过失速点的带间隙叶栅流动结构

王建明，桂　琳，马　驰，王　涵，陈　超

(沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136)



航空宇航工程

过失速点的带间隙叶栅流动结构

王建明，桂琳，马驰，王涵，陈超

(沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136)

航空发动机压气机的非稳定工况取决于叶片的失速现象，失速会导致压气机性能的急剧下降，研究失速时叶栅流场结构对于预测喘振等不稳定现象具有重要意义。以NACA64-A905型叶片为基础建立移动端壁模型，数值模拟了间隙高度为2%叶片弦长、攻角从-2°至30°的压气机叶栅通道流动情况，通过过失速点时的速度、流线和静压分布等研究其流动结构。结果表明，叶片处于过失速状态时，其附面层的分离状态沿叶高方向不同，泄漏涡会抵抗叶片顶部区域附面层分离，而通道涡有促进叶片根部附面层分离的作用，所以沿叶高方向分离逐渐减弱，且随着攻角的增大，叶片根部分离现象更明显。

压气机叶栅；移动端壁；过失速点；流动结构

随着压气机载荷的不断增高，对其工作条件稳定性的要求也越来越高，压气机的稳定工作范围由其稳定裕度即压气机的工作点和失速边界点(即失速攻角处)之间的流量所决定[1]。失速是指攻角超过某一临界值时，叶片叶背表面附面层将发生分离、升力急剧下降而不能保持正常飞行的现象。压气机叶片失速不稳定流态会导致压气机性能急剧降低，严重时还会造成压气机喘振。因此了解过失速点流场特性对进一步预估压气机失稳，改善压气机性能具有重要的意义。失速的本质是流动分离，由于受通道涡和端壁附面层的影响，在叶根区域失速表现为三维分离流动；当叶顶间隙存在失速时，由于泄漏流的存在使三维分离流动更加复杂。模拟叶栅中的间隙流需要增加移动端壁以模拟机匣与叶片顶端的相对运动[2-3]。国内外学者对失速进行了大量研究，Emmons指出造成失速的可能原因是当叶片在大攻角状态下，流场中的某一干扰将引起某个或几个叶片通道内瞬时的气流分离并造成堵塞[4]。Moore和Greitzer建立了一套比较完整的压缩系统稳定性模型(简称为M-G模型)，研究发现在失速工作点附近流场内流体扰动的幅度迅速增大，使失速看起来是突然发生的，但实际上扰动是平稳地发展为失速团[5]。蒋康涛对某台三级低速轴流压气机第一级和第一级孤立转子的旋转失速现象进行了详细研究，发现只有在系统处于不稳定的条件下，扰动诱发出的内部流场变化才导致失速[6]。王春利等人发展了可以计算过失速特性的压缩系统叶排特性的新模型和新方法，在高转速下具有较高的精度[7]。吴艳辉等人也在压缩系统的过失速性能和改善失速可恢复性方面做了深入研究[8]。本文利用数值仿真技术研究带间隙压气机叶栅的失速攻角以及过失速点的流动特性。

1　数值模型及计算方法

首先对文献[2]中的移动端壁实验进行数值模拟，以验证数值模型与计算方法的准确性。采用NACA64-A905翼型建立模型，模型和流道尺寸参数参考美国空军大学AFIT平面实验叶栅的主要设计参数，如表1所示。采用移动端壁模拟压气机机匣与叶片的相对运动，端壁移动的方向与叶片实际的运动方向相反。湍流模型采用k-Epsilon Realizable模型，第一层网格无量纲高度y+<5，采用增强壁面处理，对网格进行局部分块，近壁面处进行网格加密处理，叶顶间隙τ=2%c(c为弦长)，该处采用四面体网格，其余计算域全部为六面体网格，计算域网格如图1所示。边界条件与实验的工况条件一致，流场边界设为周期性边界条件，入口速度为38.3 m/s，出口设为压力出口，为大气压力。参考韩少冰[9]、吴艳辉[10]等人的研究，本文也采用x=1.066 7c截面处的速度矢量计算结果与文献[2]实验结果进行对比，如图2所示。该计算结果与文献[2]实验结果较一致，较好地模拟出了叶尖泄漏涡的位置及作用范围，表明本文的数值计算模型能够在一定程度上进行准确数值预测及分析。对计算模型稳定性验证成功之后，进一步进行网格稳定性验证。本文所使用的网格总数为310万左右，并且再增加网格数损失系数等计算结果已经不再改变。

表1　叶型主要参数

图1　计算域网格

图2　1.066 7c截面上实验与计算结果比较

2　计算结果及分析

2.1失速攻角的计算

本文计算了-2°～30°范围内17个攻角情况下叶片表面的升力系数。如图3所示，升力系数极大值点出现在12.5°攻角处。本文研究过失速点附近的流场特性，以攻角为14.5°和16°为例进行分析。

图3　不同攻角的升力系数曲线图

2.2不同叶高截面速度的变化

沿叶片高度方向，流体绕叶片的流动状况不同，当处于过失速状态时，其附面层的分离状态不同[11-13]。在带间隙的叶片根部分离会受到通道中大尺度通道涡和端壁的附面层影响，形成三维分离流动。叶片中部截面流动三维特性微弱，主要以二维分离流动为主。叶尖区域由于端壁附面层、通道涡和叶顶间隙流动的影响，流动的三维特性明显，而且存在泄漏流与分离流动相互影响的状态[14-17]。图4描述了叶片所在通道沿叶片高度方向分别为0.2h、0.5h、0.8h和0.99h时4个截面的速度矢量图。i=14.5°时，在叶根附近z=0.2h、x=0.019m处叶背表面开始出现分离，在尾缘处形成较明显的回流区，如图4(1a)所示。沿叶高方向分离起始点逐渐向叶片尾缘移动，当z=0.5h时在x=0.02m处开始出现分离现象，且尾缘回流区面积减小；z=0.8h处从x=0.021m才开始发生分离，尾缘回流区面积进一步减小，而到z=0.99h处，叶背附近已无分离区域。i=16°时，叶根附近z=0.2h处从0.01m已发生分离，且回流区面积较大，如图4(2a)所示，回流区在y方向已占据1/3叶栅通道，随着叶高方向的发展，z=0.5h和z=0.8h处在x=0.02处附近才发生分离现象，直到叶顶附近z=0.99h无分离现象。上述现象均表明在叶顶区域速度无分离现象，这是由于叶片吸力面与压力面的压差产生泄漏涡，给叶片顶部区域增加动能，使得气流有足够的动能克服逆压梯度，进一步说明泄漏流有抵抗附面层分离的作用，但有可能会带来负面作用，如在叶顶部分做功能力减低。而在叶根附近的分离i=16°比i=14.5°时严重，说明随着攻角的增大，失速引起的附面层分离现象更明显。

2.3轴向截面流线图及速度矢量图分析

图5描述了x/c=0.8和x/c=1.066 7截面沿叶高方向的流线图，该图更为清楚地揭示出失速点通道内流体的流动结构。如图5(1)所示，x/c=0.8时，流道内吸力面附面层受上端壁移动引起的叶顶切向黏性剪切流的诱导，在近吸力面处形成泄漏涡，由于泄漏流的存在叶顶区域的通道涡消失。叶根处流动结构主要表现为通道涡结构，沿流向发展如图5(2)所示，x=1.066 7c处涡系与主流之间发生掺混与能量交换，通道涡系逐渐减弱。i=16°时近压力面的分离涡比i=14.5°更强，但通道底部下通道涡较弱，如图5(1a)所示，从y=0.007 m至0.028 m，下通道涡几乎占据整个通道；而图5(1b)显示，下通道涡只从y=0.013 m至0.017 m。图6描述了两个攻角下x=0.7c、0.8c、0.9c、和1.066 7c四个截面的速度矢量图，可以较为清楚地看出通道内流体的流动状态。i=14.5°时沿流向方向，底部下通道涡逐渐减小，近吸力面分离涡产生的分离线逐渐远离吸力面；i=16°时沿流向方向，近壁面分离现象及下通道涡均逐渐减弱，该现象与图5表述的相一致。综上所述，各涡系主要集中在通道底部及近壁面区域，泄漏涡与通道涡的存在以及分离涡的掺混，会使主流向附面层内传递能量，可以有效延缓叶顶附近附面层的分离，同时又会促进叶根附近附面层的分离，这也解释了图4中分离特性存在的原因。

图4　不同叶高截面处速度矢量图

图5　一个通道内截面流线图

图6　一个通道内截面速度矢量图

2.4不同叶高截面静压系数的变化

叶高截面的静压系数为

(3)

其中，pin为进口静压，ρin为进口密度，Vin为进口速度。通过分析静压系数的变化，可以了解失速引起通道内叶背与叶盆间的压差变化进而对做功的影响。如图7所示，随着叶高方向的发展，代表叶尖最大压力负荷的椭圆型低静压区向下游偏移[18]，吸力面压力系数范围逐渐减小，在z=0.99h处现象较为明显，这是由于叶顶附近泄漏涡的影响，引起叶背与叶盆之间的压差降低，即叶片受流体的压力降低，根据牛顿第三定律，其反作用力也降低，即在转速不变的条件下引起做功能力降低，与图4现象相吻合。i=16°时，叶片压力面Cp=0.2的面积由x=0.02 m(z=0.2h处)扩大至x=0.038 m(z=0.99h处)；而i=14.5°时Cp变化不明显，叶片压力面Cp=0.4的面积由x=0.018 m(z=0.2h处)扩大至x=0.024 m(z=0.99h处)。

图7　不同叶高处静压系数分布

3　结论

本文通过对压气机叶栅攻角改变的数值模拟，计算得到失速点，并对过失速点附近的流动结构进行分析研究，得出以下结论：

(1)叶片处于过失速状态时，其附面层的分离状态不同，沿叶高方向分离逐渐减弱。i=16°时z=0.2h处回流区从x=0.01～0.045m，z=0.99h处已无分离；i=14.5°时z=0.2h处回流区从x=0.019～0.04m，z=0.99h处已无分离。

(2)泄漏涡有缓解附面层分离的作用，但同时会导致做功能力有所降低，而通道涡有促进叶片根部附面层分离的作用。

[1]吴艳辉,楚武利,张皓光.轴流压气机失速初始扰动的研究进展[J].力学进展,2008(38):571-584.

[2]MCMULLAN R J.Influence of tip clearance on the flow field in a compressor cascade with a moving endwall[R].AFIT/GAE/ENY/96D-5,1996.

[3]PETER L J.Influence of a moving end wall on the tip clearance vortex in an axial compressor cascade[R].AFIT/GAE/ENY/95D-19,1995.

[4]EMMONS H W,PEARSON C E,GRANT H P.Compressor surge and stall propagation[J].Transactions of the ASME,1955,77(3):455-469.

[5]MOORE F K,GREITZER E M.A theory of post-stall transients in axial compressor systems:Part I-development of equations[C].ASME Paper,85-GT-171,1985.

[6]蒋康涛.低速轴流压气机旋转失速的数值模拟研究[D].北京：中国科学院研究生院工程热物理研究所,2004.

[7]王春利.风扇/压气机气动稳定性的数值模拟研究[D].西安：西北工业大学,2007

[8]吴艳辉.轴流压缩系统过失速性能及失速可恢复性的研究[D].西安：西北工业大学,2001.

[9]韩少冰,钟兢军,严红明.端壁相对运动对压气机叶栅间隙流场影响的数值模拟[J].动力工程学报,2011,31(4):257-262.

[10]吴艳辉,楚武利,刘志伟.移动壁对压气机叶栅间隙流动的影响[J].航空动力学报,2006,21(1):112-118.

[11]孙鹏.总压畸变对跨声速风扇流场结构影响的全流道数值模拟[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学,2007.

[12]陈绍文.不同折转角压气机叶栅中应用弯曲叶片的实验与数值研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学,2007.

[13]韩少冰.叶尖小翼控制压气机叶顶间隙流动的研究[D].大连：大连海事大学,2013.

[14]罗钜.高性能风扇/压气机三维叶片气动设计与实验研究[D].南京： 南京航空航天大学,2013.

[15]俞国华.水平轴风力机叶片失速问题研究[D].上海：上海交通大学,2013.

[16]王志强.高压压气机低速模拟方法研究[D].南京：南京航空航天大学,2010.

[17]MIYAMA N.Numerical simulation of tip leakage vortex effect on hydrogen-combustion flow around 3D turbine blade[J].Journal of Thermal Science,2008,17(2):186-192.

[18]韩少冰,钟兢军,陆华伟,等.叶尖泄漏与压气机叶栅三维角区分离相互作用实验研究[J].推进技术,2013,34(2):187-193.

(责任编辑：宋丽萍英文审校：赵欢)

Flow structure with clearance in a post-stall condition

WANG Jian-ming,GUI Lin,MA Chi,WANG Han,CHEN Chao

(Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Unsteady condition of aero-engine compressor depends on the blade stall.Stall can lead to the sharp decrease in compressor performance.Investigation of flow field structure under the stall condition has important value in predicting the unstable phenomena of rotating stall.This article established a moving endwall model based on NACA64-A905.The flow structure,in which clearance sizes were 2%c(cis the blade chord) and the stall incidences varied from -2° to 30°,was simulated numerically and further investigated by analyzing the velocities,the streamline and the static pressure at the post-stall condition.The results show that separation state of boundary layer is different,when the blade is in a post-stall condition.The leakage vortex can resist the boundary layer separation in blade tip region,whereas the passage vortex can promote the boundary layer separation in blade root region,hence the separation decreases gradually along the blade height.The blade root separation is more obvious as the incidence increases.

compressor cascade;moving end wall;post-stall;flow structure

2095-1248(2016)03-0011-07

2015-12-01

航空科学基金(项目编号：2011ZA54002)

王建明(1975-)，男，辽宁昌图人，博士，副教授，主要研究方向：流体机械空气动力学，E-mail:jmwang75@163.com。

V213.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2016.03.002