仿生波狀前緣抑制葉柵角區(qū)分離的作用*

（上海理工大學能源與動力工程學院）

0 引言

在軸流壓氣機中，葉片吸力面與端壁之間的角區(qū)分離流動是一種復雜的三維流動現(xiàn)象[1]，也是壓氣機內(nèi)部流動損失和堵塞的主要來源，對壓氣機的壓比、效率、裕度等性能有重要的影響[2]。近年來，隨著對壓氣機葉柵角區(qū)分離流動特性的深入研究[3]，大量的主動控制和被動流動控制措施被用于控制角區(qū)分離，提高非設計工況下壓氣機性能[4]。

主動控制方法有附面層抽吸技術[5]、射流技術[6]和等離子體激勵技術[7]等。主動控制技術需要引入外界能量，增加能耗且設備結構復雜，不易于工程實現(xiàn)。被動控制方法主要有安裝渦流發(fā)生器[8]、端壁翼刀控制技術[9]、葉根開槽技術[10]和端壁造型技術[11]等。這種控制方法結構較為簡單，易于工程實現(xiàn)但工況適用范圍小。因此，尋找結構簡單，實施性強的角區(qū)分離控制方法，是很有工程應用價值的。

Fish[12]等人研究發(fā)現(xiàn)座頭鯨高超的機動性和靈活性歸功于其呈現(xiàn)波浪式突起的特殊前緣胸鰭結構。在一定攻角范圍內(nèi)，波狀前緣突起結構在流動中產(chǎn)生流向渦，加劇了邊界層內(nèi)部的能量交換，使翼型表面的附著流延長。Watts[13]等發(fā)現(xiàn)波狀前緣翼型可以提高翼型升力，在10°攻角下，翼型升力比原始翼型提高了4.8%，阻力減少10.9%以及升阻比增加17.6%。Hansen[14]和Aftab[15]等研究表明波狀前緣結構可提高翼型的抗失速能力，研究同時發(fā)現(xiàn)更小的突起幅值以及波長能夠更好的提高翼型的氣動性能。

在葉柵流道中葉片采用波狀前緣也是有作用的。Keerthi[16]等實驗了波狀前緣結構，在壓氣機平面葉柵中，結果表明波狀前緣結構有效提高葉柵的失速攻角，最大提高43%。張凱[17]等對壓氣機直列葉柵進行了數(shù)值模擬研究，探索了波狀前緣靜葉對壓氣機氣動性能影響的機理和規(guī)律。鄭覃[18]等對不同稠度下仿生前緣突起對壓氣機葉柵性能的影響進行了數(shù)值研究，結果表明波狀前緣葉片具有減小大攻角下葉柵通道內(nèi)的分離現(xiàn)象。

上述研究表明，前緣波形突起類似渦流發(fā)生器，在大攻角下，產(chǎn)生了小渦流，增強了邊界層內(nèi)流體動量，抵抗逆壓梯度分離，推遲分離失速的發(fā)生。

壓氣機葉柵的角區(qū)分離很復雜，尤其是旋轉動葉的輪轂區(qū)，在逆壓梯度、橫向壓力梯度與旋轉離心力的共同作用下，端壁邊界層與葉片吸力面邊界層在角區(qū)匯合，形成了葉片吸力面的角區(qū)分離。本文設想利用波狀前緣誘導產(chǎn)生的流向渦吹除堆積于吸力面角區(qū)的低能流體，以期達到改善葉柵性能的目的。本文將對某工業(yè)壓氣機的高壓級進行三維CFD數(shù)值模擬，探索波狀前緣結構對壓氣機葉柵角區(qū)分離控制的效果。

1 計算模型與方法

1.1 計算模型與方法

本文采用ANSYS-CFX軟件的RANS方法對原型葉柵和改型葉柵進行數(shù)值模擬，湍流模型采用SST模型，對逆壓梯度并有一定程度分離的流動，具有較強的計算能力和較高的準確性。進口給定總溫、總壓、氣流角方向，出口給定靜壓，上下端壁及葉表固壁為絕熱無滑移邊界，動靜交界面處理采用混合平面法。計算域模型如圖1所示。

圖1 計算域模型示意圖Fig.1 The computational domain model

波狀前緣的造型是通過改變橢圓形前緣的長軸半徑，沿葉片展向形成正弦規(guī)律波形，如圖2所示?？紤]到周向壓力梯度作用下，端壁橫流向葉中爬升，大約占據(jù)了20%葉片展向高度，因此對葉片20%葉高以下的前緣進行改型設計。波狀前緣的設計參數(shù)包括幅值A與波長W，如圖2所示。參考機翼流研究[19]，本文的波狀前緣其幅值為7.5%葉型弦長，波長為15%弦長。本文將原型葉片稱為OLEB（Original Leading Edge Blade），波狀前緣葉片稱為TLEB（Tubercle Leading Edge Blade）。

圖2 波狀前緣結構示意圖Fig.2 Plan view with characteristic of tubercle leading edge

1.2 網(wǎng)格無關性驗證

計算域網(wǎng)格采用H-O-H型拓撲結構，如圖3所示。為消除網(wǎng)格因素對計算結果的影響，以TLEB為例，計算了拓撲結構相似，網(wǎng)格數(shù)量不同的三套網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量分別為：120萬、180萬和220萬。同時為保證TLE葉片特殊的前緣結構，在劃分網(wǎng)格時，沿葉片展向設置不同的節(jié)點數(shù)，網(wǎng)格具體參數(shù)詳見表1。通過對比壓氣機的壓升以及效率，如圖4所示，發(fā)現(xiàn)各方案計算結果的相對偏差隨網(wǎng)格數(shù)的增加而逐漸減小。綜合考慮計算精度及計算周期因素，選擇葉片展向節(jié)點數(shù)為250個，網(wǎng)格總數(shù)為180萬時的網(wǎng)格方案。

圖3 葉片壁面網(wǎng)格示意圖Fig.3 The mesh schematic of blade wall

表1 計算域網(wǎng)格具體參數(shù)Tab.1 Specific parameters of computational domain meshes

圖4 葉片表面靜壓系數(shù)分布Fig.4 Static pressure coefficients on blade surface

2 計算結果及分析

總壓損失系數(shù)是衡量葉柵性能的關鍵指標。本文中總壓損失系數(shù)定義為：，式中ptr,i為進口平面平均相對總壓，ptr為當?shù)叵鄬倝?。圖5展現(xiàn)了沿流向動葉柵端區(qū)總壓損失的發(fā)展過程。在原型葉柵中，受角區(qū)分離的影響，在葉片靠近葉片吸力面端區(qū)位置形成了一個明顯的高損失區(qū)，在向下游的發(fā)展過程中，低能流體的堆積使得損失區(qū)域逐漸增大；在采用TLEB后，角區(qū)分離現(xiàn)象仍然存在，但總壓損失水平顯著降低，分離流體沿葉片展向的爬升高度由原來的25%葉高降低為15%葉高，可見TLEB對減小角區(qū)分離損失有顯著的效果。

圖5 總壓損失沿流向分布Fig.5 Distribution of total pressure loss along flow direction

圖6為葉片前緣根據(jù)Q準則數(shù)繪制出的渦核分布，并采用速度值上色?？梢钥吹絋LEB對角區(qū)渦系結構的影響。波狀前緣結構所誘導產(chǎn)生的流向渦向吸力面角區(qū)輸送了高動量流體。在端部區(qū)域，由于前緣改型所誘導產(chǎn)生的高能流體與沿葉片展向向上爬升的低能流體相互摻混，增大了其流向分量，削弱了低能流體沿展向的爬升高度，葉中區(qū)域的通流能力得到了較大改善，這也是TLEB使得角區(qū)分離損失大大降低的原因。從圖7給出了波峰對應的S1流面（截面1）以及波谷對應的S1流面（截面2）。通過對比可以看出，在相同葉高位置，TLEB葉柵氣流分離現(xiàn)象得到改善，分離區(qū)的范圍減小，角區(qū)低能流體在葉片展向上堆積的高度也同樣減小。

圖6 葉片前緣渦核及速度分布Fig.6 The distribution of vortex core and velocity on blade leading edge

圖7 不同展向位置S1流面流線Fig.7 The streamlines on S1 sections with different spanwise

為了定量評估TLEB對葉柵流通能力的改善程度，定義了相對堵塞系數(shù)：

式中，VZ(x,y)表示流向速度；Vm表示主流速度；ρm表示主流密度。按照上述公式對兩種葉柵相對堵塞系數(shù)展向分布進行了求解，結果如圖8所示。受角區(qū)低能流體堆積的影響，在下端壁區(qū)域有著較大的堵塞區(qū)。采用改型葉柵后，由波狀前緣誘導產(chǎn)生的流向渦與角區(qū)低能流體相互摻混，一定程度上吹除了堆積在端區(qū)的分離流體，增大了端部區(qū)域流體的流向速度，使得下端部區(qū)域的堵塞情況明顯改善，堵塞系數(shù)峰值由0.992 8降低為0.891，降低了10.2%，并且低能流體被限制在了更小的展向高度范圍，端部區(qū)域的通流能力得到增強。

圖8 動葉出口截面堵塞系數(shù)沿展向分布Fig.8 The blockage coefficient along the span direction in the blade outlet

TLEB的作用，與氣流來流攻角有關。小攻角下，TLEB誘導產(chǎn)生的流向渦強度較弱，角區(qū)流體能量交換減少，對葉柵改善效果有限。同時，端壁橫流沿展向爬升高度降低，低能流體堆積在較小的展向高度范圍，此時相比于TLEB通過流動控制降低的堵塞程度，前緣突起結構所引起的額外損失將逐漸增大，一定程度上增強了主流流體的擾動，造成主流部分堵塞程度增加。

在原型葉柵中，主要存在三種分離結構，葉片吸力面中部區(qū)域的層流分離泡結構，下端壁角區(qū)分離以及葉頂泄漏分離區(qū)，如圖9所示。葉片及端壁角區(qū)二次流是一種固有的流動現(xiàn)象，在設計工況下，角區(qū)分離現(xiàn)象依然存在。TLEB破壞了葉片下端部區(qū)域層流分離泡結構，葉片前緣附近的流動附著性得到加強。在設計流量下，此時波狀前緣誘導產(chǎn)生的流向渦強度有限，對葉片前緣附近的層流分離泡起到了破壞和抑制的效果，而不再能有效地吹除堆積在角區(qū)的低能流體。

圖9 改型前后葉片吸力面極限流線Fig.9 Comparison of limiting streamline on blade suction surface

3 結論

仿照座頭鯨特殊的胸鰭結構，借鑒波狀前緣有效改善機翼大攻角流動性能，本文提出了一種改善壓氣機角區(qū)分離流動的新方法，并通過數(shù)值模擬，分析流動結構，確定了波形前緣的有效性。波狀前緣改型在近設計流量工況下，能有效改善葉柵性能，降低葉柵輪轂端區(qū)總壓損失，提高了葉柵的通流能力。

前緣改型的作用機理在于波狀前緣結構誘導產(chǎn)生的流向渦向角區(qū)注入了高動量流體，吹除了堆積在角區(qū)的低能流體，限制了角區(qū)低能流體沿展向的爬升高度，角區(qū)流體的能量交換得到加強。由于CFD分析對遠離設計點的流動預測能力的限制，所以更大范圍的非設計工況波形前緣的作用，還有待后續(xù)工作確認。