吸力面翼刀在高速壓氣機(jī)葉柵內(nèi)的應(yīng)用初探*

陳韻之 楊 凌 鐘兢軍 楊國(guó)剛

（1.大連海事大學(xué) 輪機(jī)工程學(xué)院；2.上海海事大學(xué) 商船學(xué)院）

0 引言

現(xiàn)代航空技術(shù)要求軸流壓氣機(jī)向高壓比、高效率的方向發(fā)展，高亞音速壓氣機(jī)葉型設(shè)計(jì)面臨負(fù)荷增大、穩(wěn)定工作攻角范圍提高、附面層更易分離等問題[1]。近年來，對(duì)單個(gè)葉片或翼型進(jìn)行流動(dòng)控制以減少流動(dòng)分離，已然成為一個(gè)研究熱點(diǎn)[2]。

目前幾種主要的流動(dòng)控制方法可根據(jù)流動(dòng)控制機(jī)理分為主動(dòng)控制和被動(dòng)控制兩種類型。主動(dòng)控制方法有射流技術(shù)[3]、附面層抽吸技術(shù)[4]和等離子體激勵(lì)技術(shù)[5]等。但主動(dòng)控制技術(shù)會(huì)增加能耗，不易于工程實(shí)現(xiàn)。相對(duì)而言的被動(dòng)控制技術(shù)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單且實(shí)施性強(qiáng)，已有諸多研究成果證實(shí)了被動(dòng)控制的有效性。

蘇赫[6]將彎葉片技術(shù)運(yùn)用于某13級(jí)軸流壓氣機(jī)，提升了整機(jī)的擴(kuò)壓能力。孫槿靜[7]為控制角區(qū)分離在葉根處引入從壓力面到吸力面的槽道，使葉柵在正沖角下的總壓損失降低。朱華[8]采用仿生波狀前緣誘導(dǎo)流向渦以吹除堆積在角區(qū)的低能流體。

吸力面翼刀技術(shù)作為一種被動(dòng)流動(dòng)控制方法，安裝于葉片吸力面表面以附面層隔片的形式抑制葉片表面附面層的發(fā)展，進(jìn)而控制角區(qū)附面層分離。國(guó)外的相關(guān)研究開展較早，70年代，Prumper證明吸力面翼刀能有效降低汽輪機(jī)葉柵中的二次流損失[9]。Kawai[10]在1992年利用吸力面翼刀技術(shù)將汽輪機(jī)葉柵總損失減低26%，進(jìn)一步證實(shí)吸力面翼刀控制二次流的有效性。

國(guó)內(nèi)對(duì)吸力面翼刀技術(shù)的研究起步較晚，主要將其用于壓氣機(jī)葉柵。鐘兢軍[11]于2002年對(duì)一低速壓氣機(jī)平面葉柵（Ma=0.2）在不同葉高處加裝吸力面翼刀進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，證明了位于10.625%相對(duì)葉高處的吸力面翼刀能葉柵總壓損失系數(shù)降低10.75%。劉艷明[12-13]在此基礎(chǔ)上利用數(shù)值模擬研究了具有不同展向位置和不同幾何高度的吸力面翼刀方案，較為清晰地闡述了吸力面翼刀的作用機(jī)理：吸力面翼刀能阻斷端壁附面層沿吸力面的展向遷移，同時(shí)產(chǎn)生反向翼刀渦削弱葉柵通道渦。2008年，楊凌[14-15]將吸力面翼刀技術(shù)分別應(yīng)用于來流馬赫數(shù)為0.66和0.88的壓氣機(jī)環(huán)形葉柵中。研究結(jié)果顯示葉展中部的流動(dòng)狀況得到明顯改善，但不能降低葉柵的總能量損失。

綜上所述，吸力面翼刀技術(shù)在低速渦輪及壓氣機(jī)葉柵中已取得了初步的成功，但在高馬赫數(shù)來流下對(duì)壓氣機(jī)葉柵的流動(dòng)控制效果還需更深入的研究。本文重新設(shè)計(jì)了吸力面翼刀的基礎(chǔ)構(gòu)型，縮小傳統(tǒng)的翼刀尺寸，將其放置于高亞音速擴(kuò)壓葉柵的葉片吸力面25%葉高、33.3%～100%弦長(zhǎng)處，考察是否能產(chǎn)生良好的二次流控制的效果。

1 數(shù)值方法設(shè)定

1.1 基礎(chǔ)葉型

本文選用高亞音速擴(kuò)壓葉柵NACA65-K48，其幾何示意圖如圖1所示，幾何及氣動(dòng)參數(shù)見表1。

圖1 葉型幾何參數(shù)定義Fig.1 Diagram of the cascade geometry

表1 葉型氣動(dòng)及幾何參數(shù)Tab.1 Main geometric parameters of profile

1.2 網(wǎng)格劃分與邊界層設(shè)定

本文利用CFD商業(yè)軟件包ANSYS CFX，采用對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)捕捉能力較強(qiáng)的SST模型加Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模型，在-3°，0°和3°三個(gè)攻角下（Ma=0.7）進(jìn)行數(shù)值模擬。由于平面擴(kuò)壓葉柵內(nèi)具有流動(dòng)上下對(duì)稱的特性，為節(jié)省計(jì)算資源與篇幅僅計(jì)算半葉高流道。計(jì)算域內(nèi)網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)采用H-O-H型（圖2），通過細(xì)化葉片和翼刀裝置的近壁面網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)以滿足湍流模型對(duì)網(wǎng)格的要求（y+＜1）。

圖2 計(jì)算域網(wǎng)格示意圖Fig.2 Distribution of three-dimensional computational grid

為了保證葉柵前緣上游端壁附面層厚度以及總壓分布與實(shí)驗(yàn)條件一致，計(jì)算域進(jìn)口位于葉片上游1.5倍弦長(zhǎng)處，出口測(cè)量截面位于尾緣下游3倍弦長(zhǎng)處。計(jì)算邊界條件給定如下：進(jìn)口處給定實(shí)驗(yàn)所測(cè)總溫、總壓（包含附面層文件），出口給定平均靜壓，流道輪轂面設(shè)定為光滑絕熱固壁，中徑處為對(duì)稱性邊界，葉柵通道沿節(jié)距兩側(cè)為周期性交界面。

在合理布置網(wǎng)格疏密的前提下，網(wǎng)格總數(shù)主要對(duì)整性能參數(shù)有影響，而對(duì)流動(dòng)結(jié)構(gòu)的影響不大。圖3給出了總壓損失系數(shù)隨網(wǎng)格總數(shù)的變化曲線，當(dāng)網(wǎng)格總數(shù)增至120萬后，總壓損失系數(shù)和隨網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)的增加呈現(xiàn)出的波動(dòng)趨于微弱，認(rèn)為計(jì)算結(jié)果已不受網(wǎng)格總數(shù)變化的影響。

圖3 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證Fig.3 Grid independence

1.3 數(shù)值方法校核

將數(shù)值與實(shí)驗(yàn)的總壓損失系數(shù)沿葉高分布結(jié)果進(jìn)行對(duì)比（圖4），發(fā)現(xiàn)兩者分布趨勢(shì)基本吻合，但兩者在數(shù)值上仍存在偏差，主要因?yàn)椋核x湍流模型對(duì)流道內(nèi)部流場(chǎng)有一定的預(yù)測(cè)能力，但仍然有很多細(xì)小的渦系結(jié)構(gòu)無法捕捉；再者，實(shí)驗(yàn)中的流道上下端壁并非數(shù)值所設(shè)定“絕熱無滑移”狀態(tài)，因此數(shù)值模擬的損失值整體低于實(shí)驗(yàn)結(jié)果。數(shù)值所得吸力面極限流線圖與油流實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比良好（圖5），模擬得到的前緣分離泡和角區(qū)回流尺寸與位置基本一致。綜上可知，本文采用的數(shù)值計(jì)算精度較高，可進(jìn)行定性分析。

圖4 總壓損失系數(shù)沿葉高分布對(duì)比Fig.4 Spanwise distribution of total pressure loss coefficient

圖5 設(shè)計(jì)沖角下流線對(duì)比Fig.5 Validation of computational results

1.4 吸力面翼刀方案說明

以往的研究表明，由于翼刀長(zhǎng)度及高度需要參考當(dāng)?shù)囟瘟鲝?qiáng)度：過小的尺寸會(huì)使當(dāng)?shù)囟瘟髟黾?；過大的尺寸會(huì)影響葉柵主流區(qū)域[17]。文獻(xiàn)[15]中吸力面翼刀方案均以長(zhǎng)方形薄片為構(gòu)型，尺寸較大：長(zhǎng)度均為100%弦長(zhǎng)（C），高度為2～10mm，最佳翼刀方案位于二次流較強(qiáng)的20%葉高（H）處，但所有方案均未降低葉柵能量損失系數(shù)。受限于當(dāng)時(shí)的數(shù)值模擬條件，翼刀設(shè)計(jì)存在尖角，且翼刀根部與吸力面連接處呈直角，所以產(chǎn)生較大的附加損失。

基于以上結(jié)論，本文進(jìn)一步減小翼刀的尺寸：為減少翼刀的附加損失，不破壞吸力面前33.3%C區(qū)域內(nèi)的分離泡結(jié)構(gòu)，翼刀長(zhǎng)度縮小至33.3%～100%C處；由于翼刀高度的選擇與當(dāng)?shù)囟瘟鲝?qiáng)度相關(guān)，且原型葉柵二次流強(qiáng)度會(huì)沿流向變化，因此在縮小翼刀高度至0.5mm的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)三種變高度翼刀，產(chǎn)生三種不同側(cè)面形狀。三種方案分別為圓弧形，三角形和長(zhǎng)方形（圖6）。圖7為吸力面翼刀方案及參數(shù)示意圖，為方便理解，圖中翼刀形狀為放大處理，各方案翼刀的最大高度均為0.5mm：長(zhǎng)方形方案從翼刀前緣至翼刀尾緣高度均勻；圓弧形方案最大高度位置在翼刀中部（66.7%C）；三角形方案最大高度位于翼刀尾緣（100%C）。在翼刀位置的選取上，據(jù)文獻(xiàn)[17]的最佳方案，本文所用高速葉柵吸力面角區(qū)分離展向尺寸（40%H）比跨音速環(huán)形葉柵（32%H）增加了25%，故本文中翼刀位置（20%H處）沿展向上調(diào)5mm至25%H處（增加25%）。在翼刀的設(shè)計(jì)和安裝方面，對(duì)三角形和長(zhǎng)方形翼刀的直角采取倒圓處理（圖8（a）），所有方案翼刀根部與葉片吸力面采用融合過渡設(shè)計(jì)（圖8（b）），以減少翼刀與葉片附面層產(chǎn)生的附加摩擦損失，便于后續(xù)的實(shí)驗(yàn)加工。

圖6 不同截面形狀吸力面翼刀方案示意圖Fig.6 Configurations with suction-surface fences

圖8 翼刀網(wǎng)格Fig.8 Mesh for fences

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 葉柵性能參數(shù)與流動(dòng)控制機(jī)理

為了比較各攻角下三種翼刀方案對(duì)葉柵總體性能的影響，圖9和圖10給出了原型葉柵以及加裝三種側(cè)面形狀翼刀葉柵在-3°，0°，和3°三個(gè)攻角下的出口能量損失系數(shù)（ψ）以及氣流角（ω）。可以看出，三種方案均能在-3°和0°降低損失，提升壓比和氣流角。方案三在負(fù)攻角下將ψ降低0.7%，ω提升0.3%，在0°攻角下，將ψ降低了0.7%，ω提升0.4%。正攻角下，方案三略微增大了葉柵損失，但ω分別被提升0.1%，因此方案三是本文的最佳吸力面翼刀方案。

圖9 翼刀方案對(duì)葉柵能量損失系數(shù)的影響Fig.9 Influence of fence configurations on the overall energy loss of the cascade

圖10 翼刀方案對(duì)葉柵氣流角的影響Fig.10 Influence of fence configurations on the overall flow angle of the cascade

圖11顯示了從葉片尾緣觀察的方案三翼刀周圍流場(chǎng)細(xì)節(jié)。從圖11（a）速度矢量圖中發(fā)現(xiàn)，吸力面翼刀上表面以及下表面氣流速度矢量均指向翼刀頂部。由于吸力面翼刀下表面氣流具有更高的速度，因此跨越翼刀頂部后誘導(dǎo)上表面低能流體轉(zhuǎn)而向上流動(dòng)，形成從葉片尾緣方向觀察為逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的翼刀渦（圖11（b））。由此可見，翼刀渦是翼刀阻斷展向二次流的附屬產(chǎn)物。據(jù)文獻(xiàn)[12]所述，加裝在較高葉高處的翼刀所誘導(dǎo)的翼刀渦具有削弱壁面渦和脫落渦的作用。

圖11 翼刀周圍速度矢量與三維流線Fig.11 Velocity vector and 3D streamlines around fence surface

2.2 葉表流動(dòng)及角區(qū)分離特性分布

吸力面表面極限流線的分布可以直觀地顯示翼刀對(duì)葉片表面二次流的作用效果，三種翼刀方案效果較為相似，為節(jié)省篇幅，圖12僅給出原型及方案三。在原型葉柵中，隨著攻角逐漸增大，葉片前部的分離泡逐漸向前緣移動(dòng)，角區(qū)分離的尺寸逐步增加。方案三在+3°情況下與角區(qū)二次流相互作用，但因該工況下角區(qū)分離嚴(yán)重，小尺寸的翼刀不足以抵御當(dāng)?shù)卮罅康牡湍芰黧w，再加上翼刀周圍形成新的流動(dòng)分離，整體上惡化了角區(qū)流場(chǎng)。-3°和0°攻角下方案三翼刀使25%H以上的角區(qū)分離的展向尺寸明顯減小，同時(shí)25%H以下的角區(qū)分離范圍基本不變?？傮w而言，方案三截?cái)辔γ娼菂^(qū)分離的流線，同時(shí)翼刀上部產(chǎn)生的分離線對(duì)應(yīng)著翼刀所誘導(dǎo)的與葉表二次流反向旋轉(zhuǎn)的翼刀渦的出現(xiàn)，且翼刀渦的范圍與當(dāng)?shù)囟瘟鞯膹?qiáng)度有關(guān)。

圖12 吸力面極限流線與靜壓云圖Fig.12 Streamline distribution with pressure contouring on surface suction

為探究吸力面翼刀對(duì)葉柵型面載荷分布的影響，圖13給出了三個(gè)沖角下原型葉柵以及三種不同截面吸力面翼刀方案葉柵在25%H附近的靜壓系數(shù)分布情況。由于吸力面翼刀安裝在葉片吸力面33.3%～100%C處，因此對(duì)整個(gè)葉片壓力面以及前33.3%C吸力面的靜壓系數(shù)分布沒有影響。吸力面翼刀葉柵可以發(fā)現(xiàn)，三個(gè)攻角下吸力面翼刀各方案均能降低葉片吸力面33.3%～100%C處的靜壓，提升該區(qū)域葉片的擴(kuò)壓能力。對(duì)比三個(gè)吸力面翼刀方案，由于方案二和方案三吸力面翼刀寬度在近葉片尾緣處較大，因此相較方案一更能有效阻斷該處二次流，使得葉片擴(kuò)壓能力提高。而方案一在尾緣處厚度為0，不具有附面層隔離效果，因此該處?kù)o壓系數(shù)曲線與原型重合。對(duì)于本文的最佳方案（方案三）而言，雖然本文對(duì)方案三吸力面翼刀的前緣進(jìn)行了倒圓處理，但靜壓系數(shù)在吸力面33.3%C處仍存在一個(gè)急劇震蕩，該現(xiàn)象說明葉表二次流遇到具有明顯突起的方案三前緣后產(chǎn)生了擾動(dòng)。而方案一和方案二的前緣與葉片吸力面型線過渡平滑，靜壓沒有出現(xiàn)擾動(dòng)。整體而言，方案三雖然產(chǎn)生較大的前緣靜壓波動(dòng)，但最大程度上提高了葉片吸力面33.3%～100%C的葉型負(fù)荷。

圖13 25%葉高處葉表靜壓系數(shù)分布Fig.13 Blade static pressure cofficient distributions at the 25%blade span

圖14反映原型以及不同方案的尾跡相對(duì)速度分布（當(dāng)?shù)貧饬魉俣瘸赃M(jìn)口氣流速度進(jìn)行無量綱化）。隨著攻角變大，角區(qū)分離導(dǎo)致的尾緣邊界層逐漸增厚，大量低能流體堆積導(dǎo)致尾跡的周向尺寸隨之增大。如上文所述，三種翼刀方案均無法改善+3°下的角區(qū)分離尺度，因此圖14（c）中原型葉柵與翼刀葉柵的尾跡幾乎重合。但從圖14（a）和（b）中可知，由于吸力面翼刀的阻斷作用，在-3°和0°攻角下尾緣的低能流體減少，流道通流面積增大。由于方案三翼刀具有最大高度，相應(yīng)地具有更大的阻斷能力并形成更強(qiáng)的翼刀渦，因此對(duì)尾跡的優(yōu)化效果更為明顯。

圖14 不同沖角下葉柵尾跡速度分布Fig.14 Wake velocity along the pitchwise direction at different incidences

2.3 旋渦結(jié)構(gòu)及葉柵氣動(dòng)特性分析

圖15顯示了由渦量染色后的原型及方案三翼刀在-3°沖角下的柵內(nèi)尾緣附近三維旋渦結(jié)構(gòu)。吸力面翼刀主要作用于由角區(qū)分離和葉表附面層脫落形成的集中脫落渦。翼刀上表面的翼刀渦（圖15）將原型中的單一集中脫落渦削弱，同時(shí)翼刀阻斷葉表附面層，進(jìn)一步促進(jìn)脫落渦分為兩股范圍更小的渦系結(jié)構(gòu)，更易沿流向耗散。

圖15 葉柵三維旋渦結(jié)構(gòu)Fig.15 3D vortex structure in flow passage

由圖16可知，翼刀主要改善-3°以及0°沖角下30%～40%H處的氣流角分布，此處氣流角絕對(duì)值明顯減小，證明該處低能流體堆積程度減弱，氣流的偏轉(zhuǎn)能力提高。在原型葉柵中，該區(qū)域主要受集中脫落渦的影響[16]，說明在翼刀上表面形成的翼刀渦能有效削弱集中脫落渦。而翼刀的阻斷作用使得部分低能流體堆積于30%～20%H處，降低了氣流折轉(zhuǎn)能力。在3°沖角下，由于角區(qū)分離展向尺寸變大，集中脫落渦的位置也隨之上移，翼刀渦僅直接作用于角區(qū)附面層，反而增加該處的低能流體，使氣流角增大。

圖16 葉柵出口節(jié)距質(zhì)量流量平均氣流角沿葉高的分布Fig.16 Spanwise distribution of pitchwise mass-averaged flow angle at the cascade outlet

圖17為葉柵出口截面節(jié)距質(zhì)量平均總壓損失系數(shù)沿葉高的分布曲線。隨著攻角增大，葉型損失逐漸增大，角區(qū)分離的徑向尺寸擴(kuò)大導(dǎo)致相應(yīng)損失增加。三種方案均使20%～30%H范圍內(nèi)損失增加，即翼刀的附加損失。30%～40%H為主要的損失降低區(qū)域，集中體現(xiàn)了吸力面翼刀對(duì)吸力面展向二次流的阻斷作用以及翼刀渦對(duì)集中脫落渦的抑制作用。10%H附近的損失由于此處低能流體的堆積而升高。同樣，方案三在-3°和0°攻角下對(duì)集中脫落渦的削弱作用最為明顯，雖增大了10%H附近的損失，但總體而言，方案三所帶來的流動(dòng)損失抑制效果要大于其在20%～30%H和10%H附近造成附加損失。在3°攻角下，三種翼刀沒有降低集中脫落渦的損失，同時(shí)為葉柵帶來附加損失，導(dǎo)致了損失的整體上升。

圖17 葉柵出口節(jié)距質(zhì)量流量平均總壓損失系數(shù)沿葉高分布Fig.17 Spanwise distribution of pitchwise mass-averaged total pressure loss coefficient at the cascade outlet

3 結(jié)論

本文以一高亞音速擴(kuò)壓葉柵為研究對(duì)象，通過對(duì)加裝在相同位置但具有不同側(cè)面形狀的吸力面翼刀葉柵進(jìn)行數(shù)值研究，得出以下結(jié)論：

1）吸力面翼刀在高速擴(kuò)壓葉柵中以阻斷吸力面展向二次流，誘導(dǎo)翼刀渦抑制附面層發(fā)展為主要的二次流控制機(jī)理。布置于33.3%～100%C，25%H，倒圓角，融合過渡翼刀根部/葉片吸力面連接處并且具有合適尺寸的吸力面翼刀能直接作用于角區(qū)二次流，提高葉片后部的負(fù)荷，改善出口截面尾跡，氣流角以及損失的分布。

2）本文最佳方案為長(zhǎng)方形吸力面翼刀，能最大程度地削弱角區(qū)二次流，在-3°和0°工況下均降低0.7%的能量損失，分別將氣流角提升0.3%和0.4%，同時(shí)有效削弱30%～40%H區(qū)域角區(qū)分離的尺寸。但在3°攻角下，各吸力面翼刀方案對(duì)角區(qū)分離的控制效果均不明顯。

3）不同于低速壓氣機(jī)葉柵內(nèi)吸力面翼刀的削弱通道渦功能，由于本文翼刀位置更高且翼刀裝置尺寸更小，翼刀無法直接與通道渦等大尺度渦系結(jié)構(gòu)進(jìn)行直接接觸，主要以削弱吸力面展向二次流并誘導(dǎo)吸力面翼刀渦削弱角區(qū)附面層，以此間接抑制集中脫落渦為主要的流動(dòng)控制機(jī)理。

本文研究了吸力面翼刀在高亞音速壓氣機(jī)葉柵中的工作原理，同時(shí)揭示了吸力面翼刀技術(shù)在高亞聲速壓氣機(jī)中應(yīng)用的可行性。由于吸力面翼刀具有較好的負(fù)沖角及0°沖角的流動(dòng)控制效果，今后可結(jié)合變馬赫數(shù)工況下的研究，通過優(yōu)化其幾何構(gòu)型以及安裝位置，并結(jié)合其他主動(dòng)或被動(dòng)控制方法進(jìn)一步提高壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍。