自適應(yīng)康達(dá)噴氣控制在高負(fù)荷壓氣機(jī)中的試驗(yàn)研究

張健，張敏，杜娟，*，黃偉亮，聶超群

1.華北電力大學(xué) 能源動(dòng)力與機(jī)械工程學(xué)院，北京 100096

2.中國科學(xué)院 工程熱物理研究所 先進(jìn)燃?xì)廨啓C(jī)實(shí)驗(yàn)室，北京 100190

3.中國科學(xué)院 先進(jìn)能源動(dòng)力重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100190

4.中國科學(xué)院 輕型動(dòng)力創(chuàng)新研究院，北京 100190

5.中國科學(xué)院大學(xué) 工程科學(xué)學(xué)院，北京 100049

6.江蘇大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，鎮(zhèn)江 212013

自21 世紀(jì)以來，航空發(fā)動(dòng)機(jī)步入一個(gè)加速發(fā)展的階段。航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展水平是一個(gè)國家綜合國力的重要體現(xiàn)，因而世界各個(gè)國家一直對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展保持高度重視。壓氣機(jī)作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件之一，其性能優(yōu)劣將直接影響著發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的性能。為適應(yīng)未來變循環(huán)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展需求，發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)具備更高的級(jí)負(fù)荷、更大的推重比以及更寬廣的高效運(yùn)行范圍等特點(diǎn)。更高的級(jí)負(fù)荷和更大的推重比使得發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)的逆壓梯度進(jìn)一步增大，進(jìn)而加劇角區(qū)分離和附面層流動(dòng)分離等二次流現(xiàn)象［1-3］。更寬的高效運(yùn)行范圍則是壓氣機(jī)面臨的另一個(gè)挑戰(zhàn)，即壓氣機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)寬速域、變工況范圍下穩(wěn)定、高效運(yùn)行。

為了克服上述所提出的壓氣機(jī)面臨的挑戰(zhàn)與難題，可在壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)中引入主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)來抑制流動(dòng)分離并拓寬壓氣機(jī)穩(wěn)定、高效運(yùn)行范圍。主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)不僅可以減弱甚至消除內(nèi)部流動(dòng)分離，進(jìn)而降低其總壓損失，而且可以大幅提升壓氣機(jī)的擴(kuò)壓能力［4-5］。目前，主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)主要包括附面層噴氣［6］、附面層抽吸［7］、等離子體激勵(lì)［8］、脈沖射流［9］和合成射流［10］，以上5 種主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)在提升壓氣機(jī)氣動(dòng)性能方面均得到了大量數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)驗(yàn)證。然而，上述大部分的研究只關(guān)注主動(dòng)控制技術(shù)在壓氣機(jī)特定工況下的控制效果，或控制系統(tǒng)作動(dòng)機(jī)構(gòu)的執(zhí)行參數(shù)無法隨工況的變化而變化，因而在全工況范圍下壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)損失的控制效果差強(qiáng)人意。

為使主動(dòng)控制技術(shù)具有靈活和智能的特性，采用前饋（Back Propagation，BP）神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、徑向基函數(shù)（Radial Basis Function，RBF）神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和機(jī)器學(xué)習(xí)等算法建立壓氣機(jī)氣動(dòng)參數(shù)與控制系統(tǒng)作動(dòng)機(jī)構(gòu)執(zhí)行參數(shù)之間的映射關(guān)系，進(jìn)而嵌入至主動(dòng)流動(dòng)控制系統(tǒng)中，實(shí)現(xiàn)開環(huán)或閉環(huán)自適應(yīng)流動(dòng)控制調(diào)節(jié)，即自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)。自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)的一大優(yōu)勢是其可以智能感知壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)狀態(tài)，只有在某些特定工況條件下或當(dāng)流動(dòng)狀態(tài)發(fā)生惡化時(shí)才會(huì)智能施加主動(dòng)控制手段，進(jìn)而減小噴氣或抽吸所需的能量并提升控制系統(tǒng)的效率［11］。在此需要指出的是，自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)最先是在機(jī)翼外流領(lǐng)域提出并被成功應(yīng)用。Becker 等［12］在大攻角條件下采用自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)大幅減弱了機(jī)翼表面流動(dòng)分離，且使得飛機(jī)的升力系數(shù)提升了2%。隨后，Olivett 等［13］將開環(huán)自適應(yīng)控制系統(tǒng)布置在機(jī)翼外表面，發(fā)現(xiàn)靠近機(jī)翼葉型尾緣位置處的流動(dòng)分離得到有效抑制。受到自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)在外流中成功應(yīng)用的啟示，很多學(xué)者將自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)引入至內(nèi)部流動(dòng)中來提升壓氣機(jī)的氣動(dòng)性能。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)中渦系結(jié)構(gòu)極其復(fù)雜，靜葉通道中存在有通道渦、泄漏渦、馬蹄渦和角區(qū)渦等［14］。當(dāng)壓氣機(jī)處于非設(shè)計(jì)工況時(shí)，這些渦系結(jié)構(gòu)變得尤為劇烈并最終可能會(huì)誘發(fā)壓氣機(jī)發(fā)生失速或喘振，進(jìn)而使得發(fā)動(dòng)機(jī)性能受損。因而在壓氣機(jī)中引入自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)來削弱不穩(wěn)定渦系結(jié)構(gòu)帶來的不利影響將顯得尤為重要。

在內(nèi)流領(lǐng)域，Nguyen 等［15］首次將自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)應(yīng)用至低速軸流壓氣機(jī)中，實(shí)現(xiàn)了實(shí)時(shí)控制靜葉吸力面?zhèn)鹊膰姎饬髁坎⒂行Ы档土巳~型損失。Staats 等［16］實(shí)現(xiàn)了高負(fù)荷壓氣機(jī)靜葉葉柵內(nèi)流動(dòng)分離的智能調(diào)控，相比于原始葉柵，其擴(kuò)壓能力提升了2.5%。隨后，將此控制系統(tǒng)中的噴氣流量閥門控制算法進(jìn)行更新，相比于定常噴氣控制，使用較少的噴氣能量即可大幅提升葉柵的擴(kuò)壓能力。然而關(guān)于自適應(yīng)流動(dòng)控制技術(shù)的大部分研究均采用傳統(tǒng)噴氣結(jié)構(gòu)，其將不可避免地導(dǎo)致噴氣流體與主流流體產(chǎn)生摻混損失，因而Landsberg 和Krasnoff［17］指出切向噴氣方式比傳統(tǒng)噴氣方式更加高效。因此，在壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)控制中引入基于康達(dá)效應(yīng)的康達(dá)噴氣造型來實(shí)現(xiàn)噴氣附壁切向流動(dòng)?？颠_(dá)噴氣造型可以有效利用流體流動(dòng)黏度的影響迫使噴氣流體附著在彎曲的康達(dá)表面上，進(jìn)而有效地調(diào)節(jié)流場。康達(dá)噴氣對(duì)抑制壓氣機(jī)靜葉附面層流動(dòng)分離的有效性已得到大量的數(shù)值和試驗(yàn)的驗(yàn)證［4，18-20］。作者前期開展了關(guān)于康達(dá)噴氣葉型在不同來流工況下康達(dá)噴氣量對(duì)高負(fù)荷葉柵氣動(dòng)性能的影響研究，發(fā)現(xiàn)不同工況下使葉柵氣動(dòng)性能提升最明顯所需的康達(dá)噴氣量不同，進(jìn)而為自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制的研究提供了一定的基礎(chǔ)［20］。然而基于自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制技術(shù)在壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)控制中的應(yīng)用在國內(nèi)外未見公開報(bào)道，因此，自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制技術(shù)在高亞聲速來流條件下的控制效果亟需探索。

基于上述分析，本文通過在高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵吸力面布置康達(dá)噴氣縫的形式構(gòu)建了自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)，采用試驗(yàn)測量的方法，在高亞聲速來流（Ma=0.4～0.6）條件下研究此系統(tǒng)對(duì)葉柵流動(dòng)分離的控制效果和氣動(dòng)性能的影響規(guī)律。本文主要包含以下3 個(gè)部分：首先，選取了擴(kuò)壓因子為0.66 的壓氣機(jī)靜葉葉柵為研究對(duì)象，并優(yōu)化設(shè)計(jì)了單縫康達(dá)噴氣靜葉葉柵；然后，基于數(shù)值計(jì)算結(jié)果采用方差分析法、主成分分析法和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法建立了單縫康達(dá)噴氣靜葉葉柵來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型；最后，搭建了基于自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)的試驗(yàn)平臺(tái)，驗(yàn)證了其對(duì)高負(fù)荷葉柵來流條件預(yù)測的準(zhǔn)確性和流動(dòng)分離控制的有效性。

1 研究對(duì)象

本文選取Zierke &Deutsch 雙圓弧葉型為研究對(duì)象，在設(shè)計(jì)工況下其擴(kuò)壓因子為0.66，該葉型型線控制方程和原始幾何參數(shù)參考文獻(xiàn)［21］。為了契合中國科學(xué)院工程熱物理研究所暫沖式高速平面葉柵試驗(yàn)臺(tái)試驗(yàn)段葉柵矩形窗尺寸，將Zierke &Deutsch 原始葉型按照1∶2.83 的比例進(jìn)行縮尺模化，模化后的關(guān)鍵幾何設(shè)計(jì)參數(shù)如表1 所示。

表1 Zierke &Deutsch 葉型幾何參數(shù)Table 1 Zierke &Deutsch profile geometric parameters

然后，通過參數(shù)化造型方法和嵌入遺傳算法的BP 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)Zierke &Deutsch 葉型進(jìn)行單縫康達(dá)噴氣改型優(yōu)化設(shè)計(jì)，在吸力面靠近尾緣處布置一個(gè)康達(dá)噴氣縫，康達(dá)噴氣縫、康達(dá)表面及吸力面部分再造型型線均采用曲率連續(xù)的圓弧進(jìn)行連接，其詳細(xì)過程可參考作者前期工作［20］，在此將不再贅述。

優(yōu)化設(shè)計(jì)后的單縫康達(dá)噴氣二維截面葉型和三維葉片如圖1 所示。采用3D 打印方式加工的單縫康達(dá)噴氣葉片如圖1（a）所示，為防止在高速葉柵試驗(yàn)過程中因葉片形變而帶來對(duì)氣動(dòng)性能的影響，材質(zhì)選為不銹鋼（17-4-PH）。圖1（b）中藍(lán)色區(qū)域?yàn)榭颠_(dá)噴氣引氣腔體，氣流在腔體內(nèi)經(jīng)一次折轉(zhuǎn)后沿縫噴出，噴氣縫布置在距離前緣80.8%軸向弦長位置處（80.8%Cax）。為獲取最佳噴氣控制效果，噴氣縫寬度與康達(dá)表面半徑的比值＜0.02，在此取噴氣縫寬度為0.3 mm［22］。

圖1 康達(dá)噴氣葉柵二維葉型和三維葉片F(xiàn)ig.1 2D profile and 3D blade of cascade with Coanda jet

2 數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)方法

2.1 自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)

基于作者前期關(guān)于單縫定常康達(dá)噴氣葉柵數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)測量的基礎(chǔ)，為適配復(fù)雜多變來流條件下靜葉內(nèi)部流動(dòng)損失的實(shí)時(shí)變化與遷移特性，提出“氣動(dòng)參數(shù)在線監(jiān)測-氣動(dòng)性能與激勵(lì)參數(shù)實(shí)時(shí)預(yù)測-氣動(dòng)損失自適應(yīng)調(diào)控”的壓氣機(jī)自適應(yīng)減損策略，由于來流工況變動(dòng)時(shí)葉片表面靜壓發(fā)生變化，因此氣動(dòng)參數(shù)的監(jiān)測選取葉片表面靜壓，進(jìn)一步集成研制了自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)，圖2 給出了控制系統(tǒng)的組成和調(diào)控流程示意圖，該系統(tǒng)主要由4 部分組成：①單縫康達(dá)噴氣葉片；② 比例電磁閥和噴氣流量控制器；③康達(dá)噴氣氣源及噴氣穩(wěn)壓裝置；④ 氣動(dòng)參數(shù)采集和分析模塊?；冖俸廷軐?shí)現(xiàn)葉表靜壓參數(shù)在線監(jiān)測、來流攻角和最佳噴氣量實(shí)時(shí)預(yù)測，結(jié)合②和③進(jìn)而實(shí)現(xiàn)寬馬赫數(shù)和寬攻角范圍下高負(fù)荷壓氣機(jī)靜葉流動(dòng)損失的實(shí)時(shí)調(diào)控。其中，第④部分是實(shí)現(xiàn)康達(dá)噴氣智能調(diào)控的核心，內(nèi)嵌有來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型，下面簡要介紹其構(gòu)建過程和工作原理。

圖2 自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)流程圖Fig.2 Flow chart of adaptive Coanda jet control system

自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)的數(shù)據(jù)采集和分析模塊主要為了解決2 個(gè)關(guān)鍵問題：①靜葉表面靜壓測量點(diǎn)位如何選??？② 不同來流工況下如何實(shí)現(xiàn)康達(dá)噴氣量的精準(zhǔn)預(yù)測？為解決第1個(gè)問題，采用數(shù)值計(jì)算方法在不同來流攻角和不同來流馬赫數(shù)下模擬樣本算例，采用均勻取樣法確定所需的樣本算例，算例的選取考慮來流攻角和康達(dá)噴氣量的變化，其中，來流攻角和噴氣量的變化范圍分別為［-3°，5°］和［0，2.0%］。然后，采用方差分析法對(duì)不同來流馬赫數(shù)（Ma=0.4～0.6）條件下樣本算例的數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，得到單縫康達(dá)噴氣葉柵中對(duì)來流攻角變化敏感性較高的5 個(gè)靜壓點(diǎn)位。為了解決第2 個(gè)問題，對(duì)上述樣本算例結(jié)果進(jìn)行分析，提取出來流馬赫數(shù)、來流攻角、噴氣量、葉表靜壓和總壓損失系數(shù)參數(shù)，通過BP 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)構(gòu)建來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型，其中，來流攻角預(yù)測模型的輸入?yún)?shù)是5 個(gè)靜壓值和噴氣量，輸出參數(shù)為攻角。因輸入?yún)?shù)數(shù)據(jù)維度較高，因此，為縮短模型訓(xùn)練時(shí)間和提高模型預(yù)測精度，采用主成分分析法對(duì)5 個(gè)靜壓值進(jìn)行數(shù)據(jù)降維；最佳噴氣量預(yù)測模型的輸入變量為攻角和噴氣量，輸出參數(shù)為總壓損失系數(shù)。上述靜壓關(guān)鍵點(diǎn)位的選取、數(shù)據(jù)降維和預(yù)測模型的構(gòu)建等詳細(xì)過程參考課題組前期工作［23］，作者負(fù)責(zé)采用方差分析法選取不同來流馬赫數(shù)下對(duì)來流攻角敏感性高的靜壓關(guān)鍵點(diǎn)位，進(jìn)一步采用主成分分析法對(duì)得到的葉柵表面關(guān)鍵靜壓點(diǎn)位靜壓值進(jìn)行數(shù)據(jù)降維，以此來提高后續(xù)預(yù)測模型構(gòu)建的精度。更近一步，基于BP 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法構(gòu)建來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型。最后，基于來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型與北京科技大學(xué)合作開發(fā)了基于Labview 的自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制程序。進(jìn)而實(shí)現(xiàn)了不同來流工況下康達(dá)噴氣量的精準(zhǔn)預(yù)測。進(jìn)一步采用試驗(yàn)測量的方法對(duì)自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)的有效性和準(zhǔn)確性進(jìn)行驗(yàn)證。

2.2 數(shù)值計(jì)算方法及驗(yàn)證

單葉片通道計(jì)算域如圖3 所示，進(jìn)口面和出口面分別位于葉片前緣和尾緣0.75Cax和1.5Cax處。計(jì)算域由主流區(qū)域和噴氣區(qū)域兩部分組成，且通過流體交界面相連。圖4 給出了葉柵通道、前緣、尾緣和噴氣縫近壁面網(wǎng)格分布情況，主流區(qū)域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，通過Numeca軟件中的IGG 模塊采用分塊網(wǎng)格法將葉柵通道網(wǎng)格劃分為HOH 型網(wǎng)格，葉片區(qū)域采用O 型網(wǎng)格，近壁面第1 層網(wǎng)格厚度為1×10-5m，從而保證所有近壁面網(wǎng)格y+均＜1，且葉片近壁面網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，進(jìn)而更好地捕捉附面層流動(dòng)特征。噴氣區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，通過ANSYS 軟件中的ICEM 模塊劃分。此外，葉柵端壁處網(wǎng)格同樣進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理，以更準(zhǔn)確地模擬端壁對(duì)流體的展向擾動(dòng)效應(yīng)和角區(qū)流動(dòng)特征。

圖3 計(jì)算域Fig.3 Computational domain

圖4 計(jì)算網(wǎng)格細(xì)節(jié)Fig.4 Details of computational grid

基于課題組對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)數(shù)值模擬的研究基礎(chǔ)［4，20，24］，結(jié)合前期工作中對(duì)本文研究對(duì)象的網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證［23］，本文所有算例總網(wǎng)格量均為6.87×106。

數(shù)值計(jì)算求解器選用ANSYS CFX Slover，基于課題組前期的研究基礎(chǔ)［24］，發(fā)現(xiàn)SST（Shear Stress Transport）k-ω湍流模型對(duì)該葉柵的氣動(dòng)損失預(yù)測精度最高，因此本文結(jié)合SST 湍流模型并耦合γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型來求解三維Navier-Stokes方程?；趩卧行牡挠邢摅w積法進(jìn)行控制方程的求解，控制方程對(duì)流項(xiàng)的離散采用二階迎風(fēng)格式和中心差分格式。

葉柵計(jì)算域進(jìn)口邊界條件給定總溫（288.15 K）、總壓和氣流方向，出口邊界條件給定均勻靜壓（101 325 Pa）。當(dāng)引入噴氣流量時(shí)，噴氣進(jìn)口邊界條件給定質(zhì)量流量、總溫（288.15 K）和氣流方向。根據(jù)暫沖式高速平面葉柵風(fēng)洞實(shí)際運(yùn)行狀況，主流進(jìn)口和噴氣進(jìn)口湍流度給定為5%。所有固壁面設(shè)置為絕熱無滑移邊界條件。

采用上述數(shù)值計(jì)算方法，在馬赫數(shù)為0.5 的來流條件下，圖5 給出了0°和5°攻角（i）下Zierke&Deutsch 葉柵50%葉高位置處數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)靜壓系數(shù)分布對(duì)比圖，靜壓系數(shù)（Cp）定義如式（1）所示，表明Zierke &Deutsch 葉柵數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)得到的葉片表面靜壓系數(shù)趨勢及數(shù)值吻合度較高，因而驗(yàn)證了所采用的數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性。然后，進(jìn)行了試驗(yàn)與數(shù)值模擬在不同來流攻角下的總壓損失系數(shù)特性線的對(duì)比，如圖6所示，總壓損失系數(shù)（ω）的定義如式（2）所示，可以看出試驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果在攻角范圍［-3°，3°］時(shí)吻合良好，而隨著攻角的進(jìn)一步減小或增大差別將有所擴(kuò)大。

圖5 試驗(yàn)與數(shù)值結(jié)果中葉柵表面靜壓系數(shù)分布對(duì)比Fig.5 Measured and predicted distributions comparison of static pressure coefficient on cascade surface

圖6 試驗(yàn)與數(shù)值結(jié)果中葉柵總壓損失系數(shù)分布對(duì)比Fig.6 Measured and predicted distributions comparison of total pressure loss coefficient of cascade

式中：pi代表葉片表面靜壓；pt1和p1分別代表葉柵進(jìn)口總壓和靜壓。

式中：pt1和pt2分別代表葉柵進(jìn)口和出口總壓。

2.3 試驗(yàn)測量方法

高負(fù)荷單縫康達(dá)噴氣葉柵自適應(yīng)調(diào)控試驗(yàn)在中國科學(xué)院工程熱物理研究所暫沖式高速平面葉柵風(fēng)洞上進(jìn)行，該風(fēng)洞結(jié)構(gòu)如圖7 所示，關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)如表2 所示。外部3 個(gè)體積為120 m3的高壓儲(chǔ)氣罐可為葉柵試驗(yàn)段進(jìn)口提供穩(wěn)定的來流馬赫數(shù)，當(dāng)噴管段加裝亞聲速噴管時(shí)，通過氣動(dòng)調(diào)壓閥開度調(diào)整試驗(yàn)件進(jìn)口來流馬赫數(shù)，調(diào)節(jié)范圍為0.1～1.0。單次亞聲速葉柵試驗(yàn)的工況穩(wěn)定時(shí)間為90～180 s，具體時(shí)間視來流馬赫數(shù)而定。

圖7 中國科學(xué)院工程熱物理研究所風(fēng)洞試驗(yàn)臺(tái)Fig.7 Wind tunnel test facility at Institute of Engineering Thermophysics，Chinese Academy of Sciences

表2 風(fēng)洞關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)Table 2 Key design parameters of wind tunnel

葉柵試驗(yàn)段安裝矩形窗尺寸為130 mm×200 mm，可最多支持安裝8 個(gè)葉片。通過旋轉(zhuǎn)葉柵一側(cè)圓形壁調(diào)節(jié)來流攻角，調(diào)節(jié)范圍為-5°～5°。關(guān)于葉柵試驗(yàn)件關(guān)鍵氣動(dòng)參數(shù)的測量方案如圖8 所示，進(jìn)口總壓和總溫測點(diǎn)布置在圖7 中穩(wěn)壓箱內(nèi)，周向均勻布置4 個(gè)；進(jìn)口靜壓測點(diǎn)布置在距前緣10 mm 位置處，額向均勻布置15 個(gè)；出口氣動(dòng)參數(shù)采用五孔氣動(dòng)探針進(jìn)行測量，探針布置在距尾緣0.4Cax位置處，試驗(yàn)時(shí)探針沿額向移動(dòng)2 個(gè)葉柵通道，單通道測量19 個(gè)數(shù)據(jù)。此外，康達(dá)噴氣來自于穩(wěn)定的外部供氣系統(tǒng)，供氣壓力保持在0.8 MPa。選用帶有控制閥門（控制方式：比例積分微分控制）的質(zhì)量流量計(jì)（品牌：Alicat；型號(hào)：21-1-00-1-3000-DB9M-KMB11）實(shí)時(shí)監(jiān)測噴氣流量和壓力，測量精度為0.8%FS（Full Scale）+0.2%RD（Reading Data）。試驗(yàn)采集的數(shù)據(jù)采用自行編譯的MATLAB 程序進(jìn)行處理，進(jìn)而得到葉柵ω等氣動(dòng)性能參數(shù)，圖9給出了馬赫數(shù)為0.5、-3°攻角條件下，原型葉柵ω沿額向分布，結(jié)果表明葉柵周期性良好，風(fēng)洞的來流品質(zhì)較好。

圖8 靜壓測點(diǎn)與探針布置Fig.8 Arrangement of static pressure taps and five hole probe

圖9 總壓損失系數(shù)沿額向分布Fig.9 Distributions of total pressure loss coefficient along pitchwise direction

3 結(jié)果與討論

3.1 自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)預(yù)測模型

圖10 給出了單縫康達(dá)噴氣葉柵表面5 個(gè)關(guān)鍵靜壓監(jiān)測點(diǎn)位模型和實(shí)物圖，采用方差分析法對(duì)2.1 節(jié)提到的樣本算例數(shù)值計(jì)算結(jié)果計(jì)算得到5 個(gè)樣本方差值較大的靜壓點(diǎn)位，即對(duì)攻角變化敏感性較高的點(diǎn)位，如圖10 紅色標(biāo)記點(diǎn)。在此需要指出的是葉片靜壓監(jiān)測點(diǎn)選取時(shí)考慮了來流馬赫數(shù)的變化情況，即馬赫數(shù)變化時(shí)監(jiān)測點(diǎn)位的靜壓值依然對(duì)攻角變化敏感性高。

圖10 靜壓監(jiān)測點(diǎn)分布Fig.10 Static pressure monitoring taps distributions

進(jìn)一步結(jié)合主成分分析法（Principal Component Analysis，PCA）對(duì)葉片表面5 個(gè)靜壓監(jiān)測點(diǎn)靜壓值進(jìn)行數(shù)據(jù)降維處理，以此來提高來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型的訓(xùn)練精度并節(jié)省訓(xùn)練時(shí)間。

通過協(xié)方差矩陣對(duì)角化并求解矩陣的特征向量，最終得到不同來流馬赫數(shù)條件下（Ma=0.4～0.6），單縫康達(dá)噴氣葉柵5 個(gè)靜壓監(jiān)測點(diǎn)（p2、p3、p4、p5、p6）的主成分表達(dá)式，分別如式（3）～式（5）所示。將5 個(gè)原始?jí)毫Σ蓸狱c(diǎn)的靜壓值線性加權(quán)最終簡化為1 個(gè)主成分值（Z），作為構(gòu)建來流攻角預(yù)測模型的輸入變量。

基于樣本算例的數(shù)值計(jì)算結(jié)果并通過調(diào)整BP 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型隱含層個(gè)數(shù)、學(xué)習(xí)率等參數(shù)建立了來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型，構(gòu)建預(yù)測模型用到的數(shù)據(jù)集來源于數(shù)值結(jié)果。不同馬赫數(shù)條件下，來流攻角預(yù)測模型中輸入層個(gè)數(shù)-隱含層個(gè)數(shù)-輸出層個(gè)數(shù)的網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)分別為2-8-1（Ma=0.4）、2-7-1（Ma=0.5）和2-11-1（Ma=0.6）；最佳噴氣量預(yù)測模型的網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)分別為2-9-1（Ma=0.4）、2-7-1（Ma=0.5）和2-15-1（Ma=0.6）。圖11 和12 分別給出了不同馬赫數(shù)條件下來流攻角與總壓損失系數(shù)預(yù)測值與數(shù)值計(jì)算結(jié)果的對(duì)比，此處考慮康達(dá)噴氣的總壓損失系數(shù)定義見式（6）和式（7），可以發(fā)現(xiàn)，預(yù)測模型給出的數(shù)值與數(shù)值計(jì)算得到的數(shù)值基本吻合，平均相對(duì)誤差＜2%。因此，基于BP 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立的來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型具有良好的預(yù)測精度。

圖11 來流攻角預(yù)測模型預(yù)測值與數(shù)值計(jì)算樣本設(shè)定值對(duì)比Fig.11 Comparison between predicted value of incoming incidence angle prediction model and set value of numerical simulation

圖12 最佳噴氣量預(yù)測模型損失預(yù)測值與數(shù)值結(jié)果對(duì)比Fig.12 Comparison of ω predicted by optimal injection mass flow rate prediction model and numerical simulation

式中：pt1j代表考慮康達(dá)噴氣的葉柵進(jìn)口平均總壓，其定義為

其中：m1和mj代表葉柵進(jìn)口流量和康達(dá)噴氣流量；ptj代表康達(dá)噴氣壓力。

3.2 自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)控制效果

采用2.3 節(jié)所述試驗(yàn)臺(tái)，基于自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行了單縫康達(dá)噴氣葉柵的試驗(yàn)測量，來流馬赫數(shù)范圍為0.4～0.6，間隔為0.1。來流馬赫數(shù)由柵前總壓和柵前靜壓確定，通過調(diào)節(jié)試驗(yàn)件進(jìn)口總壓來監(jiān)測來流馬赫數(shù)的變化。并選擇了4 個(gè)典型來流攻角來探究不同來流馬赫數(shù)下攻角損失變化特性，分別為-3°、0°、2°、5°。圖13～圖15 分別給出了4 個(gè)來流攻角，不同來流馬赫數(shù)下攻角、最佳噴氣量預(yù)測值與實(shí)際值對(duì)比。圖13～圖15 中Ⅰ階段所示灰色區(qū)域表示葉柵風(fēng)洞啟動(dòng)過程，此時(shí)來流馬赫數(shù)沒有達(dá)到設(shè)定值，此過程中攻角預(yù)測值與實(shí)際值之間存在一定的偏差，康達(dá)噴氣流量管路主閥門未打開，自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)并未動(dòng)作。當(dāng)葉柵風(fēng)洞來流馬赫數(shù)趨于穩(wěn)定時(shí)，即圖中Ⅱ階段所示玫紅色區(qū)域，來流攻角的預(yù)測值也趨于穩(wěn)定，且攻角的預(yù)測值與實(shí)際值基本保持一致，預(yù)測效果較好。同時(shí)，當(dāng)攻角預(yù)測穩(wěn)定之后，康達(dá)噴氣流量管路主閥門打開，康達(dá)噴氣主動(dòng)控制系統(tǒng)即反饋給噴氣流量閥門開度信號(hào)，且噴氣流量瞬間即可達(dá)到控制系統(tǒng)的預(yù)測值。對(duì)于同一攻角不同來流馬赫數(shù)下或者同一來流馬赫數(shù)不同攻角工況條件下，康達(dá)噴氣控制系統(tǒng)均可實(shí)時(shí)準(zhǔn)確地預(yù)測來流攻角，并瞬間作出噴氣量實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)的反饋，實(shí)現(xiàn)了在穩(wěn)定工況下，康達(dá)噴氣主動(dòng)控制系統(tǒng)可自行判斷來流條件并作出最佳康達(dá)噴氣流動(dòng)控制的反饋與調(diào)整。

圖13 Ma=0.4 時(shí)來流攻角與噴氣量預(yù)測值與真實(shí)值對(duì)比Fig.13 Comparison of predicted and real values of incoming incidence angle and injection mass flow rate at Ma=0.4

圖14 Ma=0.5 時(shí)來流攻角與噴氣量預(yù)測值與真實(shí)值對(duì)比Fig.14 Comparison of predicted and real values of incoming incidence angle and injection mass flow rate at Ma=0.5

圖15 Ma=0.6 時(shí)來流攻角與噴氣量預(yù)測值與真實(shí)值對(duì)比Fig.15 Comparison of predicted and real values of incoming incidence angle and injection mass flow rate at Ma=0.6

為了進(jìn)一步驗(yàn)證自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)反饋與調(diào)節(jié)功能，進(jìn)行了變馬赫數(shù)來流條件下的試驗(yàn)測量。圖16 給出了來流攻角為-3°時(shí)變來流馬赫數(shù)下攻角及最佳噴氣預(yù)測值與實(shí)際值對(duì)比，圖中Ⅰ階段來流馬赫數(shù)為0.4，當(dāng)來流馬赫數(shù)變化幅度較大時(shí)，來流攻角的預(yù)測值與實(shí)際值有所偏差，但攻角預(yù)測效果相對(duì)穩(wěn)定。Ⅱ和Ⅲ階段來流馬赫數(shù)為0.5 和0.6，其現(xiàn)象與Ⅰ階段相似。上述3 個(gè)階段中馬赫數(shù)逐漸由0.4 升至0.6，試驗(yàn)開始時(shí)康達(dá)噴氣流量管路主閥門打開，噴氣流量控制閥門接收到來自康達(dá)噴氣主動(dòng)控制系統(tǒng)的閥門開關(guān)信號(hào)，噴氣流量可瞬間達(dá)到預(yù)測值，且隨控制系統(tǒng)預(yù)測流量值實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)調(diào)整，表明該系統(tǒng)在變工況來流條件下控制效果依然穩(wěn)定。

圖16 來流攻角為-3°時(shí)攻角與噴氣量預(yù)測值與真實(shí)值對(duì)比Fig.16 Comparison of predicted and real values of incidence angle and injection mass flow rate with incoming incidence angle of -3°

3.3 自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響

圖17 給出了不同來流馬赫數(shù)下采用自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)時(shí)的康達(dá)噴氣葉柵攻角損失特性?？梢园l(fā)現(xiàn)，采用自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)可以使得全工況下康達(dá)噴氣葉柵的總壓損失系數(shù)降低，其中，5°來流攻角下，當(dāng)Ma為0.4、0.5 和0.6 時(shí)，相比于無康達(dá)噴氣葉柵，康達(dá)噴氣的引入使得總壓損失系數(shù)分別降低了11.5%、9.8% 和8.0%。隨著來流馬赫數(shù)的增大，當(dāng)來流攻角為負(fù)時(shí)，單縫康達(dá)噴氣主動(dòng)控制效果越好，反之，當(dāng)來流攻角為正時(shí)，控制效果越差，其原因在于該葉柵在高亞聲速來流條件下吸力面即出現(xiàn)流動(dòng)分離，且攻角的增大使流動(dòng)狀況進(jìn)一步惡化，進(jìn)而超出了單縫康達(dá)噴氣主動(dòng)控制能力范圍。在這種情況下，后續(xù)研究應(yīng)考慮在葉片吸力面布置多個(gè)康達(dá)噴氣縫，以此來達(dá)到最佳流動(dòng)控制目的。

圖17 不同來流馬赫數(shù)下康達(dá)噴氣葉柵攻角損失特性Fig.17 Characteristics of ω-i of Coanda jet at different incoming Mach numbers

接下來為了進(jìn)一步驗(yàn)證自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)依據(jù)來流工況所給出的預(yù)測噴氣量為最佳噴氣量，進(jìn)行了同一來流攻角下，不同噴氣量的試驗(yàn)測量，工況選取為Ma=0.6 和i=5°，此時(shí)，自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)給出的最佳康達(dá)噴氣量為1.62%，因此，定?？颠_(dá)噴氣量分別選取0.5%、1.0%、1.5%和2.0%。從圖17（c）中可以看出，當(dāng)采用自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)給出的最佳噴氣量時(shí)，取得的總壓損失系數(shù)最小，因此，自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)預(yù)測的準(zhǔn)確性得到了進(jìn)一步的驗(yàn)證。

4 結(jié)論

本文以基于Zierke &Deutsch 高負(fù)荷壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)的單縫康達(dá)噴氣葉柵為研究對(duì)象，提出“關(guān)鍵氣動(dòng)參數(shù)在線監(jiān)測-氣動(dòng)性能與噴氣激勵(lì)參數(shù)實(shí)時(shí)預(yù)測-氣動(dòng)損失自適應(yīng)調(diào)控”的壓氣機(jī)自適應(yīng)減損策略，并結(jié)合方差分析法、主成分分析法和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法集成研制了自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)，開展了自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制效果的試驗(yàn)研究，得到以下結(jié)論：

1）采用方差分析法得到了葉片吸力面對(duì)來流攻角敏感性較高的5 個(gè)靜壓點(diǎn)位，結(jié)合主成分分析法使5 個(gè)維度的靜壓值降為一個(gè)維度的主成分值，進(jìn)一步降低預(yù)測模型的訓(xùn)練時(shí)間，進(jìn)而通過神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法訓(xùn)練得到來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型。經(jīng)驗(yàn)證發(fā)現(xiàn)2 個(gè)模型的預(yù)測平均相對(duì)誤差＜2%，表明預(yù)測模型可以建立葉片表面靜壓與來流攻角之間的映射關(guān)系，并準(zhǔn)確評(píng)估單縫康達(dá)噴氣葉柵氣動(dòng)性能與所需最佳康達(dá)噴氣量。

2）基于來流攻角預(yù)測模型和最佳噴氣量預(yù)測模型集成研制了自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)，并在高速葉柵試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行流動(dòng)損失控制效果的試驗(yàn)驗(yàn)證。結(jié)果表明，自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)可以準(zhǔn)確預(yù)測出不同來流馬赫數(shù)下康達(dá)噴氣葉柵的來流攻角，并實(shí)時(shí)向康達(dá)噴氣流量控制閥門輸出相應(yīng)的開度信號(hào)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)了自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制，當(dāng)Ma為0.4、0.5 和0.6 時(shí)，相比于無康達(dá)噴氣葉柵，康達(dá)噴氣的引入使得總壓損失系數(shù)分別降低了11.5%、9.8%和8.0%。來流攻角為5°、來流馬赫數(shù)為0.6 的條件下，通過分析不同定常噴氣量和自適應(yīng)康達(dá)噴氣流動(dòng)控制系統(tǒng)給出的噴氣量對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響，進(jìn)一步驗(yàn)證康達(dá)噴氣主動(dòng)控制系統(tǒng)依據(jù)來流工況所給出的預(yù)測噴氣量為最佳噴氣量。