前缘小叶片对高负荷扩压叶栅性能的影响
吴艳辉1,2, 刘军1, 安光耀1, 陈智洋1, 彭文辉1     
1. 西北工业大学 动力与能源学院, 西安 710072;
2. 先进航空发动机协同创新中心, 北京 100191
摘要: 针对压气机叶栅角区流动易分离的特点,提出一种在叶栅前缘安装小叶片来抑制角区分离的新型流动控制方法。在利用叶栅试验数据确认数值模拟的可靠性后,对不同攻角下安装小叶片前后叶栅的流场特性进行了数值研究。结果表明:在-6°到9°攻角范围内小叶片改善了扩压叶栅的气动性能,使得总压损失减小,静压升增大。小叶片能使叶栅角区前缘分离点后移,角区分离线后的反流区面积减小,改善了角区流动;更多的流体汇聚到中间叶高,增强叶中部载荷,提高了叶栅的扩压能力。
关键词: 扩压叶栅     小叶片     流动控制     角区分离    
Effect of Leading Edge Little Blade on Performance of Highly Loaded Compressor Cascades
Wu Yanhui1,2, Liu Jun1, An Guangyao1, Chen Zhiyang1, Peng Wenhui1     
1. School of Power and Energy, Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072, China;
2. Collaborative Innovation Center for Advanced Aero-Engine, Beijing 100191, China
Abstract: Because of the flow separation of the corner region of compressor cascade, a little blade installed in leading edge of cascades was proposed to control the separation of corner region. After confirming the reliability of numerical simulation method with experimental data, numerical simulations were carried out to explore the effects of little blade on the performance of cascade. The results show that the aerodynamic performance at the attack angle range of -6° and 9° is improved by the use of little blade. It also decreases the total pressure loss, arises the static pressure ratio. Furthermore, little blade makes leading edge separation point of cascades corner move back, the area of the reverse flow is decreased and corner flow is improved. More fluid converges to middle of cascade, which improves the diffusion capacity of the cascade.
Key words: compressor cascades     little blade     flow control     flow separation    

现代航空发动机的设计要求压气机能在较高的负荷下工作, 为了有效提高压气机的负荷, 需要叶片能够抵抗附面层分离, 在较大的载荷下稳定工作。因此, 选取适当的流动分离控制手段, 使叶片在高负荷水平下能保持较高的效率和宽广的稳定裕度是叶轮机械领域研究的一个热点问题[1-6]

对于高负荷叶片的研究, Wennerstrom等[7]最早提出大小叶片技术, 解决了高扩压度下转子出口气流落后角过大问题。即在叶片通道的后半部分加上一个小叶片, 局部增加叶栅的稠度来抑制气流分离。由于当时受计算技术的限制, 并未取得成功。但近年来CFD技术的飞速发展, 大小叶片的研究已经取得了许多成果。严明等[8]对大小叶片轴流压气机转子的流动特性进行了分析, 发现小叶片可以有效地控制叶栅槽道中气流的扩散。王洪伟等[9]在低速平面叶栅上研究了大小叶片叶栅的气动特性, 通过对比叶栅有无小叶片时的表面压力分布与出口气流落后角, 表明小叶片的存在降低了大叶片的负荷, 增强了大叶片抗分离的能力。赛庆毅等[10]实验测量了增加小叶片前后的扩压叶栅不同攻角的气动性能, 发现在设计工况至大气流攻角工况变化过程中, 大叶片载荷降低, 叶栅扩压损失有所降低。杨小贺等[11]在常规轴流流线曲率法通流设计和任意中弧线叶型造型方法的基础上, 引入了适合大小叶片的当量扩散因子叶型损失模型, 制定了大小叶片装配方法, 建立了大小叶片流通反问题设计系统。另一个提高叶片负荷的有效方法是串列叶栅, 它由两排动叶或两排静叶排列在一起构成, 前后叶片之间的缝隙使得附面层在后排叶片重新发展, 减少附面层分离。国外学者[12-13]通过将串列叶栅与大弦长参考叶片相比较, 明显可见串列叶栅的转折角和部分状态点损失是优于参考叶片的。魏巍等[14]对一台小型涡轴发动机的轴流部分一大弯角静子叶片进行了串列改型研究, 采用串列静子有效减弱了原来静子的气流分离, 提高了压比和效率。刘志刚等[15]对某型串列叶栅及独立后排叶栅进行了多工况的实验和数值研究, 发现串列叶栅的攻角特性范围较宽, 气流转折角大。

以上的研究结果表明合理设计的大小叶片和串列叶栅均能有效控制和抑制附面层分离, 提高压气机叶片的负荷。但两者的缺点是结构复杂, 叶片加工量大。结合大小叶片和串列叶栅的流动控制思想, 本文中提出在叶栅通道前缘加一个小叶片的流动控制新方法, 小叶片靠近主叶片吸力面, 弦长比主叶片低一个数量级, 叶高低于主叶片高度的一半。气流经过小叶片后偏转, 更加贴近主叶片吸力面流动, 抑制下游通道的角区分离。降低叶栅的总压损失。

1 物理模型

本文中研究的叶型为一高负荷轴流压气机叶栅。叶栅为双圆弧叶型, 叶型弯角达64°, 气动负荷较高, 使得叶栅的气动特性对攻角的变化敏感, 在较大攻角下, 吸力面角区容易产生分离。表 1给出了该叶栅的部分几何及设计参数, 有关该叶栅的设计方法和实验介绍详见文献[2]。

表 1 叶栅几何和气动参数
参数数值
弦长C114.3 mm
叶展200 mm
稠度2.16
栅距S53.4 mm
几何进气角β1k52°
几何出气角β2k12°
安装角20.5°
攻角-1°
扩压系数0.5

为了改善该高负荷叶栅的攻角特性, 采用叶栅前缘加小叶片的流动控制方法来减小和控制分离区。小叶片同样采用双圆弧叶型, 根据原型叶栅的分离位置, 通过数值模拟计算不同小叶片的设计方案, 最终确定叶型弯角40°, 弦长为主叶片弦长的10%, 叶高为20%的叶栅叶高。小叶片的安装位置和几何参数如图 1表 2所示。

图 1 安装小叶片的叶栅叶型示意图
表 2 小叶片几何和位置参数
参数数值
弦长C11.4 mm
叶展40 mm
安装角35°
弯角40°
水平距离a5.4 mm
垂直距离b27 mm
2 数值计算与验证

数值计算采用商用软件NUMECA的Euranus流体求解器, 结合Wilcox k-ω湍流模型求解三维雷诺时均Navier-Stokes方程。空间离散格式采用Jameson的有限体积中心格式进行离散。时间项用4阶显式Runge-Kutta格式求解, 同时采用多重网格、局部时间步长及隐式残差光顺等措施来计算加速收敛过程。

边界条件按照实验给定, 进口边界给定静温和速度沿展向的分布。出口给定平均静压边界。固体壁采用绝热无滑移边界条件。在50%叶展对称面上设置镜面边界条件。为了提高网格正交性, 周向交界面为非匹配周期性边界条件。

小叶片及叶栅计算网格拓扑结构都为H-O4H-H, 小叶片叶顶延伸段采用蝶形网格, 小叶片和主叶片周围为O型网格, 结构如图 2所示。进口边界位置同实验叶栅上游速度测点一直, 即叶栅前缘上游120%轴向弦长处, 出口边界选取叶栅尾缘下游200%轴向弦长处。为了节约计算资源, 引入周期性与轴对称假设。近壁面第一层网格Y+ < 1, 计算域网格总数为2.07×106, 网格正交性>30°。

图 2 叶栅和小叶片网格拓扑

为了验证小叶片流动控制计算方法的可靠性, 带小叶片的叶栅采用与文献[2]相同的边界条件和网格拓扑。对原叶栅在-1°攻角下的数值计算和实验结果进行了对比, 如图 3所示。

图 3 出口截面实验和数值结果对比

实验测点进口截面位于叶栅前缘120%轴向弦长处, 出口截面为40%轴向弦长处。采用7孔总压探针和不对向测量法测量流场中各点总压与气流方向, 具体实验测量见文献[2]。图 3a)给出了出口截面总压损失实验和数值对照, 总压损失系数的定义为

    (1)

式中:下标1和2分别表示叶栅进出口截面流场, P*P分别表示总压和静压。公式中进口截面气动参数都用叶展中部参数经过周向平均后的结果来表示, 因此总压损失系数是以叶展中部的总静压为参考进行无量纲化。由图 3可以看出, 相比实验, 数值计算过高估计了损失, 高损失核心区面积稍大一些, 但损失区域的边界及总体分布与实验呈现良好的一致性; 图 3b)给出总压损失系数沿叶展分布, 沿叶展数据均经过周向质量平均。由图 3可知, 数值模拟的总压损失系数分布和实验测量吻合比较一致, 总体损失稍微偏大, 但近叶根处损失的抖动能较好的模拟出。图 3c)给出出口气流角沿叶展分布, 数值模拟结果在全叶展范围内高于实验1°~2°, 尽管在定量方面有所偏差, 其分布趋势都和实验吻合很好。

综合以上关于出口参数的对比, 认为数值模拟可以反应真实流动现象。表明本文研究的小叶片流动控制数值计算是有一定可行性的。

3 结果与讨论 3.1 气动性能

为了说明安装小叶片对叶栅的气动性能的影响, 采用总压损失系数和静压系数来表示叶栅气动性能。总压损失系数同公式(1) 定义一致, 静压系数定义为

    (2)

式中:ρ表示密度; v表示速度。同样进口截面气动参数都用叶展中部参数经过周向质量平均后的结果表示, 出口截面的气动参数经过质量平均, 得到总体性能指标。

叶栅进口给定速度分布, 通过改变速度方向来确定进口攻角, 对不同攻角下原叶栅和和采用小叶片叶栅的气动性能进行了数值模拟, 总压损失系数和静压系数的计算结果如图 4所示。

图 4 叶栅攻角特性对比

图 4中所研究的攻角范围从-8°到9°, 原型叶栅的总压损失系数在攻角大于-3°时, 叶栅损失随攻角增大而迅速增大。加入小叶片后, 损失增大的趋势得到缓解, 并且在所研究的绝大部分攻角下, 总压损失系数降低效果明显, 7°攻角下, 总压损失系数减小最多, 降低了14%。同时, 静压系数也不同程度的得到提升。原型叶栅的静压系数在5°攻角达到最大, 加小叶片叶栅的静压系数在7°最大。静压系数峰值从0.42提升到0.47。可以认为前缘小叶片扩大了叶栅的攻角特性范围, 改善了叶栅的气动性能。

图 5给出了攻角为5°时, 采用小叶片前后叶栅出口周向质量平均总压损失系数和静压系数的径向分布。从静压系数分布图中可以看出, 在全叶高范围内, 静压系数均得到提高。从损失分布图中可以看出, 尽管在20%~35%叶高范围内, 叶栅的损失增大了, 但相比之下在20%叶高以下和35%叶高以上的范围, 总压损失系数降低的程度更大。初步分析原因是小叶片有效控制了叶栅的角区分离和二次流动, 从而提升了叶栅的气动性能。具体的分析将随后展开。

图 5 5°攻角下叶栅气动参数对比
3.2 安装小叶片前后叶栅流场比较

在叶栅通道中的流动损失主要来源于附面层分离, 特别对于高负荷扩压叶栅中气流转折角大, 发生在吸力面的流动分离更加明显。同时, 由于端壁作用, 在吸力面和端壁组成的角区, 流动分离的起始位置还会更加前移, 进一步加大了叶栅的流动损失。因此, 要研究小叶片对叶栅流场的改变必须分析叶栅吸力面端壁角区分离变化情况。

图 6为攻角为1°、3°和5°时采用小叶片前后叶栅吸力面表面极限流线分布, 可以明显的看出分离线的位置。对于原型叶栅, 在1°攻角下, 端壁发出的流线在逆压梯度作用下反向流动, 在吸力面上构成三角形的回流区, 使来流向中间叶高汇聚。随着攻角的增大, 分离线前移。图中角区前缘分离点和叶中部分离点都逐渐靠前, 回流区的面积进一步增大, 这也是叶栅总压损失随攻角增大而增大的主要原因。

图 6 吸力面极限流线

采用前缘小叶片后, 可以看出, 在3种攻角下角区前缘分离点的位置均向下游移动, 如5°攻角下, 角区前缘分离点从0.1移动到0.2。由于角区分离点靠后, 叶根部分更多的流体将汇聚到叶中部分, 增加了叶中附近的气动载荷, 使得叶中部分离点位置更靠前。叶中部分载荷的增加提升了出口的静压系数, 因此对静压系数的增大作用表现为全叶高范围, 和图 5a)相对应。小叶片对叶栅损失分布的改变实质是对角区分离的减弱, 但不可避免的增大的中间叶高区的分离。这和图 5b)描述的损失沿叶展分布相对应。叶栅叶根角区的损失所占比重较大, 对其的改善作用大于对叶中部损失的加重, 因此, 总体而言小叶片减小了叶栅的总压损失。

为进一步分析, 图 7给出了5°攻角下40%轴向弦长出口截面总压损失系数分布对比, 可以看出, 小叶片改变了出口总压损失系数分布。图 7中0.511的损失系数等值线包括的区域为损失核心区。对于原型叶栅, 损失核心区从5%叶高跨度到35%叶高, 周向大约占三分之一个栅距, 损失系数最高值为0.548。对于带小叶片的叶栅, 损失系数核心区的面积大大减小, 损失最高值降低到0.519。图中损失核心区正是由于角区分离后的流体倒流而产生的总压损失。因此小叶片抑制了角区分离, 减弱了角区分离产生的总压损失。

图 7 5°攻角下出口截面总压损失系数

图 8给出了5°进气攻角下小叶片叶顶尾涡结构图, 尽管小叶片抑制了角区分离。但小片的叶顶诱导出尾涡又会增大损失。图 7中总压损失系数等值线在20%叶高位置出现一个凸面, 这正是小叶片叶顶尾涡产生的总压损失。这也正好解释了图 5b)中总压损失系数在20%叶高出现峰值。

图 8 小叶片尾涡结构
4 结论

1) 采用小叶片后, 高负荷扩压叶栅的攻角特性显著提升, 在-6°到9°攻角范围内总压损失减小, 静压升增大, 。

2) 小叶片使得叶栅角区前缘分离点向下游移动, 分离线后20%叶高以下的回流区面积减小。同时, 更多的流体汇聚到叶中部, 增大了叶中部分的气动载荷, 叶中部分离线前移。

3) 由于小叶片叶顶尾涡的作用, 在20%叶高附近使得损失突然增大, 但小叶片对角区分离的抑制而降低的损失多于其他增加损失的影响。因而, 叶栅的总体性能得到改善。

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DOI: 10.13433/j.cnki.1003-8728.2017.0923
中华人民共和国工业和信息化部主管、西北工业大学主办。
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文章信息

吴艳辉, 刘军, 安光耀, 陈智洋, 彭文辉
Wu Yanhui, Liu Jun, An Guangyao, Chen Zhiyang, Peng Wenhui
前缘小叶片对高负荷扩压叶栅性能的影响
Effect of Leading Edge Little Blade on Performance of Highly Loaded Compressor Cascades
机械科学与技术, 2017, 36(9): 1452-1457
Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering, 2017, 36(9): 1452-1457.
DOI: 10.13433/j.cnki.1003-8728.2017.0923

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收稿日期:2016-06-22

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