变弯度叶栅性能及流场研究

郭安琪 张国臣 于瀚科 李志鹏 周艺桐 孙依诺

【摘要】变弯度叶片是由两段或者三段构成，前缘部分固定不动，后半部分可以调节。本文对变弯度叶栅不同弯度时的流场及气动性能参数进行数值计算分析。结果表明，随着弯度位置从前缘向后缘移动，气流转折角逐渐变小，对出口气流的调节能力越强。变弯度叶片的应用既防止了喘振又保证了压气机的效率。

【关键词】变弯度叶片；数值计算；气流角；压气机

【DOI编码】10.3969/j.issn.1674-4977.2024.03.054

Numerical Investigation on the Influence of Variable-Camber Cascades on Compressor Performance and Flow Field

GUO Anqi， ZHANG Guochen， YU Hanke， LI Zhipeng， ZHOU Yitong， SUN Yinuo

（ShenyangAerospace University〔School ofAero-engine〕， Shenyang 110136， China）

Abstract： The variable-camber blade is composed of two or three sections， with the leading edge fixed and the rear half adjustable. This article conducts numerical calculation and analysis on the flow field and aerodynamic performance parameters of variable-camber cascades with different curvature. The results show that as the curvature position moves from the leading edge to the trailing edge， the airflow turning angle gradually decreases， and the ability to regulate the outlet airflow becomes stronger. The application of variablecamber blades not only prevents surging but also ensures the efficiency of the compressor.

Keywords： variable-camber blade； numerical calculation； flow angle； compressor

0引言

发动机喘振是危害发动机性能的重要因素。为有效防止发动机喘振，国外在20世纪提出了新型的可调静子叶片结构——变弯度静子叶片。变弯度叶片由两段或者三段构成，前缘部分固定不动，后半部分可以调节。

自20世纪60年代起，国内外的军用航空发动机相继采用变弯度进口导叶调节预旋，控制流量，调节第一级转子的来流攻角。通过对变弯度叶栅进行试验，试验结果认为可变尾缘进口导叶能够在较小的损失下实现较大的气流转折，气动性能上比可调进口导叶更为优越，并且合理设计变尾缘叶栅的缝隙可以使该叶栅的性能比无缝时的性能更好。研究表明，当叶片弯度小于一定数值时，变弯度叶栅开缝和堵缝的总压损失和叶栅落后角均保持在合理的范围之内，能够满足调节叶栅气流出口方向的目的。

虽然国内外的资料对变弯度叶栅进行了介绍，但是很少对变弯度叶栅不同弯度时的流场及气动性能参数进行研究分析。因此，本文采用NUMECA软件对某型压气机变弯度叶栅不同弯度、不同弯度位置以及不同来流马赫数时进行详细的数值模拟，探讨该变弯度叶栅的最佳弯度位置，并将不同弯度位置时的流场性能与传统的固定弯度叶栅进行对比分析。

1研究对象及数值模拟方案介绍

首先介绍数值模拟方案，然后针对网格无关性进行验证，得到数值模拟的最佳网格数目。

1.1研究对象和数值模拟方案

研究对象为某压气机静子叶栅，前半部分固定不动，后半部分可调，并假设转动部分与固定部分连接点连续。本节规定：尾部逆时针转动角度为正，顺时针转动角度为负；并规定固定弯度叶栅安装角顺时针调节为负，此时攻角为正，反之攻角为负，即上表面为吸力面，下表面为压力面。

本文针对进口导叶弯度调节0°，±5°，±10°和±20°以及弯度调节-5°时，弯度位置位于相对弦长距前缘25%、50%和75%处进行研究分析。计算域出口距离叶栅尾缘约3倍弦长。本文数值模拟采用商业软件NUMECA的Fine/Turbo模块进行三维平面叶栅数值模拟；利用AutoGrid5进行网格划分，叶栅近壁面第一层网格尺度为5×10-6m。数值模拟采用SpalartAllmaras模型。

1.2网格数目对计算精度的影响

通过对弯度为5°、弯度位置为25%弦长时不同网格数目进行数值模拟，分析不同网格数目对计算精度的影响，共进行三套网格的划分，网格数目分别为15万个、40万个和55万个。

2不同弯度叶栅和位置对流场性能的影响研究

变弯度叶栅的弯度位置和弯度对叶栅的性能和流场结构都有着较大的影响。本文以变弯度叶栅的弯度为-5°为例说明弯度位置对流场的影响，然后对不同弯度对叶栅性能的影响进行分析。

对弯度位置在距前缘25%、50%和75%弦长及固定叶栅弯度时性能和流场进行数值模拟。图1为-5°弯度时不同弯度位置损失系数对比图。为了便于对比，对固定弯度叶片（为了便于说明，下文中均认为弯度不可调叶片弯度调节位置为0）的安装角调节-5°。可以看出，当弯度位置在50%弦长和75%弦长处时，随着来流马赫数的增大，损失系数逐渐增大，与不进行弯度调节时基本重合；弯度位置在距前缘约25%位置时损失系数最小，随着来流马赫数的增大损失系数先减小后变大，来流马赫数大于0.6时，变弯度位置在25%弦长时损失系数增大较快。

如图2所示，随着来流马赫数Ma1的增大气流转折角呈增大趋势；随着弯度位置逐渐接近前缘气流转折角也随之增大，弯度调节位置为0时气流转折角最大，弯度调节位置为75%弦长时气流转折角最小，即弯度调节位置越接近前缘点，对气流的调节能力越大。如果弯度不可调时可以看作是弯度调节位置在前缘点的极限情况，则弯度调节位置越接近前缘，气流转折角越大，对出口气流的调节能力越大。

由图1可以看出不同弯度位置时各叶栅损失系数很小，可以推断不同来流马赫数时流场较好，没有出现大面积的附面层分离等二次流现象，因而以来流马赫数0.4时为例进行流场和性能分析。图3为来流马赫数0.4时不同弯度位置叶栅表面等熵马赫数沿弦向的分布图，弯度调节位置为0时，叶栅表面等熵马赫数分布比较光滑，除了叶栅前缘和尾缘外，表面等熵马赫数曲线没有出现大的突跃；当叶栅弯度调节-5°时，各叶栅表面等熵马赫数均明显出现突跃，而且突跃点随着弯度调节位置的向后移动而向后移动，这是由于弯度调节时连接处不光滑造成的；并且弯度位置向后移动时，由于气流较为充分，表面等熵马赫数的变化量略微变小。

图4为来流马赫数0.4时不同弯度调节位置时马赫数分布云图，由于调节角度较小，总体上流场差别不大，均未出现明显的附面层分离和二次流现象；随着弯度调节位置向后移动，叶栅吸力面高速区也随之向后移动，特别是弯度调节位置位于25%和50%弦长时，吸力面出现明显的高速区，这是由于弯度调节后在吸力面通道局部突然扩张，增大了叶栅通道气流流通能力，导致出现高速区。但是在弯度调节叶片后半部附近气流速度明显比主流区小，这是由于该通道局部扩张，并且在扩张型通道，亚声速气流压强增大，速度变小。

综上分析，弯度位置在大约25%弦长时能够实现较大的气流转折，损失系数较低，并且该位置非常接近叶型最大厚度处，弯度调节位置选择该点还可以获得较大的结构强度。因此，主要分析25%弦长位置时变弯度叶栅的流场气动性能，并与弯度不可调时进行对比分析。

3结论

本文采用NUMECA里的Fine/Turbo模块对变弯度叶栅进行数值模拟，研究变弯度叶栅不同弯度及不同来流马赫数时的气动流场性能。首先，针对弯度调节-5°不同弯度位置时进行数值模拟，并且以进口马赫数0.4为例进行马赫数云图分析，总结了不同弯度位置时叶栅损失系数和气流转折角随进口马赫数的变化关系，得到最佳弯度位置；然后固定该弯度位置针对不同叶栅弯度和固定弯度叶栅进行数值模拟，对损失系数和气流转折角进行对比分析，再对马赫数分布云图进行对比研究；最后总结不同弯度位置时流场性能的差别及原因，并得出以下结论：

1）表面等熵马赫数在弯度调节位置处出现突跃，随着来流马赫数的增大，突跃量呈增大趋势，但是流场参数的突跃对叶栅损失系数影响较小。

2）随着弯度位置从前缘向后缘移动，气流转折角逐渐变小，即弯度调节位置越接近前缘，对出口气流的调节能力越强；综合考虑叶栅强度，把叶栅弯度调节位置选择在距前缘约25%弦长位置，并且该点接近叶栅最大厚度位置，强度较高。

【参考文献】

[1]刘占民，赵凤声，牟尚军，等.变弯度叶栅的试验研究[J].热能动力工程，1991（3）：113-121.

[2]傅德薰，马延文.计算流体力学[M].北京：高等教育出版社，2002.

[3]张兆顺，崔桂香，许春晓.湍流理论与模拟[M].北京：清华大学出版，2005.

[4]彭泽琰，刘刚，桂幸民，等.航空燃气轮机原理[M].北京：国防工业出版社，2008.

[5]李晓丽，楚武利.安装角变化对多级轴流压缩机性能影响的分析[J].风机技术，2008（5）：27-29.

[6]PAPALIAJ，LAWLESS P B，FLEETER S .Off-design transonic rotor-inlet guide vane unsteady aerodynamic interactions[J].Journal of Propulsion & Power，2014，21（4）：715-727.

[7]李宇红，吕飙，叶大均.大攻角下环形压气机叶栅内三维分离流动特性的研究[J].工程热物理学报，1992（3）：254-260.

[8]王新月.气体动力学基础[M].西安：西北工业大学出版社，2006.

【作者简介】

郭安琪，女，2002年出生，学士，研究方向为飞行器动力工程。

（编辑：于淼）