压气机叶栅前缘边条技术的参数化数值研究

唐方明，伊卫林，陈志民，季路成

（1.中国航空动力机械研究所，湖南株洲412002；2.北京理工大学宇航学院，北京100081）

0 引言

多级叶轮机中普遍存在端区来流扭曲现象。依形成原因不同，分为上游端区二次流、相对运动固壁造成相对坐标系下切向速度差异、转静件间泄漏流[1]。尤其对于压气机，上述端区来流扭曲使基元叶栅工作在高攻角工况下，引起角区分离，将严重恶化压气机性能[2]。

多年来，研究者一直致力于描述该现象，了解其影响并寻求应对方法。Roberts[2]基于12套中间级压气机设计及试验数据分析表明，动/静叶端区气流均存在明显的过或欠偏转；Wadia[4]研究表明，应考虑进口气流急剧扭曲所产生损失等的影响；对此，Sauer等[5]发现在前缘处端壁采用凸包可减小因气流畸变而加强的二次流损失；Hoeger[6]提出了添加角区倒圆结构的修型方案，并认为此举可消除分离团、提升叶栅负荷能力；季路成[7]基于二面角原理提出了抑制角区分离的3种方式和叶片端壁融合技术[8]，并研究指出叶片端壁融合可改善气流扭曲的不利影响[9-10]。

端区来流扭曲实质体现为大攻角影响。既然如此，飞机应用边条翼来改善大迎角飞行性能当可借鉴[11]。事实上，流动方向扭曲使端区叶片天然地处于大攻角运行，如能类比利用飞机边条翼依靠前缘集中涡诱导高升力的机制，将可能变害为利改善叶轮机性能。基于此，季路成等提出前缘边条叶片技术（LESB）[12]，并展示了其有效性。

在前述工作基础上，本文将进一步进行前缘边条几何影响和变工况适应性的参数化数值研究，以便积累边条叶片几何参数选取经验，掌握其变工况性能。

1 前缘边条叶片概念

为解决大迎角机动飞行升力不足问题，在外流中很早提出并应用了边条翼，使得整个机翼升力得到大幅提升[13]。

与飞机需大迎角飞行才能获得边条翼增升的条件相比，压气机（叶轮机）中天然地存在着大攻角运行环境：在端区，上游叶片通道内横向二次流、相对运动固壁造成相对坐标系下切向速度差异，以及转静间隙泄漏流等，都会使叶片端区来流呈现大攻角。通常，这种来流大攻角结合叶表与端壁附面层的角区交汇、槽道横向二次流堆积，使得常规叶片通道出现角区分离（如图1（a）所示），进而导致压气机性能下降。仿效边条翼，对端区叶片前缘进行前伸并锐化处理，即得前缘边条叶片（如图1（b）所示），理想情况是，端区扭曲来流会在前缘边条缘线附近卷吸成集中涡，并可能通过下述3种机制组合改善流动：

（1）来流附面层中低能流体被抽吸入主流区；

（2）通过集中涡，在叶片前缘附近将扭曲来流转正，形成等效零或在小攻角工况下运行；

图1 叶栅边条施加效果

（3）角区叶表、端壁附面层变薄，交汇减弱，并角区低能流体呈现被裹入主流的趋势。

为此，前缘边条修型主要应用于叶片端区前缘，并通过对展向某一高度内各叶型的前缘形状修改获得。压气机前缘边条构型方法如图2所示。从图中可见前缘边条造型相关主要参数。

图2 压气机前缘边条构型方法

2 研究方案

采用数值方法研究压气机前缘边条参数化设计。选用CFX商用软件，差分格式为其独有的高分辨率方法，湍流模型选用SST模型，以便更好地模拟近壁区流动。计算边界条件按常规设置，即进口给定总温、总压、气流角，出口给定静压，下端壁及叶表固壁为绝热无滑移边界。软件的使用经验已经过校核[13]，限于篇幅不再赘述。

以下选用具有折转角为60°的高负荷叶栅NACA65-（24）10作为原型（ORI-BLADE）开展修型与否的对比数值研究，该叶栅主要参数如下（详见文献[10]）：弦长b=100mm，高度h=100mm，栅距t=80 mm，几何进气角β1P=48.2°，几何出气角β2P=-11.8°，栅前总压P*=105325Pa，栅前总温T*=300K，栅后背压P2=101325Pa。

考虑到流动周向周期性和展向对称性，选取单个叶片半叶高，分别给定两侧的平移周期边界和顶部的对称边界条件。计算网格采用六面体和四面体混合形式。经过网格无关性检验及近壁网格间距调整，最终确定网格单元数约为120万，固壁表面Y+<4。

对原型叶栅施加前缘边条修型的参数化研究包括6套算例，对应不同前缘边条高度和前伸长度取值，具体见表1。对应图2定义，选择α1=10°，α2=50°保持不变。α2固定后可根据高度h 确定出h1。前缘边条改型如图3所示，以LESB2为例展示了修型后叶栅几何外形。

表1 不同前缘边条方案参数

在下文对比分析中，为研究考察LESB技术的工况适用性，分别设置A0-30、A5-25、A-5-35共3种来流条件，如图4（a）所示，分别对应：0°攻角下附面层气流最大扭曲30°进气、5°攻角下附面层气流最大扭曲25°进气、-5°攻角下附面层气流最大扭曲35°进气，在3种气流角度分布条件下，按图4（b）、（c）给定进口总压和总温分布，对应进口附面层厚度均为12mm，背压则展向均匀且相同。在保证进出口条件一致情况下对不同LESB方案进行对比，着重考察攻角为0°、±5°时前缘边条修型前后性能及流场结构变化。

图3 前缘边条改型（LESB2）

图4 进口气流参数

3 结果分析

3.1 设计攻角下性能对比分析

针对上述的原型方案及6种前缘边条造型方案，首先在设计攻角带端区扭曲来流条件下进行性能对比分析。相关性能参数定义如下：

气动堵塞系数：按文献[14]方法。

由于方案较多，为了便于清晰显示将其分为2组，2种长度在不同高度时，叶栅下游距尾缘15%弦长处的节距平均能量损失系数展向分布对比分别如图5（a）、（b）所示。总体来看，前缘边条设计方案都有使节距平均能量损失系数减小的趋势，尤其是在30%叶高以下减小得更为明显，但是不同方案的减小幅度有明显差别。当前缘边条长度为较长的28%弦长时，前缘边条高度为15%展高时性能优于10%和20%，并且幅值较明显；当前缘边条长度为较短的20%弦长时，前缘叶片高度为展高10%和15%时性能接近并明显好于20%，这在30%叶高以下较为突出。由此可见，在设计攻角下前缘边条叶片高度在10%～15%附近性能较佳，而此高度与来流附面层厚度较为接近，其影响幅度可以达到叶高的30%。

图5 设计攻角下相同长度、不同高度边条造型性能对比

由于在2种前缘边条长度下高度为10%和/或15%时要性能明显优于20%，因此，前缘边条高度分别为15%和10%展高时不同边条长度的性能对比如图6所示。从图中可见，当前缘边条长度为15%展高时，边条长度为20%和28%弦长时性能基本相似，都可有效改善，说明在此展高下，长度改变所带来的性能变化并不明显。当前缘边条高度为10%展高时，边条长度为20%弦长性能较佳，而边条长度进一步增加却会减小性能改善幅度。

图6 设计攻角下相同高度、不同长度边条造型性能对比

综合上述分析可知，在设计攻角下，不同边条造型方案都有减弱损失的趋势，但程度差异明显。与边条长度相比，边条高度是对性能影响更为显著的参数。边条高度选择适当，则边条长度影响并不明显；而边条高度选择不当，虽然边条长度变化性能会有明显变化，但都无法达到边条高度选择适当时的性能水平。在设计工况下，采用稍高于附面层厚度的15%展高实施边条较佳，且影响区域可达30%叶高。

为探讨边条造型改善流动的机理，进一步对比分析其流动结构。但限于篇幅，仅选取典型的LESB2和原型进行。下端壁极限流线对比如图7所示。从图中端壁极限流线来看，LESB2效果非常明显，基本消除了端区分离。尾缘下游15%弦长截面总压损失系数如图8所示，从图中可见，在原型中，分离集中于角区，且损失较大；在LESB2中，端壁虽仍存在较为明显的横向二次流动，但近吸力边分离区显著移向中展，且总损失水平显著降低。

图7 下端壁极限流线对比

图8 下游距尾缘15%弦长位置处总压损失系数（A0-30）

吸力面极限流线如图9所示，通道流线如图10所示。从图中可见，LESB导致流谱产生明显变化：细尖前缘诱导产生的强前缘涡将端区低能流体卷向叶中，展向流动交换、迁移加强，推迟了原型在端部角区的分离，这是上述LESB大大减小损失的主要原因。按文献[15]中的方法整理出的气动堵塞沿轴向分布对比如图11所示。LESB虽然由于前缘诱导涡而在前缘附近略微增加了气动堵塞，但随后却使堵塞大大缓解，这从另一方面解释了LESB改善性能的原因。

图9 吸力面极限流线对比

图10 通道内流线

3.2 变攻角下性能对比分析

在设计工况下，通过性能及流场分析已经揭示了前缘边条设计的有效性，但设计参数的不同所带来的效果也有较大差别。考虑到实际叶栅常常在变工况下工作，就需要考察不同前缘边条在变攻角下对其性能影响。

3.2.1 +5°攻角下的影响

+5°攻角下相同长度、不同高度边条造型性能对比如图12所示。从图中可见，当边条长度为28%弦长、边条高度为15%展高时性能仍较佳，这与设计工况下边条设计参数的选取趋势类似。但与设计工况下不同的是，除LESB2外其他方案虽然在20%叶高以下损失也会减小，但在中间展高部分会有损失明显增加的区域出现，表明在此攻角下边条参数选取不当会使叶栅性能恶化。当边条长度为20%弦长时，3种边条长度性能类似，在改善了端区近20%叶高内的流动的同时明显增加了20%～50%叶高的损失，这与设计工况影响趋势也有较大不同。由此可见，对于流动更为严峻的正攻角工况，叶栅流场及性能对边条参数是十分敏感的，必须优化选取。同时相关结果也再一次表明，边条高度选取略高于附面层厚度值为佳，而边条长度却应较长为好。

图11 气动堵塞系数轴向分布对比

图12 +5°攻角下相同长度、不同高度边条造型性能对比

不同方案中沿叶栅轴向不同位置的气动堵塞系数分布对比如图13所示。从图中可见其与能量损失系数的变化趋势一致，较低的气动堵塞伴随着能量损失的减小，而较高的气动堵塞意味着能量损失的增大。除LESB2设计外，其他边条造型方案虽然能改善端区20%叶高之下的流动，但是却会将低能流体过多地输运到中展区域，使得流道中部的堵塞加剧，损失增大。选取了对性能影响好坏不同的2种典型方案LESB2、LESB3（相同边条长度、不同边条高度）和原型的对应模拟结果，其影响截然不同的流动机理如图14所示。LESB3方案由于边条修型高度不足，其对角区低能流体的调控能力不强，虽然也使得近端区高损失区有“瘦身”的趋势并减弱了端区角区分离，但却不能很好地控制低能流体向中间叶展区域的迁移，在流向随流发展的过程中，增大了损失，使得出口区域中展部位的损失也明显增大。而对于LESB2，先前设计点所显现的效果得到再现，端区角区分离移向主流区但更为平缓的流出叶栅，端区损失得以减小，整体改善效果有放大趋势。以总压损失分布看，在近40%叶高以内，损失都明显减小，在40%～50%叶高内损失仅略有增大。

图13 气动堵塞系数轴向分布对比

图14 不同边条造型方案性能差异的流动机理

3.2.2 -5°攻角下的影响

-5°攻角带端区扭曲来流条件下不同造型方案能量损失系数对比如图15所示。从图中可见，不同造型方案对展向性能分布的影响趋势与+5°攻角时有所不同。在此工况下，施加前缘边条造型后在整个展高对性能的影响是同向的，也就是要么都有所改善要么都有所恶化。而在设计工况下，影响区域主要在30%叶高以下；在+5°攻角时，近端区损失减小而中展区域损失增大。从量值上来看，除LESB2和LESB6外，其他方案会明显增大损失。

当前缘边条长度相同，高度仍旧是15%展高或/和10%展高时性能较佳，也就是高度值与来流附面层厚度接近。当前缘边条高度为较高的15%和20%时，边条长度变化影响较小，性能大体相同。而当前缘边条高度为较低的10%时，边条长度变化影响较大，前缘边条过长会明显增加气动损失。

-5°攻角下的性能结果再次表明，边条高度为略厚于附面层厚度的15%展高为佳，此时边条长度的影响不显著，这对狭窄的级间空间应用时极为有利。

图16 -5°攻角下不同边条造型性能对比

4 结论

在前期工作基础上，本文进一步开展了前缘边条几何影响和变工况适应性的参数化数值研究，得到的主要结论如下：

（1）前缘边条的2个主要设计参数，即高度、长度存在最佳值：前缘边条高度选用稍高于附面层厚度为宜；而边条长度选取具有不确定性，在多数工况下可采用较短的边条造型，更利于在级间狭窄空间采用；在正攻角下需选择较长的前缘边条，在实际应用中应根据对变工况性能的需要折衷设计。

（2）细尖前缘诱导产生的强前缘涡将端区低能流体卷向叶中，展向流动交换、迁移加强，推迟了原型在端部角区的分离，这是LESB大大减小损失的主要机理。但边条修型高度若不足，就不能很好地控制角区低能流体向中间叶展区域迁移，在流向随流发展的过程中，反而会增大损失，使得出口区域中展部位的损失明显增大；

（3）本文LESB2方案（边条高度15%展高、边条长度28%弦长）在-5°、0°、+5°攻角带端区扭曲来流下均能改善压气机叶栅性能，表明了前缘边条对端区流动的有效调控能力及变工况适应性。

LESB是1项新技术，本文初步开展了主要设计变量的参数化研究，但对其诸如设计参数的最优化选取、不同类型叶轮机的适用性/工程应用准则等仍需后续深入研究。

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