尾缘修型对探针支杆尾迹抑制作用的数值研究

高杰，向宏辉，，杨荣菲，王晖，葛宁

(1.中国航发四川燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703；2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016)

尾缘修型对探针支杆尾迹抑制作用的数值研究

高杰1，向宏辉1，2，杨荣菲2，王晖1，葛宁2

(1.中国航发四川燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703；2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016)

为减小压气机试验中探针支杆尾迹对下游被测流场的干扰，以圆柱型探针支杆为研究对象，对其尾缘结构进行椭圆状修型处理，并采用数值模拟方法对支杆尾缘修型进行参数化研究，分析了修型几何参数对支杆尾迹旋涡抑制作用的变化规律。研究表明：支杆尾缘实施椭圆修型后所产生的总压损失随着椭圆长短半轴比值的增大而逐渐减小；当进口马赫数不大于0.50时，尾缘修型可推迟支杆表面附面层的流动分离，降低支杆尾迹掺混损失；当进口马赫数大于0.50时，尾缘修型虽能降低激波强度，但由于未能推迟壁面附面层分离，对尾迹损失抑制作用减弱。

压气机试验；流场测量；探针支杆；尾缘修型；尾迹损失；总压损失；附面层分离；数值模拟

1 引言

接触式压力探针以其方便可靠的特点，在压气机内流场试验测量研究领域得到广泛应用。但其因受结构强度、测量原理和加工工艺等影响，通常需要固定在具有一定厚度的支撑杆上，而支撑杆在流场中会对气流产生阻碍，并在背风面形成低压低速尾迹区，沿下游不断与主流相互掺混，不可避免会产生气体流动损失，同时使流场中的气动参数分布发生变化，导致测量结果与无干扰流场之间存在差异——即使是叶型探针同样也会影响光滑静叶表面的流动。甚至在一些特殊状态下，支杆尾迹冲击叶片表面流动，与叶片表面附面层、激波等相互作用，诱发叶片表面附面层提前分离，进而影响整个下游流场的流动状态。从试验评估角度审视，当前压气机强三维内流场中轴向/径向速度、压力、湍流强度等气动参数变化梯度大，需要在流场中尽可能多地布置测点以详细揭示流场信息，从而保证试验结果的准确性。这无疑要求在同一截面上布置多支探针，进一步增大了探针本身的流道堵塞效应，其尾迹对下游的扰动也更加明显。

为有效解决压气机内流测量探针支杆对流场的堵塞扰动问题，国内外学者围绕内置式测量探针潜在的堵塞扰动问题进行了研究，主要体现在以下两个方面：①修正探针头部测量数据以提高试验数据的准确性；②研究探针与被测流场之间的相互耦合干扰。前者主要对影响探针头部测量数据准确性的因素开展了大量研究：早在上世纪70年代末，Treaster[1]、Heneka[2]等对五孔探针和多孔探针开展了校准应用与误差分析研究；近年来，马宏伟[3]、王洪伟[4-5]、林其勋[6]、位军[7]等采用数值模拟与试验研究相结合的方法，研究了真实压气机试验测量时速度梯度、近壁效应和雷诺数对探针测量误差的影响，并给出了相应的误差修正方法。而后者主要集中在探针对流场的堵塞及尾迹干扰上：马宏伟等[8]研究了探针支杆对低速轴流压气机的影响；向宏辉等[9]通过数值模拟结合试验验证的方法，研究了叶型探针不同安装结构对流场扰动及损失的影响；李正等[10]基于实验及计算结果，得出了叶型探针径向分布的原则，并归纳了叶型探针测试结果的经验修正公式。

为减小压气机试验过程中探针支杆尾迹对下游被测流场的干扰，本文尝试开展了支杆尾缘结构修型处理，采用数值模拟方法研究了尾缘修型参数对支杆尾迹损失的影响规律，以期为抑制支杆尾迹旋涡发展、改善内置式探针扰流与压气机流场的气动交互影响提供技术支持。

2 数值计算方法

计算模型源于某多级轴流压气机试验件级间压力测量用直径10 mm的圆柱形探针，对其后半圆结构采用椭圆结构替代，如图1所示。根据不同的椭圆长短半轴比(r=R2/R1)，设计了7组(r=1.0、1.5、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0)对比方案，其中r=1.0即为原型圆柱支杆。考虑到后续平面叶栅环境下的试验验证需要，选取某平面叶栅风洞试验段模型作为计算域。试验段高度为300 mm，支杆中心距进口边界约200 mm，距出口边界为500 mm，距上下壁面均为150 mm。由于叶栅风洞为二维平面风洞，因此本文仅按照二维模型建模。

采用ICEM软件对整个计算域进行结构化网格划分。计算域大部分区域采用H型网格，支杆附近则采用O型网格。对上下端壁及支杆表面等固壁面附近网格进行局部加密处理，壁面第一层网格高度为0.01 mm。整个计算域网格(图2)总数约20 000，网格质量大于0.8，满足计算要求。

数值计算采用Fluent软件中的基于压力定常耦合求解器，应用有限差分格式并结合Spalart-Allma⁃ras湍流模型对相对坐标系下的三维雷诺平均N-S方程进行求解，空间离散采用二阶迎风差分格式。边界条件设定如下：进口边界按标准大气条件给定总压、总温，出口设置平均静压，上下端壁及支杆表面等固壁面采用固体无滑移壁面边界。计算过程中监视计算残差、出口总压和进出口流量，确保计算结果的收敛性。

3 计算结果及分析

图3给出了所有计算状态下总压损失随进口马赫数的变化曲线。其中总压损失定义为，下标1、2分别表示进、出口截面。从图中可以看出，随着进口马赫数(Ma1)的增大，气流流过支杆所产生的总压损失不断增大；对比圆柱支杆，修型后支杆所产生的总压损失随着r的增大而逐渐减小。

图4给出了修型后支杆相对总压损失随椭圆长短半轴比的变化曲线。其中相对总压损失定义为ωr=ωe/ωc，下标c、e分别表示圆柱支杆和修型支杆。可见，图中以Ma1=0.50为分界线，修型后支杆的相对总压损失呈现出两种不同的变化规律：Ma1≤0.50时，支杆修型后的流场相对总压损失随r的增大而急剧减小，但降幅随着r的增大逐渐减小；r=4.0时支杆修型后流场相对总压损失下降了约35%。Ma1＞0.50时，修型支杆相对总压损失随着r的增大基本呈线性降低，且降低幅度明显小于低马赫数工况；r=4.0时最大降幅约为15%～20%。

从流场细节对上述现象原因进行分析，采用圆柱支杆和r=3.0修型支杆在Ma1=0.50、0.75时的计算状态进行对比。图5、图6分别给出了圆柱支杆和修型支杆在Ma1=0.50时流场的总压、马赫数分布云图。从图5可知，圆柱支杆后尾迹宽度较支杆迎风面宽，且随着向下游流动与主流不断掺混而略有降低；修型支杆尾迹宽度明显变窄，其尾迹损失减小。从图6可知，由于进口马赫数较低，此时两者流场内最大马赫数均未超过0.90，流场中不存在激波。气流绕圆柱支杆流过时，在驻点偏移近90°位置点处已发生固壁面附面层分离，并在下游逐步形成大回流区；当支杆修型后，固壁面附面层分离点位置大幅向后推移，且尾迹强度显著减弱。

图7、图8分别给出了圆柱支杆和修型支杆在Ma1=0.75时的流场总压、马赫数分布云图。从图7可知，支杆修型未能有效大幅降低尾迹损失。从图8可知，由于此时进口马赫数较高，支杆表面最大马赫数已大于1.40，流场中已出现激波，修型后支杆表面高马赫数区域减小，使得支杆激波损失略有降低，但支杆表面附面层分离点位置未向下游推移，不能大幅降低整个流场损失。

为进一步对比分析尾缘修型前后支杆尾迹对下游流场的干扰，图9、图10分别列出了Ma1=0.50和0.75时支杆中心下游10倍支杆直径位置处尾迹总压损失沿纵向的分布。图中，L为尾迹损失分布的纵坐标。可见：Ma1=0.50时，圆柱支杆尾迹宽度达到了30 mm，尾迹损失最大可达0.6；修型后尾迹宽度、强度随着r的增大不断降低，r=3.0时尾迹宽度不足20 mm，尾迹损失最大值降为0.4。而Ma1=0.75时，修型后支杆尾迹宽度随着r的增大略有减小，尾迹强度则基本无变化，进一步表明此时支杆修型不能有效降低尾迹损失。

综上所述，当Ma1≤0.50时，流动损失主要为气流绕支杆固壁面流动所产生的沿程摩擦损失和尾迹掺混损失。对支杆尾缘结构进行椭圆修型，延长了支杆表面流程，减弱了支杆表面气流的逆压梯度，使支杆表面附面层流动分离点向后推迟，显著降低了支杆的尾迹掺混损失。在此过程中，虽然会增加支杆表面沿程摩擦损失，但尾迹损失占主导地位，因而总体上降低了整个流场的流动损失。当r增大到一定程度时，支杆表面沿程损失逐渐增大，降低了尾缘修型对流动损失的抑制效用。当Ma1＞0.50时，流动损失除了固壁表面沿程损失和尾迹掺混损失之外，还存在圆柱支杆绕流时所产生的激波损失；支杆修型后虽能减小支杆壁面附近流场中的高马赫数区域，小幅降低激波损失，但由于壁面附面层分离点未能推迟，故不能有效降低流动损失。

4 结论

(1)对圆柱型支杆尾部结构进行椭圆修型处理，能降低支杆对下游流场的扰动，支杆总压损失随着椭圆长短半轴比的增大而逐渐减小。

(2)当进口马赫数不大于0.50时，尾缘修型能推迟支杆表面附面层流动分离，降低支杆尾迹掺混损失。当进口马赫数大于0.50时，尾缘修型能减小流场中高马赫数区域，小幅降低激波损失，但未降低流动损失。

(3)从工程应用角度看，对探针支杆尾缘修型，支杆沿流向尺寸增大，探针支杆刚度增大，探针在流场测量中的强度储备增加；若进一步综合考虑，可适当减小支杆直径，继续削弱支杆对下游流场的干扰。

[1]Treaster A L，Yocum A M.The calibration and application of five-hole probe[J].ISA Transactions，1979，18(3)：23—34.

[2]Heneka A，Bubeck H.Measuring errors of pneumatic multi-hole-probes[C]//.AIAA 11th Fluid and Plasma Dy⁃namics Conference.1978.

[3]马宏伟，蒋浩康.速度梯度、近壁效应和Re数对压力探针测量误差的影响[J].航空动力学报，1995，10(4)：337—342.

[4]王洪伟，方剑，王治.速度梯度对圆柱探针测量的影响及修正[J].航空动力学报，2008，23(4)：712—717.

[5]王洪伟，陈小龙.五孔探针的神经网络处理方法[J].航空动力学报，2010，25(2)：417—423.

[6]林其勋，许都纯，刘松龄.压力探针临壁效应的试验研究[J].航空动力学报，1996，11(1)：56—58.

[7]位军.压力探针在有限空间内标定的堵塞影响及修正[D].北京：北京航空航天大学，2007.

[8]Ma H W，Li S H，Wei W.Effects of probe support on the flow field of a low-speed axial compressor[J].Journal of Thermal Science，2014，23(2)：120—126.

[9]向宏辉.叶型探针对压气机性能影响的数值模拟与试验研究[D].南京：南京航空航天大学，2011.

[10]李正.压气机级间叶型受感部堵塞比对压气机性能的影响[D].南京：南京航空航天大学，2011.

Numerical investigation on effects of reconstruction at probe support trailing edge on wake

GAO Jie1，XIANG Hong-hui1，2，YANG Rong-fei2，WANG Hui1，GE Ning2
(1.Key Laboratory on Aero-engine Altitude Simulation Technology，AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China；2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

Aim to weaken the disturbance of probe support wake on measured flow field in compressor ex⁃periments,a cylinder probe support reconstructed according to ellipse shape at trailing edge,was investigat⁃ed the effects of reconstruct geometric parameter on the wake vortex with numerical simulation method.The results show that the total pressure loss around reconstructed probe support decreases with the rise of ratio of long to short half axis.When the mach number at inlet is less than or equal to 0.5,support reconstructing at trailing edge could delay the boundary layer separation at wall surface and decrease its wake loss.But when the mach number is greater than 0.5,the reconstruction method could weaken shock intensity a little, however not decrease the flow loss greatly owing to that the boundary layer separation on wall surface is not delayed.

compressor experiment；flow field measurement；probe support；reconstruction at trailing edge；wake loss；total pressure loss；separation of boundary layer；numerical simulation

V231.3

：A

：1672-2620(2017)01-0028-04

2016-02-01；

：2017-02-16

江苏省普通高校研究生科研创新计划项目(KYLX15_0260)；四川省应用基础研究项目(2017JY0040)

高杰(1987-)，男，四川广安人，工程师，硕士，主要从事叶轮机试验技术研究。