S型射流缝对静子叶栅流场结构的影响

刘鹏程，张国臣，徐志晖，孙 丹，张成烽，曹志远

（1.沈阳航空航天大学 航空发动机学院 辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室，沈阳 110136；2.西北工业大学 动力与能源学院，西安 710072）

0 引言

高性能航空发动机要求压气机具有更高的单级增压比来缩小轴向尺寸，提高稳定裕度。目前，多采用提高叶尖速度和增大叶片弯角的手段来提高压气机的增压能力，然而叶尖速度不能无限提高而且较大的叶尖速度会增大流动损失；增大叶片弯角会导致压气机叶片表面发生大尺度的附面层分离现象，特别是大攻角下，轴流压气机叶背气流极易发生大面积的附面层分离。为了抑制附面层分离并提高压气机效率、性能和稳定裕度，需要对压气机内气体流动情况进行流动控制［1］。目前的压气机流动控制技术，主要有2种：首先是从外部输入能量的来控制气体的分离的主动控制，如等离子体气动激励［2-3］、喷气 /射流［4-5］、附面层抽吸［6-7］等；其次就是通过几何结构的设计或优化来抑制分离和堵塞的被动控制，如机匣处理［8-9］、端壁造型［10-11］、涡流发生器［12-13］、开槽射流［14］等。

叶栅射流作为一种被动控制方法［15］，不需要额外注入能量，结构简单，通过一条贯穿吸力面和压力面的缝隙，气流能在压差的作用下从压力面射向吸力面，向吸力面的低能流体输入能量，从而减缓附面层的分离，降低损失。

曹朝晖等［16］用CFD方法对开缝前后流场进行模拟，发现叶栅射流能有效延缓附面层的分离，从而增大气流的转折能力，降低总压损失，扩大叶栅的稳定工作范围。周敏等［1，17］对槽道出口位置、结构和宽度进行研究，表明不同的槽道位置、结构和宽度对叶栅流场的总压损失等参数都有不同的影响。吴培根等［18］设计了一种收敛转折型的槽道结构，通过试验和数值研究表明可以加速吸力面附面层流动，扩大稳定工作范围。王如根等［14］设计了一种弧线形射流缝，显著地减小了叶栅尾迹分离的范围，提高了分离区内的气流速度，减小了叶栅流动损失，降低了角区的堵塞程度，使出口流场更加均匀。孙槿静等［19］在叶片根部开缝，发现叶根开缝可有效控制角区分离，减小叶栅损失，增大其扩压能力。唐雨萌等［20］在叶根位置设计了一种双槽道方案，研究表明，单双槽道均能降低损失，但单槽道方案射流的作用范围有限，引入第2个槽道可以扩大射流影响范围更有效降低损失。RAMZI等［21］分析了不同类型的射流缝对叶栅流场的影响，总结了射流缝的工作原理。王何建等［22］研究了双C型槽道和SC型槽道，发现其均能消除叶栅吸力面附面层分离，减小角区分离，提高扩压能力。

在上述研究的基础上，本文设计了一种S型的射流缝，对叶栅流道进行模拟仿真计算，并与等截面积的直线型射流缝进行对比，研究其对叶栅流场特性影响，及其对静子叶栅流动损失的控制效果。S型射流缝进出口更加贴近主流，能够更好地改善大攻角流动分离，具有更好的应用前景。

1 物理模型与数值方法

研究对象为某型压气机静子叶片。如图1所示，静子叶栅原型用“原型”表示；直线型射流缝叶栅改型通过一条直线通道联通吸力面与压力面，用“直线型”表示；S型射流缝叶栅改型通过一条S型通道联通吸力面与压力面，该S型通道由两道凹凸方向不同的弧线构成如图1（c）所示，形似一个“S”，用“S型”表示，整体S型射流缝为收敛扩张型通道，能进一步加速气流，提升射流效果，而且使进出口方向更加贴近主流方向，减小掺混损失。在大来流攻角下，利用叶栅射流向吸力面附面层内低能流体中注入能量，吹除附面层，抑制分离，减小损失。直线型射流缝进、出口宽度均为0.8 mm，2种缝隙进、出口位置相同，出口均位于吸力面中部，2种射流缝高度均等于叶栅高度150 mm，S型射流缝由两段圆弧组成，圆弧半径为25 mm。

图1 叶栅网格Fig.1 Mesh of cascade

模型建立与网格划分采用NUMECA的AutoGrid5和IGG模块，第一层壁面网格厚度为10-5m，Y+<10，选定网格总数约为100万，数值模拟与试验对比如图2所示；在射流缝进、出口位置进行网格加密处理，射流缝进出口与叶片吸力面，压力面采用匹配连接，射流缝内网格点分布为13×21×57。数值模拟采用NUMECA的Fine/Turbo流场求解器进行三维叶栅数值计算，数值计算采用雷诺平均三维Navier-Stokes方程组，空间离散采用中心差分格式的有限体积法，时间项采用四阶Runge-Kutta 法迭代求解，计算中采用了局部时间步长、隐式残差光顺法和完全多重网格加速收敛。计算边界条件给定进口总压、总温以及进口气流角，平均出口静压，固体壁面为绝热无滑移边界条件［23-24］。

图2 叶片表面等熵马赫数数值模拟与试验对比Fig.2 Comparison between numerical simulation and experiment of isentropic Mach number on blade surface

本文与文献［25-26］采用相同数值计算方法，对同一叶栅进行研究，图3示出了叶片表面等熵马赫数试验数据与3种不同湍流数值模型（S-A、B-L和k-e模型）计算结果对比，由于S-A模型具有涡黏模式简单和雷诺应力松弛的优点，S-A模型更贴近试验测量，因此本文采用S-A湍流模型。

图3 3种湍流数模型叶片表面等熵马赫数数值模拟与试验对比［26］Fig.3 Comparison of isentropic Mach number numerical simulation and experiment on blade surface of three turbulence numerical models［26］

2 结果与讨论

本文以总压损失系数对叶栅流场进行分析［27］，定义为：

P1——叶栅进口静压。

来流马赫数 0.5，攻角为 -5°，0°，15°时，叶栅通道出口平均总压损失系数随马赫数变化如图4所示。从图4（a）（b）可见，在来流攻角-5°和0°时，两种开缝方式总压损失均略微增大，但S型射流缝总压损失低于直线型射流缝。从图4（c）可见，在来流攻角15°时，直线型叶栅和S型叶栅总压损失系数较原型叶栅分别降低了0.078～0.237和0.144～0.239，在大攻角时，分离区增大，叶片表面附面层分离增大，使得叶栅通道堵塞，带来较大的流动损失，这时候的开缝能使压力面的气流通过缝隙射入吸力面，为吸力面附面层内的低速低能流体注入能量，从而抑制附面层分离，改善叶栅流动，使损失大幅度降低，说明在大攻角时叶栅开缝能较大程度改善叶栅流场结构；大攻角时S型射流缝比普通的直线型射流缝能更好的控制流动分离，这是由于S型射流缝的进出口相对直线型射流缝更加地贴近主流方向，降低了掺混损失。综上所述，S型射流缝相比直线型射流缝能更好地降低总压损失。

图4 总压损失系数Fig.4 Total pressure loss coefficient

图5～7分别示出进口马赫数为0.5时3种叶栅50%叶高截面的马赫数分布云图，攻角分别为 -5°，0°，15°。从图 5，6 可以看出，原型叶栅流场情况较好，速度分布均匀，开缝后附面层厚度略微增大。如图7所示，15°攻角下，原型叶栅开通射流缝后，低速区面积明显减小，附面层厚度大大降低，气流流通能力有了明显增大，叶栅出口速度也明显增高。这是由于大攻角下，叶片扩压能力较强，使得逆压梯度较大，流速降低，甚至形成了局部回流区，叶栅开缝使得气流通过射流缝射入吸力面，从而使吸力面低能流体流速增加，使叶栅通道主流速度增加，降低附面层厚度，减小尾迹区，使流场流动情况得到改善，降低损失。相比图7（b）中传统直线型射流缝，图7（c）中新设计的S型射流缝的低速区面积进一步减小，附面层厚度变得更薄，气流流通面积更大，叶栅出口速度也有所增加。这是因为与传统的直线型射流缝相比，S型射流缝改变了射流缝进、出口气流方向，使射流缝的进出口气流方向更加贴近主流的方向，降低了气流掺混损失，提高了气流速度。

图5 马赫数分布云图（i=-5°）Fig.5 Mach number distribution nephogram（i=-5°）

图6 马赫数分布云图（i=0°）Fig.6 Mach number distribution nephogram（i=0°）

图7 马赫数分布云图（i=15°）Fig.7 Mach number distribution nephogram（i=15°）

图8示出了直线型射流缝和S型射流缝局部马赫数分布云图，两种射流缝进口气流速度接近，但S型射流缝出口速度相较直线型射流缝提高了约45%，原因是S型射流缝进口A处压强低于叶盆形成抽吸提高了气流速度，而射流缝内部存在损失，并且S型流道在B处略微变宽，故射流缝中部B处速度下降，而出口处由于叶背发生附面层分离，附面层分离区域压强较低，并且通道收缩，使得射流缝内C处流体加速射出，局部马赫数高达0.531。由于 S型射流缝进出口气流速度方向更加接近主流流动方向，大大降低了掺混损失，故S型射流缝出口气流流速远高于直线型射流缝出口流体流速，说明S型射流缝对流体有更好的加速作用。

图8 射流缝局部马赫数分布云图（i=15°）Fig.8 Local Mach number distribution in jet slot（i=15°）

图9示出了15°攻角时静子叶栅原型Prototype、直线型射流缝叶栅改型Parallel Slot和S型射流缝叶栅改型S-type Slot 3种叶片吸力面极限流线与静压分布云图，其中流线速度方向均为从右向左，即方向与主流方向相反，出现倒流，附面层分离。

图9 吸力面极限流线与静压分布云图（i=15°）Fig.9 Limiting streamlines and static pressure distribution nephogram of suction surface（i=15°）

如图所示，15°攻角时，叶栅原型在角区出现大尺度的附面层分离，且低压区面积很大。而在直线型射流缝栅改型中，角区分离明显削弱，流动情况明显改善，原因是压力面气流通过直线型射流缝射入吸力面，使气流流动更加稳定。在S型射流缝叶栅改型中，流动情况较直线型射流缝有了更大的改善，这是由于S型射流缝出口方向较直线型射流缝更加接近主流方向，使整个叶高范围内的流场趋于均匀变化，显著改善了角区流动分离的现象，有效抑制了气流沿叶高方向的潜移，说明新设计的S型射流缝相对于传统的射流缝能更好的改善流动情况。

图10示出了15°攻角下50%叶高截面进口马赫数为0.3，0.4，0.5时3种不同叶型的叶栅尾缘出口马赫数沿额线方向分布曲线，2种开缝叶栅出口马赫数总体高于原型叶栅，且曲线较原型叶栅平稳，这时说明2种开缝方式均能有效提高该工况下气流出口速度，改善流动情况，在叶栅尾缘中部原型叶栅马赫数略高于开缝叶栅，是因为尾缘中部流体主要来自于叶栅压力面，而在开缝叶栅中压力面部分流体经过射流缝流向叶栅吸力面导致该处流体减少，流体速度降低。而相较于直线型射流缝叶栅，S型射流缝叶栅整体马赫数更高，流动情况更好，曲线更平稳，说明S型射流缝具有更好的效果。

图10 叶栅尾缘马赫数分布（i=15°）Fig.10 Mach number distribution at trailing edge of cascade（i=15°）

图11示出了流马赫数为0.5时 50%叶高截面叶栅尾缘熵分布，从图11（a）（b）可以看出，攻角为-5°和0°时，原型叶栅的熵值小于2种开缝叶栅，这是因为原型叶栅设计良好，在小攻角时流体流动较为平稳，而叶栅开缝增大了流体的掺混，而两种射流缝相比较，本文设计的S型射流缝的掺混损失要低于传统的直线型射流缝。从图11（c）可以看出，攻角为15°时，2种开缝叶栅的熵值都低于原型叶栅，这是由于在大攻角时，原型叶栅吸力面出现了大面积的低速回流区，流动紊乱，而叶栅开缝能够通过从压力面射流的形式向吸力面低速回流区注入能量来改善流动情况，使流动变得更加平稳。而2种开缝叶栅的对比也表明，S型射流缝在改善流体流动情况方面要大大的优于直线型射流缝。

图11 叶栅尾缘熵分布Fig.11 Entropy distribution of cascade trailing edge

3 结论

（1）在小攻角时，叶片表面分离较小，原型叶栅流动情况较好，对叶栅进行开缝反而会使总压损失略微增大，但不同的射流缝流动损失增大的程度不同，S型射流缝相对直线型射流缝增大的总压损失较小。原因是小攻角时原型叶栅接近设计状态，性能较好，且流体流动方向与射流缝方向偏差较大，射流速度较低，反而会引起掺混损失。

（2）在大攻角时，叶栅开缝均能明显改善流场流动情况，直线型较原型总压损失降低了0.078～0.237，而S型总压损失降低更多，为0.144～0.239，S型射流缝叶栅对流动情况的改善明显优于直线型射流缝叶栅，原因是在大攻角下叶栅出现大尺度附面层分离时，2种射流缝结构均能发挥良好的吹除作用，射流向吸力面附面层内注入大量能量，显著改善了附面层分离，改善了流动状况，而S型射流缝对气流加速效果更好且进出口更加贴近主流流动方向，大大降低了掺混损失，S型射流缝效果更好。

综上所述，开缝叶栅能大大改善大攻角下流动分离严重时的流场结构，且本文设计的S型射流缝叶栅改型性能较优于传统的直线型射流缝叶栅性能。接下来将在整级压气机流动分离严重的位置进行开缝测试，近一步研究S型射流缝的优化效果。