凹腔支板尾缘涡脱落频率试验研究

吴 迪，金 捷 ，季鹤鸣 ，徐胜金

（1.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京 100191；2.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015；3.清华大学航天航空学院，北京 100084）

凹腔支板尾缘涡脱落频率试验研究

吴 迪1，金 捷1，季鹤鸣2，徐胜金3

（1.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京 100191；2.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015；3.清华大学航天航空学院，北京 100084）

为研究不同结构尺寸的凹腔对支板尾缘涡脱落频率特性的影响，设计了用于一体化加力燃烧室的带凹腔支板部件，并对其进行了风洞冷态试验。对所测得的速度数据进行频谱分析，并与标准支板的相关数据进行对比。结果表明：开凹腔设计改变了涡脱落频率变化趋势，而不同结构尺寸的凹腔对尾迹区涡脱落频率的影响相近。

支板；凹腔；频率；加力燃烧室；航空发动机；试验

0 引言

传统的加力燃烧室多采用V型稳定器在流场中形成低速回流区以组织燃烧和稳定火焰，但同

时也带来了流道阻塞和总压损失。特别是在非加力状态下，加力燃烧室所带来的附加质量和流动损失都是无意义的，制约了发动机推重比的进一步提高。因此，必须对加力燃烧室火焰稳定方式进行创新性设计，基于此提出支板稳焰设计。文献[1]提出了1种带射流注入的支板火焰稳定方案，并通过试验和数值计算对其冷态流场进行了初步研究。研究表明，该支板火焰稳定方案虽然可行，但其通过注入2股气流形成低速回流区，工作过程难于控制。

本文根据发动机加力燃烧室稳定工作的需要，结合尾缘突扩，设计凹腔支板火焰稳定新方案，并探讨凹腔结构尺寸对支板尾缘处涡脱落频率的影响。

1 带凹腔支板的结构方案

加力燃烧室火焰稳定是个复杂的物理化学问题，涉及的影响因素比较多，采用凹腔支板稳定火焰具有流场结构规律性较强的优势，但相应的流场结构相对固定，可调节性差。采用带凹腔尾缘突扩支板稳定火焰，可望在下游形成最有利于组织燃烧的低速回流区。而该回流区内流场是1个典型的周期性非定常流场，流场中涡脱落频率将直接影响燃油与空气的掺混速度和火焰停留时间，进而影响到燃烧效率和稳定性。因此，对回流区流场中涡脱落频率的研究十分必要。

目前，凹腔稳焰技术主要应用于2个领域：（1）以超燃冲压发动机燃烧室为应用背景的在超声速来流环境下组织燃烧的冲压燃烧室[2]；（2）以燃气涡轮发动机燃烧室为应用背景的在亚声速来流环境下组织燃烧的驻涡燃烧室[3]。这2种燃烧室都是利用高速气流流经壁面凹腔时所形成的旋涡来稳定火焰。加力燃烧室支板稳焰设计借鉴了凹腔稳焰技术，同时结合突扩技术，在涡轮后框架处实现新的加力燃烧室稳焰设计方案。

常规涡轮后框架支板如图1所示，带凹腔的尾缘突扩支板如图2所示。从图2中可见，新型支板采用带凹腔的尾缘突扩翼型结构，采用翼型作为支板截面的母体，这样可减少流阻损失。在翼型的双侧开对称凹腔，在壁面气流流经凹腔时形成旋涡，构成稳定的点火源。在尾缘处采用突扩设计，前方来流在尾缘后形成大范围的低速回流区，成为主要燃烧区域。

2 试验研究方法和过程

2.1 带凹腔支板涡脱落频率模拟试验件

由于该模拟结构试验件（如图3、4所示）采用低速风洞试验，无法模拟真实加力燃烧室工作状况下的Ma，故以Re作为相似准则数，对实际带凹腔支板结构按比例放大试验件模型，并结合具体试验条件进行合理简化。放大后的试验件有利于加工和观测，方便试验测量。本研究主要关注凹腔结构及尺寸对于尾缘涡脱落频率的影响，鉴于支板具有对称性，试验件采用单侧开凹腔的设计，在不影响流场整体规律性的前提下，有效简化了试验件加工及测量步骤，缩短了试验周期；试验采用2维测量方式，为了维持试验的2元性，将支板展向延长。这些变化有利于突出主要因素的影响。

表1 4组试验件具体几何参数

试验件共有4组（如图5所示，见表1），4组支板试验件长度c及最大厚度t均相同，但凹腔尺寸结构不同。其中1组试验件（A0）为无凹腔标准翼型支板，另外3组试验件（A1、A2、A3） 凹腔长度 L不变，凹腔深度H及凹腔地面与凹腔后壁面的夹角有变化。各组试验件安装方式、试验环境均相同。在试验过程中，发现了不同凹腔尺寸结构对于尾迹区涡脱落频率的影响。

2.2 试验设备及试验过程

涡脱落频率试验主要采用2种方式：（1）测量尾迹区的脉动速度信号，再由速度功率谱求出涡的脱落频率，测速方法主要包括热线风速仪[4]和激光测速仪[5]；（2）测量尾迹区的压力脉动信号，再由压力功率谱求出涡的脱落频率，测压方式主要采用压力传感器[6-7]。

在试验中，通过测量尾迹区的脉动速度信号，进而求出涡脱落频率。试验设备主要由供气系统和旋涡频率测量段组成。

（1）供气系统。本试验在清华大学航天航空学院开放式低速低湍流度直流风洞中进行，该风洞结构如图6所示。

风洞进、出口直接与大气相连。试验段截面尺寸为500mm×500mm，长为2mm。试验段部分稳定风速范围为2～45m/s，通过变频器实现风速连续可调，最大湍流度ε≤0.5%。

（2）旋涡频率测量段。该测量段位于风洞试验段，在试验过程中，为了获得涡脱落频率信息，采用TSI公司恒温式热线风速仪的1根单丝热膜在尾流区内进行测试，其热线测试点分布如图7所示。在热膜测试尾流区，测试点布置于和处，采样频率为5kHz，采集时间为26 s。

在试验过程中，每组试验件在4种工况下进行，Re 分别取 0.5×105、1.05×105、1.68×105、2.2×105，（，其中，U为试验段进口来流速度；L为直板弦长；V为运动黏性系数），对应试验段进口来流速度为 7、15、22、32m/s。在试验前，首先对热线风速仪进行标定，之后开启鼓风机，通过变频器调节到待测工况，稳定后，再通过计算机控制热线风速仪采集数据。

2.3 数据处理方法

通过热线风速仪采集到试验件在某一工况下测量段内1点的一系列速度值，并通过计算机记录下来。对所记录的数据进行傅里叶变换，得到速度功率谱，并分析得出涡脱落频率。将同一试验件在同一工况下测试段内3个测试点所得到的涡脱落频率进行代数平均，得到该试验件在该工况下的尾迹区涡脱落频率。

3 试验结果及分析

3.1 速度功率谱

尾迹区速度波动一般认为有2个原因。一个是湍流随机脉动，其幅值较小，没有明显的规律性：另一个由涡周期性脱落引起，其频率幅值较大，并且与Re相关。因此，可认为由热线风速仪扑捉到的信号经处理后所得的功率谱中，功率谱峰值与漩脱落频率相对应，而湍流的随机脉动构成了功率谱中的噪点。

试验件A1在测点y/L=0的功率谱如图8所示，其对应的Re=0.5×105。从图中可见，有2处明显峰值，分别对应频率98Hz和197Hz，由于2个频率峰值不同，并且第2个频率值约为第1个频率值的2倍，可认为第1个频率值为漩脱落频率，第2个频率值为其倍频。这种情况在其它工况下和其它测点也存在，通过分析和比较就不难找出每个测点对应的漩脱落频率。在该工况下，测试段内所有测点的功率谱峰值见表2。

表2 试验件A1各测点功率谱峰值（Re=0.5×105）

3.2 不同试验件涡脱落频率随Re的变化

不同试验件涡脱落频率随Re的变化如图9所示。从图中可见，对于同一试验件而言，涡脱落频率随Re的增大而增大。其中A0的涡脱落频率与Re成正比关系，因特征尺寸相同，故其与来流速度呈正比，这与经典的圆柱涡脱落特性相似。而A1、A2、A3的涡脱落频率呈现出相似的变化趋势，均随着Re的增大，涡脱落频率的曲线斜率增大，在Re＞1.68×105时，A1、A2、A3曲线斜率大于A0曲线的。

A1、A2曲线趋于重合，并且其频率值始终大于A0的：在Re=1.05×105时，频率值与A0的相近，在Re＞1.05×105时，随着Re的增大，其频率值与A0频率值的差值不断增大。

A3曲线频率值始终小于A1、A2，在Re=0.5×105时，其频率值与A1、A2的相近，在

Re＞1.05×105时，其频率值与A1、A2的差值始终保持在40Hz左右。在Re=1.9×105时，A1、A2、A3的频率值均大于 A0。

在 Re＜1.68×105时，A0、A1、A2、A3的频率值相近，与A0比较，最大相对差值约15.7%（30Hz）。

4 结论

本文主要采用热线风速仪测量了不同来流速度下支板尾缘处回流区的速度交变情况，据此分析了支板尾缘涡脱落频率。由试验结果可以得到以下结论：

（1）气流流经带有后台阶结构的支板壁面，在其后方形成涡，并且涡不断向下游发展、脱落，此过程为非定常过程。

（2）随着Re的增大，涡脱落频率逐渐增大。标准翼型支板涡脱落频率与Re成正比关系，各凹腔支板涡脱落频率呈现相同的变化规律。开凹腔改变了涡脱落频率随Re增大的变化规律，呈现出曲线斜率不断增大的趋势，在高Re情况下，凹腔支板涡脱落频率大于标准翼型支板的，且差值不断增大。

（3）凹腔深度变化对于尾迹区涡脱落频率基本无影响，带倾角的凹腔后壁结构导致尾迹区涡脱落频率减小，但对于涡脱落频率的变化趋势基本无影响。

[1]马梦颖.一体化加力燃烧室火焰稳定装置数值计算与试验研究[D].北京：北京航空航天大学，2009.

[2]MathurT.Supersoniccombustion experimentswith a cavity-based fuel injector[R].AIAA-99-2102.

[3]Hsu K Y,Goss L P,Tnmp D D,et al.Performance of a trapped-vortexcombustor[R].AIAA-95-0810.

[4]夏雪湔.矩形截面柱体的旋涡脱落 [J].力学学报，1985,17（5）：472-477.

[5]舒玮，郭晓明.低雷诺数下圆柱体的旋涡脱落频率[J].力学学报，1987,19（1）：15-21.

[6]刘宜临，何小民.稳定器后涡脱落频率特性 [J].江苏航空，2008（增刊 1）：119-121.

[7]莫乃榕.方柱的涡脱落频率及端部影响的风洞试验[J].实验力学，1994，9（3）：248-252.

Experimental Study of Vortex Shedding Frequency at Trailing Edge of a Cavity-Based Strut

WU Di1， JIN Jie1， JI He-ming2， XU Sheng-jin3
（1.School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China;2.AVIC Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China;3.School of Astronautics and Aeronautics,Tsinghua University,Beijing 100084,China）

In order to study the effect of different cavities on the vortex shedding frequency at the railing edge of a strut,a series of cavity-based struts used for the integrated afterburner were designed.The wind-tunnel cold tests were carried out for those struts.The spectrum analysis of the speed data obtained from the tests were completed,and compared with the data about the standard struts.The results show that the variation trend of the vortex shedding frequency are altered by various cavities,but the effects of various cavities on the its trailing edge vortex shedding frequency are similar.

strut;cavity;frequency;afterburner;aeroengine;test

吴迪（1985），男，在读硕士研究生，研究方向为航空发动机内流空气动力学。