支板融合OGV平面叶栅数值计算及试验研究

杜峰，周正贵，韩露

(南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016)

0 引言

支板在发动机中起到不可替代作用的同时，由于其自身体积较大，因而会对发动机外涵处的流场造成一定影响。在气动方面，支板使得通道内流场沿周向不均，引起的扰动会向上游传播，影响OGV叶栅流场，有时甚至穿过OGV叶栅通道到达风扇，使风扇转子流场不均匀。另外有研究表明[1]，对于大涵道比涡扇发动机，OGV的损失每增加1%，发动机耗油率约提高0.33%。支板的存在还会对发动机的噪声产生不利影响，研究表明发动机外涵支板引起的压力脉动是造成发动机噪声的原因之一[2]。在结构方面，支板的存在也增加了发动机的尺寸和质量，不利于提高发动机的推重比。因此外涵道支板的设计是决定涡扇发动机性能好坏的重要因素。

如图1所示，一般外涵道处的OGV与支板呈轴向分布。现将支板与OGV并排沿周向分布，结构如图2所示，可以缩短轴向距离，减小发动机的尺寸，减轻发动机的质量，另外具有改善气动性能以及降低噪声的良好效果[3]。

图1 原始支板OGV结构

图2 支板融合OGV结构

平面叶栅试验研究仍然是取得叶片设计数据的重要手段，是叶栅理论的重要组成部分[4]。本文针对外涵支板融合OGV结构进行了50%叶高的平面叶栅流场数值计算及叶栅吹风试验，主要研究目的是通过平面叶栅试验检验支板融合OGV结构的气动性能，验证数值计算的可靠性。

1 试验设备

1.1 试验台

目前国内外众多科研机构建立了自己的风洞试验台并进行了各类平面叶栅试验[5-7]。本文的平面叶栅试验在南航的暂冲式跨音速平面叶栅风洞试验台上进行。试验台的结构示意图如图3所示。该试验台由快速阀、流量调节阀、扩张段、稳定段、收敛段、工作段以及转动圆盘等几个主要部分组成。

图3 平面叶栅风洞结构示意图

1.2 试验件

如图4所示，支板融合OGV平面叶栅试验件由支板、OGV叶片以及辅助叶片构成。叶片均为支板融合OGV结构50%叶高处叶型的直叶片，叶高90mm，上下端壁盖板为800mm×200mm。

图4 平面叶栅试验件

如图5所示，叶栅中部为支板(Strut)，靠近支板压力面侧的第1个OGV叶片为PS1，第2个叶片为PS2；靠近支板吸力面的第1个OGV叶片为SS1，第2个叶片为SS2，其余以此类推。其中PS1、PS2、PS3、SS1、SS2、SS3也就是最靠近支板两侧的6个叶片叶型各不相同，其余OGV叶片均为叶型相同的普通OGV。实际试验测量过程中只测量PS6-SS5之间的11个OGV及1个支板叶片， PS6和SS5外侧的OGV叶片均为辅助叶片，目的是为了保证叶栅流场的周期性。

图5 平面叶栅叶片分布

2 叶栅流场计算分析

2.1 计算模型及方法

支板融合OGV叶栅模型如图6所示，网格采用AutoGrid5自动生成,上下端壁为固壁边界,生成的网格数约为565万。

图6 支板融合OGV平面叶栅模型

计算采用商用软件NUMECA FINE/Turbo，湍流模型为Spalart-Allmaras。设计点的进出口边界条件如表1所示。

（2） 量取30 mL花生油倒入炒锅内加热至八成热时加入生姜、蒜米、葱、香菜爆香，然后加入茶叶、花生等其他原料，加10 mL水防黏锅，翻炒至香味渐浓、茶叶脆断即可。

表1 设计点进出口边界条件

2.2 缩尺模型可行性分析

受限于风洞尺寸，需要对原始支板融合OGV叶栅进行一定的缩尺，缩尺比例为1∶4.5。对原始尺寸叶栅以及缩尺后的叶栅进行了设计点流场计算，并比较了不同的紊流模型，其中缩尺叶栅选取了S-A，kω-SST无转捩以及kω-SST转捩模型。

各模型的出口总压及出口气流角沿切向分布，如图7、图8所示。不同缩尺模型的出口总压分布基本重合，一致性较好，出口气流角差别最大值出现在支板两侧，约为0.5°，差别较小。

图7 不同模型出口总压切向分布

图8 不同模型出口气流角切向分布

出口的计算平均值如表2所示。不同的紊流模型缩尺叶栅以及原始叶栅的出气角均在0°附近，总压恢复系数也基本接近。

表2 缩尺模型与原始叶栅计算结果比较

2.3 叶栅攻角特性研究

为了解支板融合OGV全工况气动性能，对支板融合OGV结构叶栅进行攻角研究，计算不同进口马赫数下的攻角特性线。

图9为进口马赫数分别为0.4、0.5、0.6、0.7、0.8以及0.85下的叶栅攻角损失特性线。从图中可以看出，当进口马赫数较低，在0.5以下时，叶栅的特性线完整，攻角范围较大，叶栅的整体损失也不大；进口马赫数增大至0.6时，叶栅在负攻角下的损失明显增大；当进口马赫数增大到0.7时，叶栅在大负攻角下到达堵点，攻角范围减小；随着背压的不断降低，叶栅在负攻角下气流堵塞愈来愈严重，进口马赫数无法上升，当马赫数继续增大至0.8时，负攻角下的叶栅全部达到堵塞点，特性线缺失，攻角范围变得很小，只剩下部分正攻角，且总体的损失进一步增大。

图9 不同进口马赫数下的攻角特性线

为了研究进口马赫数增大、叶栅负攻角范围减小的原因，查看-2°攻角下，4个不同进口马赫数下的马赫数云图，如图10所示，从中可以发现当进口马赫数增大，吸力面局部加速区速度逐渐增大至超音，且超音区域不断扩大，形成的激波堵塞叶栅通道，使得进口马赫数无法继续增大，因此叶栅的负攻角范围减小。同时激波的存在也使得叶栅的损失急剧增大。

图 10 i=-2°时不同进口马赫数下叶栅马赫数云图

3 试验结果及分析

本次试验进行了支板融合OGV平面叶栅在进口马赫数M1=0.4，攻角i=-6°、0°、+10°以及进口马赫数M1=0.7，攻角i=0°下4个工况点的吹风试验。试验结果及分析如下所述。

3.1 出口总压损失系数分布

图11为不同攻角i及进口马赫数M1下，出口50%叶高处总压损失系数切向分布的试验与计算结果比较。总体上来看，试验与计算结果分布规律基本一致。OGV叶片的尾迹损失相对较小，叶栅的支板尾迹损失较大，最大损失约为OGV的两倍。当进口马赫数为0.4时，正、负攻角下叶栅与零攻角相比损失整体有所上升，且正攻角下尾迹增大尤为明显；零攻角下，M1=0.7相比于M1=0.4，叶栅的损失也整体上升。

图 11出口总压损失系数沿切向分布

图11中实线为计算结果，黑散点为试验测量结果。

3.2 出口气流角分布

从图12的出口切向气流角分布试验和计算结果来看，支板的存在使得支板两侧的出气角变化较大，远离支板的出气角基本在0°附近；在大的正攻角下，由于支板吸力面侧的分离，气流出现亏转，出气角减小。

4 结语

本文采用数值计算与试验相结合的方法对支板融合OGV结构平面叶栅进行了研究，分析了叶栅的攻角特性、尾迹分布规律。通过研究发现：

图12 出口气流角沿切向分布

1) 通过数值计算发现试验使用缩尺后的叶栅与原始尺寸叶栅流场一致性较好，确定了试验的可行性。

2) 叶栅在低马赫数下，损失较小，攻角范围较大。当进口马赫数不断增大，大负攻角下，叶栅通道内的局部超音区不断扩大并进入叶栅通道内形成堵塞，使得负攻角范围减小，损失急剧增大。

3) 进行了50%叶高的平面叶栅试验，发现试验与计算结果有较好的一致性，验证了攻角以及进口马赫数对叶栅损失的影响；同时发现大攻角时，支板会对OGV的轴向出气有较大影响。