壓損失系數(shù)先減小后增大。

圖10 B2葉柵攻角特性Fig.10 Loss-incidence characteristic of B2 cascade

圖11 B1葉柵攻角特性Fig.11 Loss-incidence characteristic of B1 cascade

當進口馬赫數(shù)為設(shè)計馬赫數(shù)為0.5時，B2葉柵低總壓損失系數(shù)對應(yīng)的攻角范圍為-3.5°～2.5°，B1葉柵低總壓損失系數(shù)對應(yīng)的攻角范圍為0～2.5°，因此B2葉柵的低損失范圍比B1葉柵更加寬廣。B2葉柵設(shè)計攻角為0°時總壓損失系數(shù)最小為4.04%，B1葉柵設(shè)計攻角2.5°時總壓損失系數(shù)達到最小為3.41%，因此設(shè)計狀態(tài)下B1葉柵總壓損失比B1葉柵更小。

當進口馬赫數(shù)小于0.7時，在0～2.5°攻角范圍內(nèi)，B2葉柵和B1葉柵總壓損失系數(shù)較低且大小接近，因為攻角較小，氣流還未從葉片表面分離，氣流流動狀況較好。其它攻角時，B2葉型表現(xiàn)出較好的負攻角特性，而B1葉型表現(xiàn)出較好的正攻角特性。對于B2葉柵，在較小的負攻角工況時，葉片負荷較高，氣流流動狀況較好；而在較大的正攻角工況時，B2葉柵葉片負荷較低，因為攻角過大，氣流在葉背產(chǎn)生分離，導(dǎo)致葉片負荷下降，擴壓能力降低。對于B1葉柵，在較大的負攻角工況時，葉盆產(chǎn)生較大分離損失。葉背峰值馬赫數(shù)迅速降低，逆壓梯度增大，從約45%弦長位置開始等熵馬赫數(shù)分布較為平坦，葉背氣流在逆壓梯度作用下出現(xiàn)局部流動分離；而在較小的正攻角工況時，氣流從峰值馬赫數(shù)后較為均勻地減速擴壓，葉片葉背未發(fā)生分離流動。

當進口馬赫數(shù)為0.7時，B1葉柵在整個攻角范圍內(nèi)損失明顯增大，B2葉型低總壓損失系數(shù)對應(yīng)的攻角范圍相對減小，葉柵損失增大程度比B1葉型小。因為B1葉柵葉片負荷比B2葉柵高，葉片表面等熵表面等熵馬赫數(shù)在高進口馬赫數(shù)下普遍較高，導(dǎo)致該葉型損失明顯增大。

5 結(jié)論

基于高亞音速平面葉柵風(fēng)洞，本文對兩種壓氣機葉型的平面葉柵流場進行了全面的氣動參數(shù)試驗研究，在本文的研究條件下，可以得到如下結(jié)論：

1）基于葉背型面點的曲率分布，預(yù)估了B2葉型葉背氣流馬赫數(shù)峰值大約位于6%弦長位置，試驗葉片表面測壓孔沒有能夠捕捉到葉背靠近前緣的加速膨脹過程，但是捕捉到了6%弦長位置之后的減速擴壓過程。預(yù)估了B1葉型表面峰值馬赫數(shù)位置大約位于30%弦長位置，與試驗得到的葉型表面等熵馬赫數(shù)峰值位置基本一致。

2）在葉柵中間部分，B2葉柵在20%～50%弦長位置的范圍內(nèi)曲率小且變化很小，葉背接近平臺狀，葉片表面氣流的擴壓過程較為平緩。B2葉柵葉背在68%弦長位置出現(xiàn)的尖點，導(dǎo)致了葉型的表面等熵馬赫數(shù)出現(xiàn)了一些局部的加速區(qū)，擴壓能力減弱。

3）進口馬赫數(shù)較小時（Ma1＜0.7），B2葉型低總壓損失系數(shù)對應(yīng)的攻角范圍較B1葉型更寬，其中在0～2.5°攻角范圍內(nèi)，B1葉柵和B2葉柵的低總壓損失系數(shù)基本一致，此時攻角較小，氣流還未從葉片表面分離，氣流流動狀況較好。整體上看，B2葉柵表現(xiàn)出較好的負攻角特性，而B1葉柵表現(xiàn)出較好的正攻角特性。

4）當進口馬赫數(shù)較高時（Ma1=0.7），B1葉柵負荷更大，葉片表面等熵表面馬赫數(shù)普遍較高，導(dǎo)致該葉型損失明顯增大。

5）B2葉柵的低損失范圍比B1葉柵更加寬廣，在較小的負攻角時氣流也能保持較小出口總壓損失的流動。設(shè)計狀態(tài)下兩套葉柵總壓損失系數(shù)都達到最小，相較而言，B1葉柵總壓損失系數(shù)更小。

下一步工作將根據(jù)本次葉柵試驗結(jié)果，校核數(shù)值模擬方法的可靠性，用數(shù)值模擬和和試驗相結(jié)合的方法進一步研究B1和B2兩種壓氣機葉型平面葉柵內(nèi)部流動情況。