非设计条件下跨声速压气机性能分析

王正鹤

摘要：本文采用数值仿真方法研究了非设计条件下跨声速压气机的性能和流场结构特点，获得了不同转速下跨声速压气机的特性和流场结构的变化规律。结果表明：随着工作转速的降低，最大压比点对应的流量逐渐减小。由于通道激波与吸力面附面层相互干涉，吸力面叶尖前缘形成堵塞区，随着转速的降低，叶片通道内激波位置前移，激波强度减弱。

Abstract： The characteristics and flow field structure of the transonic compressor at off-design work condition was analyzed by numerical simulation to study the influence on the overall performance of the compressor rotor at different speeds. Results showed that with the decrease of the rotating speed， the peak efficiency of the compressor gradually increased. Because of the interference of the shock and the boundary layer at the suction side， the decrease of the rotating speed caused the shock moving forward and the strength of the shock wave gradually reducing.

关键词： 跨声速压气机；转速；失稳机制；激波

Key words： transonic compressor；rotating speed；instability mechanism；shock wave

中图分类号：V231.3 文献标识码：A 文章编号：1006-4311（2018）33-0151-02

0 引言

作为航空燃气涡轮发动机的核心部件之一，压气机不但要在设计工况下工作，还要在各种非设计工况下工作。在不同的工作转速条件下，压气机的流量、增压比和效率会在很大的范围内变化，非设计转速下的压气机性能对发动机的整体性能有重要影响。无论在设计工况还是非设计工况下运行，压气机内的气流流动极其复杂。在不同工作转速条件下，由于激波和附面层的分离，压气机失速机制存在差异。通过研究在不同的工作转速下引起压气机失速的原因，减小气流流动损失，可提高压气机的工作性能进而提升整台发动机的性能。

国内外学者对非设计状态下跨声速压气机性能开展大量分析。Day[1]和Silkowski[2]测量了机匣不同周向位置的静压，提出两种失速先兆，得出在不同周向位置失速的基本特征。通过实验和数值仿真结果，Bergner[3]分析了造成跨声速压气机失稳的原因，解释了径向潜流与泄漏涡破碎之间的关系。国内的许多学者在非设计条件下对跨声速压气机的失速进行了分析。胡加国等[4]进行了不同转速下跨声速压气机失稳形式的实验研究，其中两种典型的压气机不稳定流动现象是喘振和旋转失速。本文的目的就是通过数值模拟手段，研究不同工作转速条件下跨声速压气机流场结构的变化规律，进一步认识不同工作转速条件下压气机性能变化的原因，分析不同工作转速条件下跨声速压气机内部流场结构的变化机制，为跨声速压气机的优化设计提供参考。

1 数值模拟方法

以NASA Rotor 37压气机转子作为研究对象，Rotor 37为典型的跨声速压气机转子。

运用全自动结构化网格生成器Auto Grid生成Rotor37的结构网格，经网格无关性验证，最终选取网格数为107万，网格分布如图1所示。

数值模拟湍流模型选定k-ε模型，进口边界条件给定总压和总温，压气机采用轴向进气，固体壁面均采用绝热无滑移边界条件，压气机出口给定静压，通过改变压气机出口反压使其节流逼近至近失速点。

2 数值模拟结果分析

如图2压气机的压比特性图和效率特性图。由图2（a）效率特性图可知，随着转速的下降，压气机效率特性线向左上方移动。随着工作转速的下降，峰值效率点所对应的压气机流量逐渐减小，峰值效率值逐渐增大。由图2（b）压比特性图可知，随着转速的降低，压比特性线向左下方移动。随着工作转速的减小，最大压比点对应的流量逐渐减小。

压气机内主要的两种二次流是吸力面分离和叶顶泄漏，它们是压气机内流动损失和堵塞的主要来源。

图3为不同工作转速下近失速点99%叶高截面相对马赫数分布。由图3（a）得知，由于通道激波与吸力面附面层相互干涉，吸力面叶尖前缘形成堵塞区I，随着转速的降低，通道激波逐渐减弱，对附面层干涉影响减弱，堵塞区I的范围逐渐减小；叶尖区域压力面尾缘存在明显低速区，即堵塞区Ⅱ，且相比100%设计转速，80%和70%设计转速下压力面的堵塞区Ⅱ的范围增大。

图4为在不同转速下，峰值效率点99%叶高处叶片表面静压分布。由图可知，在100%设计转速时，峰值效率点处叶尖表面平均静压差值为63.48kPa，80%设计转速时，峰值效率点处叶尖表面平均静压差为31.14kPa，70%转速下，峰值效率点叶尖表面平均静压差为29.69kPa。随着转速的降低，吸力面压力面的平均静压差分别逐渐减小。随着压气机转速的降低，叶片通道内叶尖区域激波位置前移，其激波强度减弱。

3 结论

通过数值模拟分析不同转速下跨声速压气机转子Rotor 37的性能和流场结构特点，得出了以下几个结论：

①随着工作转速的降低，压气机效率特性线向左上方移动，峰值效率点所对应的压气机流量逐漸减小，峰值效率值逐渐增大。随着工作转速的降低，压比特性线向左下方移动，最大压比点对应的流量逐渐减小。由于通道激波与吸力面附面层相互干涉，吸力面叶尖前缘形成堵塞区，随着工作转速的降低，通道激波逐渐减弱，对附面层干涉影响减弱。②峰值效率点处叶尖表面平均静压差值逐渐减小。随着压气机工作转速的下降，叶片通道内激波位置前移，激波强度减弱。

参考文献：

[1]Day I J. Stall Inception in Axial Compression [J]. ASME Journal of Turbomachinery， 1993.

[2]Silkowshi. Measurement of Rotor Stalling in a Matched and a Mismatched Multistage Compressor [R].GTL Report No 221.Gas Turbine Laboratory， 1995.

[3]Bergner J， Kinzel M， Schiffer H. Short Length Scale Rotating Stall Inception in a Transonic Axial Conmpressor Experimental Investgation[R]. ASME 2006.GT-90209.

[4]胡加国，王如根，李坤，何成，宋昊林.非设计条件下跨声速压气机失速机制分析[J].推进技术，2016，37（08）：1490-1499.