亚声速压气机平面叶栅及其改型的吹风试验

蔡 明, 高丽敏, 刘 哲, 黎浩学, 陈 顺

西北工业大学 动力与能源学院, 翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室, 西安 710129

0 引 言

叶栅风洞是研制先进航空叶轮机械的基础试验平台，基于矩形试验段开展的平面叶栅吹风试验便于在较宽的工作范围内快速经济地测量得到和叶栅性能有关的试验数据。20世纪50年代,NACA研制的一系列轴流压气机离不开大量的平面叶栅吹风试验数据[1-2]。近年来，迅猛发展的CFD技术作为一种有效手段被广泛应用于高性能压气机的设计[3-4]，但是随着压气机叶型的负荷不断增大，可靠的CFD技术仍需依赖叶栅试验进行验证或修正[5-6]。高负荷压气机叶栅的设计及优化[7]、主被动流动控制方法[8-9]以及新技术探索[10-12]等关键研究仍然无法脱离叶栅风洞试验的支撑。

魏巍等[13]通过吹风试验对比了DCA叶型与CDA叶型的流动特征，结果表明CDA叶型比DCA叶型具有更宽的低损失范围和来流不敏感特性。高丽敏、蔡宇桐等[14]通过吹风试验研究了加工误差对压气机叶型气动性能的影响，发现轮廓度负公差使叶栅气动性能有所改善，应避免叶型轮廓度的正公差。高丽敏、蔡明等[15]通过吹风试验研究了不同叶型的曲率分布和叶型气动性能的关系。刘宝杰等[16]通过吹风试验验证了前缘曲率连续设计可以有效降低CDA叶型前缘局部绕流的负面影响。向宏辉等[17]通过吹风试验对比了单列叶栅和串列叶栅，发现串列叶栅能够缓解单列叶栅设计状态的流动堵塞。

本文对两套亚声速压气机叶型进行吹风试验，测量获取改型前后叶栅的气动性能。一套是为了实现特定性能、依据气体动力学设计的基准叶型；另一套是考虑到结构因素，通过缩短基准叶型弦长改变叶片固有频率获得的叶型(为了保证轮缘功和压比等性能参数，其余叶型参数也有相应变化)。

1 平面叶栅吹风试验

1.1 平面叶栅风洞

吹风试验在西北工业大学连续式高亚声速平面叶栅风洞进行。如图1所示，该风洞为典型的开口下吹式风洞，稳压段内设置了1个蜂窝器和3层阻尼网以降低气流湍流度，使气流均匀、平直地流入收缩段，气流在收缩段内加速至高亚声速的马赫数范围，气流湍流度进一步降低。矩形截面的试验段尺寸为100 mm×300 mm，无叶栅风洞下均匀区范围超过80%，均匀区内气流湍流度为1%。通过调节蝶阀控制试验段内的马赫数；通过转动可旋转圆盘调节叶栅来流攻角，调节精度达0.2°。稳压段内气流总压探针测得来流总压波动小于0.3%，满足来流稳定度的要求。

图1 NPU高亚声速平面叶栅风洞Fig.1 The NPU high subsonic linear cascade wind tunnel

1.2 叶型及叶栅试验件

如图2所示，C01是为某型压气机中间级静子叶片50%叶高处设计的可控扩散叶型型线。考虑到强度方面的要求，在进出口气动条件几乎不变的情况下，将C01叶型的弦长缩短15%，得到改型后的具有不同固有频率的C02叶型。两套叶栅主要设计参数如表1所示。

图2 基准叶型C01及改型C02的叶型几何图Fig.2 Geometry of the baseline and modified airfoils

表1 叶栅设计参数Table 1 Design parameters of test cascades

通过对两套叶型数据进行缩比设计，得到能够适用于试验段尺寸的两套平面叶栅试验件。根据已有经验，设计叶片的展弦比为1.8以保证较好的展向流场二维性，叶片数设计为8以保证被测叶片处于较好的流动周期性，设计好的原型C01及其缩短弦长的改型C02叶栅试验件如图3所示。 其中2个叶片作为测压叶片用于测量叶片表面静压分布，一个叶片表面静压孔开设在吸力面，两者构成一个完整的测压通道。另一个开设在压力面，两者构成一个完整的测压通道。叶片表面静压由压力软管连接至压力扫描阀进行测量。选择满足进口均匀性和出口周期性的叶栅通道放置测压叶片，被测通道栅前和栅后的气流角和马赫数通过五孔探针进行测量，栅前测量平面距叶栅前缘额线约0.5倍弦长，栅后测量平面距叶栅尾缘额线约1倍弦长。

图3 两套叶栅试验件实物图Fig.3 Linear cascade test rig of C01 and C02

1.3 无叶栅风洞来流品质检测

如图4所示，在不带叶栅试验件时，采用五孔探针及位移机构对试验段矩形截面内的速度场和方向场进行测量。图5为试验段截面不同周向位置的气流马赫数Ma、偏航角α和俯仰角β沿展向的分布。x为叶栅展向坐标，H为试验段风口展向最大距离。可以看出，在24%～77%的相对周向范围内，每个周向位置的来流马赫数和来流气流角在20%～80%叶展范围的均匀性较好，马赫数保持在0.50±0.01范围，展向和周向气流偏角小于±0.5°。不同周向位置的流场参数分布的一致性较好，说明24%～77%范围内的周向流场基本均匀。由于试验中测点布置较难实现完全对称，而且五孔探针对于侧壁附近流场测量的可靠性较低，因此靠近侧壁附近的流场对称性不够理想。总体上看，不带叶栅试验件条件下，该风洞试验段内主流区范围宽广，主流区的气流速度场和方向场的均匀性能够满足试验要求。

图4 空风洞下试验段流场测量Fig.4 Measurement of the flow field in the cascade-free wind tunnel

图5 不同周向位置叶栅来流参数沿展向分布 Fig.5 Spanwise distributions of the inflow parameters at different pitchwise positions

1.4 带试验件流场品质检测

1.4.1 进口流场均匀性

确保叶栅进口流场的均匀性对于保证来流工况的准确性以及测量通道的选取十分重要。由于C02叶栅弦长较短，叶栅栅板上游空间较大，便于通过改造栅板实现栅前多个通道进口气流参数的测量。因此，本文主要测量了C02叶栅进口流场周向分布的均匀性。通过栅前沿周向等距布置的29个壁面静压孔测得的壁面静压分布均匀性以及稳压段总压计算得到进口马赫数的周向分布。图6为设计马赫数0.6时3个来流攻角下(i=-8°, 0°, 4°)叶栅进口马赫数的周向分布。y为叶栅周向坐标，W为试验段风口周向最大距离。由图6可知，由于试验叶栅的叶片数较多，足以保证P4(由4、5号叶片构成)和P5(由5、 6号叶片构成)2个叶栅通道的进口流场具有较好的均匀性，其进口马赫数能够保持在0.6±0.005范围之内。而且，受叶栅上下湍壁的不同影响，周向两端流场表现出不对称，靠近端壁叶栅通道的进口马赫数降低。随着攻角增大，叶栅向上游倾斜程度增大，端壁处马赫数降低的程度和范围有所扩大，但叶栅中间3个通道的流场均匀性能够满足试验要求。因此，P4和P52个叶栅通道的进口流场均匀性最符合试验要求。其中，P4通道的进口流场均匀性和准确性最好。

图6 不同攻角下进口中叶展马赫数沿叶栅周向分布Fig.6 Pitchwise distributions of the inlet Mach number of C01 at midspan under different incidence angles

1.4.2 出口流场周期性

图7 叶栅出口总压损失和出气角分布Fig.7 Pitchwise distributions of the total pressure loss and outlet flow angle

因此，将受边界干扰较小的5号叶片作为出口尾迹的测量叶片，将4、5号叶片构成的P4通道作为叶片表面静压分布的测量通道。

2 叶片表面等熵马赫数分析

两套叶栅吹风试验在进口马赫数Ma1=0.5、0.6、0.7和0.8工况下进行，每个马赫数下测量了多个攻角工况以保证获取完整的损失特性范围。

图8为设计马赫数Ma1=0.6、不同攻角下两套叶栅表面等熵马赫数分布对比。其中，横坐标为相对弦长z/c,z为弦长方向坐标，c为叶片弦长;纵坐标为叶片表面等熵马赫数Mais。整体来看，随着攻角增加，峰值马赫数向前缘移动，两套叶栅的叶片负荷逐渐减小。较大正攻角(i=6°)下，由于打孔位置的限制，已无法捕捉吸力面的峰值马赫数位置，但马赫数图表明，峰值马赫数点位于10%弦长内，扩压通道变长，在持续的逆压梯度作用下，附面层持续累积，在40%弦长后，两套叶栅的速度扩散明显变缓，尾部负荷下降。

图8 不同攻角下叶栅表面等熵马赫数分布对比(Ma1=0.6)Fig.8 Isentropic Mach number distributions under different incidence angles (Ma1=0.6)

对比两套叶栅能看出，由于C02叶栅弦长缩短，型线曲率变化更大，气流在大曲率处加速更剧烈，其负载更大，峰值马赫数更高。6°攻角下， C02叶栅吸力面气流速度扩散明显比C01叶栅更缓，说明C02叶栅的附面层累积作用更强，所承受的逆压梯度更大。同时，从不同攻角的马赫数图中能够看出，气流在两套叶栅近尾缘处压力面一侧始终有加速的趋势，气流在此处产生“堵塞”，已经失去了扩压性，但整体上看，C02叶栅“堵塞”效应更强。

图9为0°攻角、进口马赫数0.8工况下两套叶栅的叶片表面等熵马赫数分布。由图9可知，两套叶栅的峰值马赫数均达到超声速，峰值点后等熵马赫数下降趋势陡峭，逆压梯度较大，在大约45%弦长之后等熵马赫数变化减缓。C02叶栅的减速扩压程度比C01叶栅更小，其压力面尾缘的“堵塞”现象更严重，C01叶栅也在尾缘出现了马赫数升高的现象，这是因为达到临界马赫数0.8之后，由于C02叶型弦长比C01叶栅更短，为了实现几乎一致的气流偏转，气流需要在更小的叶片长度上实现减速扩压，因此吸力面发生了更大的激波-附面层分离损失。

图9 两套叶栅表面等熵马赫数分布对比(Ma1=0.8、i=0°)Fig.9 Comparison of the Isentropic Mach number distributions between the baseline and modified airfoils under the design condition (Ma1=0.8,i=0°)

3 攻角特性分析

图10和11分别为C01和C02两套叶栅在不同马赫数下的攻角特性。两套叶栅的最低总压损失系数均接近0.025，一般将低于2倍的最低总压损失值即0.05作为低总压损失区域，该区域内攻角特性分布较为平缓。当叶栅进口马赫数不超过设计值0.6时，C01叶栅的低总压损失区域基本处于-11°～2°攻角范围，C02叶栅的低总压损失区域基本处于-10°～0°攻角范围;设计马赫数下，弦长缩短的C02叶栅比C01叶栅的低总压损失攻角范围减小了约3°。两套叶栅的低总压损失范围主要覆盖负攻角区域，均表现出较好的负攻角特性，而正攻角特性相对较差。

图10 不同马赫数下C01叶栅攻角特性Fig.10 Loss characteristics of C01 at different inlet Mach numbers

当进口马赫数达到0.7时，两套叶栅在负攻角范围内的总压损失明显增大，C01叶栅的低总压损失范围缩小至-8°～2°攻角范围，C02叶栅的低总压损失范围缩小至-8°～0°攻角范围。当进口马赫数达到0.8时，两套叶栅的攻角特性曲线明显抬升，此时已达到或者超过叶型临界马赫数，激波-附面层干涉作用显著，因此叶栅总压损失急剧增大，两套叶栅的低损失区域骤减至-4°～0°攻角范围。

图11 不同马赫数下C02叶栅攻角特性Fig.11 Loss characteristics of C02 at different inlet Mach numbers

图12为进口马赫数Ma1=0.6和0.8时两套叶栅攻角特性对比。设计马赫数0.6时，两套叶栅在-8°～2° 攻角范围的攻角特性分布基本重合，其余攻角范围内，C02叶栅的总压损失整体比C01叶栅稍大。这是因为改型后的C02叶型的弯角有所增大，稠度有所减小，其扩散因子稍高于C01叶型，而且C02叶型的尾缘较C01叶型更厚，以上这些特点共同导致边界工况附近C02叶型的损失相对更大。当达到临界进口马赫数0.8时，C02叶栅的攻角特性曲线比C01叶栅明显抬升约0.04，低总压损失对应的攻角范围比C01叶栅更小。

图12 两套叶栅的攻角特性Fig.12 Comparison of the loss characteristics between the baseline and modified airfoils

4 叶片尾迹流动特性

为了进一步认识叶片的马赫数特性，图13给出了两套叶栅在设计攻角(i=0°)、不同进口马赫数下出口总压恢复系数σ(σ=pt2/pt1)分布。对比可知，相同进口马赫数下，C02叶栅的σ比C01叶栅更低，C02叶栅的尾迹比C01叶栅更宽。随着叶栅进口马赫数从0.4增至0.7，两套叶栅的σ最小值不断减小，即尾迹深度增大，但是尾迹宽度基本不变。当进口马赫数达到0.8时，两套叶栅出口尾迹的低总压恢复系数区域向吸力面发生明显延伸，主流区域范围减小，尾迹的深度和宽度均明显增强，表明此时叶栅经历了临界马赫数工况，总压损失急剧增大。

图13 不同马赫数下叶栅的总压恢复系数分布(i=0°)Fig.13 Distribution of the total pressure recovery coefficient of the cascade at different inlet Mach numbers(i=0°)

5 结 论

对原叶型C01和弦长缩短叶型C02开展了平面叶栅风洞试验，对比分析了改型前后叶栅的气动性能，得到如下结论：

1) 相比于C01叶型，弦长缩短的C02叶型吸力面型线曲率变化增大，峰值马赫数更高，负载更大。峰值马赫数后的气流逆压梯度更大，压力侧靠近尾缘的“堵塞”现象也更加明显。

2) 设计马赫数0.6时，两套叶栅在-8°～2° 攻角范围内总压损失特性基本不变，其余攻角下弦长缩短的C02叶栅的总压损失高于C01叶栅，C02叶栅的低损失攻角范围比C01叶栅减小了约3°。改型前后两套叶栅均表现出较好的负攻角特性。

3) 相同进口马赫数下，C02叶栅的出口尾迹宽度和深度均高于C01叶栅；进口马赫数从0.4增至0.7时，两套叶栅出口尾迹的深度逐渐增大，但尾迹宽度基本不变；达到或者超过临界马赫数0.8之后，两套叶栅的尾迹宽度和深度显著增大，此时激波-附面层损失占据主导作用。