大攻角范圍超聲壓氣機(jī)葉柵激波波系研究

唐　凱，葛　寧，顧　楊，向宏輝，溫珍榮（.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油6700；.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京006）

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大攻角范圍超聲壓氣機(jī)葉柵激波波系研究

唐凱1，2，葛寧2，顧楊1，向宏輝1，溫珍榮1
（1.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油621700；2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016）

摘要：對超聲壓氣機(jī)葉柵的多攻角工況進(jìn)行試驗(yàn)，利用紋影儀、油流試驗(yàn)及葉片表面等熵馬赫數(shù)分布結(jié)果進(jìn)行對比分析，觀察到大攻角范圍下葉柵激波波系結(jié)構(gòu)發(fā)生了明顯變化。為揭示激波結(jié)構(gòu)變化原因，利用NUAA計(jì)算程序?qū)θ~柵進(jìn)行仿真。研究發(fā)現(xiàn)，大攻角狀態(tài)下葉柵通道中斜激波產(chǎn)生的原因，為前通道激波誘發(fā)附面層分離再附后，氣流為沿葉片表面繼續(xù)流動(dòng)，從而形成斜激波；由于斜激波的增壓降速，導(dǎo)致尾緣激波非常微弱甚至消失。

關(guān)鍵詞：壓氣機(jī)；超聲葉珊；激波；波系結(jié)構(gòu)；附面層；大攻角；試驗(yàn)；數(shù)值仿真

1　引言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)的不斷提高，促使航空發(fā)動(dòng)機(jī)向著高效率、高推重比的方向發(fā)展。作為發(fā)動(dòng)機(jī)核心部件之一的壓氣機(jī)，需向更高級(jí)壓比、更低損失、更寬穩(wěn)定工作范圍發(fā)展［1-2］。當(dāng)前壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中增加級(jí)壓比的主要方法之一，是提高發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口馬赫數(shù)，利用激波增壓。但高的進(jìn)口馬赫數(shù)意味著較高的激波附面層損失，且過強(qiáng)的激波與附面層分離，對壓氣機(jī)效率及穩(wěn)定性十分不利。為降低損失，目前進(jìn)口馬赫數(shù)一般控制在1.5以下。因此，如何在低損失工況下提高來流馬赫數(shù)、合理地利用激波增壓，已成為相關(guān)學(xué)者的研究重點(diǎn)，而對激波波系結(jié)構(gòu)的控制更是重中之重。

目前，國內(nèi)外對于激波的控制只是針對于設(shè)計(jì)工況，并沒有開展大攻角范圍內(nèi)的激波波系結(jié)構(gòu)研究。如國外公布的超聲葉柵主要為ARL-SL19與PAV-1.5葉型數(shù)據(jù)［3］，前者設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為1.61，波系結(jié)構(gòu)為弓形波、前通道激波、λ激波、前通道激波反射波、尾緣準(zhǔn)正激波，其試驗(yàn)數(shù)據(jù)中攻角變化范圍很小；后者設(shè)計(jì)馬赫數(shù)1.5，波系結(jié)構(gòu)為弓形波、預(yù)壓縮波、前通道激波、λ激波、后通道準(zhǔn)正激波，試驗(yàn)中攻角變化范圍為6°，在該攻角范圍內(nèi)波系結(jié)構(gòu)并沒有發(fā)生變化。Weber［4］雖然在多個(gè)攻角下對平面葉柵進(jìn)行了試驗(yàn)，但該葉型設(shè)計(jì)進(jìn)口馬赫數(shù)僅為0.85，沒達(dá)到超聲狀態(tài)。國內(nèi)的研究大多針對馬赫數(shù)0.8～1.2范圍內(nèi)的跨聲速葉柵，少有關(guān)于高馬赫數(shù)下大攻角范圍內(nèi)激波波系結(jié)構(gòu)變化的研究報(bào)道。

為研究超聲葉柵在大攻角范圍下激波的結(jié)構(gòu)與損失機(jī)理，本文開展了某型超聲葉柵的試驗(yàn)研究與理論計(jì)算，探尋了不同攻角下超聲葉柵激波波系結(jié)構(gòu)變化特點(diǎn)和變化原因。

2　試驗(yàn)方案

2.1試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在中國燃?xì)鉁u輪研究院超、跨聲速平面葉柵風(fēng)洞中進(jìn)行。該設(shè)備為暫沖吹入大氣式平面葉柵試驗(yàn)器，可進(jìn)行亞、跨、超聲速壓氣機(jī)和渦輪平面葉柵吹風(fēng)試驗(yàn)。其氣流角可調(diào)范圍為20°～90°，最大流量為22.4 kg/s，穩(wěn)定工作時(shí)間大于4 min［5］。

2.2葉柵試驗(yàn)件

葉柵為某型高超聲葉柵（圖1），展弦比為1.67，稠度為1.91，試驗(yàn)攻角范圍為-1.42°～+6.58°。該試驗(yàn)件由兩側(cè)有機(jī)玻璃柵板、基本葉片及測壓葉片組成。

圖1 葉型簡圖Fig.1 The sketch of the blade airfoil

2.3試驗(yàn)方法

試驗(yàn)時(shí)，根據(jù)試驗(yàn)件設(shè)計(jì)馬赫數(shù)選取對應(yīng)噴管，并通過調(diào)壓閥、放空閥調(diào)節(jié)試驗(yàn)件進(jìn)口馬赫數(shù)。由于試驗(yàn)件為超聲葉柵，試驗(yàn)件前端附面層增厚趨勢明顯，所以在試驗(yàn)件上、下壁面分別進(jìn)行附面層抽吸，并通過監(jiān)測柵前靜壓周期性來調(diào)節(jié)抽吸壓力。通過調(diào)節(jié)圓盤角度改變進(jìn)口氣流角。

2.4測試方法

葉柵風(fēng)洞壓力和溫度使用常規(guī)PSI電子掃描閥、VXI總線等系統(tǒng)采集，尾跡采用三孔楔形探針測量，激波的存在使用紋影儀測量。由于受設(shè)備空間限制，紋影儀所用光路需經(jīng)過主反射鏡多次傳遞，直到在相機(jī)上清晰成像。另外，對相同來流馬赫數(shù)、不同攻角的典型工況，采用油流顯示進(jìn)行數(shù)據(jù)捕獲。

3　試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

圖2為設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下不同攻角（i）時(shí)的葉柵紋影圖。可見，該葉柵波系由弓形波、前通道激波、前通道激波反射波及后通道激波構(gòu)成；隨進(jìn)口攻角的減小，弓形波位置基本不變。在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下，6.58°攻角時(shí)葉片吸力面有明顯的λ激波出現(xiàn)，在其他角度下并不明顯；只在此角度下發(fā)現(xiàn)葉片吸力面50%弦長處出現(xiàn)一斜激波。

為證實(shí)上述斜激波的存在，做出兩組工況下葉片表面等熵馬赫數(shù)（以試驗(yàn)馬赫數(shù)與設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的相對值表示）的分布圖，見圖3。可見，6.58°攻角時(shí)，在壓力面50%弦長處速度驟降，表明此種情況下確實(shí)存在一道激波入射到壓力面上；而0°攻角時(shí)，葉片壓力面50%弦長處也出現(xiàn)了速度驟降。為判斷其速度驟降是由前通道激波反射波引起還是由斜激波引起，對該典型工況進(jìn)行油流試驗(yàn)。圖4示出了兩種工況下的葉片油流照片。可見，6.58°攻角時(shí)，吸力面附面層在40%弦長處發(fā)生分離，而壓力面附面層從前緣開始分離一直持續(xù)到33%弦長處，附面層再附后，在約65%弦長處又發(fā)生了較弱分離；0°攻角時(shí)，葉片吸力面附面層在90%弦長處發(fā)生分離，壓力面附面層則在70%弦長處發(fā)生分離。這說明當(dāng)攻角增大時(shí)，吸力面的激波發(fā)生點(diǎn)前移，并且導(dǎo)致其壓力面的激波入射點(diǎn)前移，從而造成了壓力面速度驟降。

圖3 葉片表面等熵馬赫數(shù)分布圖Fig.3 The Mach number distribution of the blade surface

圖4 設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下葉片油流圖片F(xiàn)ig.4 Surface oil flow visualization pictures at design inlet Mach number

圖5 不同攻角主要波系結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Shock wave system of different attack angle

對比分析圖2～圖4可得出，不同攻角時(shí)的主要波系結(jié)構(gòu)如圖5所示。可見，攻角范圍變化時(shí)葉柵的波系結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生明顯變化，大攻角狀態(tài)下通道中出現(xiàn)了一道斜激波。

4　數(shù)值計(jì)算及分析

為探尋不同攻角下激波波系結(jié)構(gòu)變化原因，對該葉柵S1流面進(jìn)行了CFD數(shù)值計(jì)算。計(jì)算采用自開發(fā)NUAA程序，通過NUAA程序網(wǎng)格前處理，生成平面葉柵H-O-H網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)共44 932。求解N-S方程采用雷諾平均模擬，使用的S-A一方程模型為渦粘封閉模型，對同一進(jìn)口馬赫數(shù)下多個(gè)攻角工況進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算過程中給定進(jìn)口總壓、進(jìn)口總溫、進(jìn)口等熵馬赫數(shù)、進(jìn)口速度方向與出口背壓，葉片表面采用無滑移邊界條件，流道側(cè)面采用周期性邊界條件，物性條件按照理想空氣進(jìn)行計(jì)算。

圖6示出了各攻角下的馬赫數(shù)等值線分布，圖7給出了6.58°攻角時(shí)葉片表面等熵馬赫數(shù)計(jì)算值與試驗(yàn)值的對比。可見，雖然試驗(yàn)和計(jì)算得到的葉片表面馬赫數(shù)絕對值有所差異，但其變化趨勢一致，對激波結(jié)構(gòu)的捕捉不會(huì)帶來影響。圖6顯示i=6.58°時(shí)，激波波系與其他兩組工況有所差別。結(jié)合圖7和圖4（b）可發(fā)現(xiàn)，葉片壓力面約6%弦長處的速度驟降，是因?yàn)榍巴ǖ兰げǚ瓷洳ㄔ趬毫γ嬉鹆烁矫鎸臃蛛x，受分離作用的影響，激波后高壓區(qū)向前傳遞距離達(dá)到附面層厚度的幾百倍［6］；此外，由于高壓區(qū)前傳，葉片表面流線凸起，便在壓力面形成了明顯的λ激波。25%弦長處的速度驟降是氣流經(jīng)過λ激波后支的緣故。在此之后，附面層再附，由于葉型及通道的原因，氣流在壓力面33%弦長處開始加速。60%弦長處速度又一次驟降，是因?yàn)槲γ娲嬖谛奔げā８鶕?jù)圖6（a）可看出，此斜激波位于吸力面λ激波引起的分離泡后端，主要原因是在分離泡的后端氣流需改變流向，沿葉片表面流動(dòng)而形成。而在較小正攻角下，前通道激波反射波明顯，且在壓力面形成λ激波，在設(shè)計(jì)攻角及較小負(fù)攻角下，只產(chǎn)生反射激波及尾緣激波，均未出現(xiàn)斜激波。

尾緣激波的變化是因?yàn)榇蠊ソ菭顟B(tài)下，氣流經(jīng)過前通道激波后發(fā)生了嚴(yán)重的附面層分離，氣流偏離葉片表面流向較多，附面層再附后會(huì)產(chǎn)生一道斜激波；且由于此斜激波的存在，葉片吸力面表面馬赫數(shù)驟降，無法在尾緣形成或只形成很弱的尾緣激波。而在小攻角及負(fù)攻角下，葉片吸力面附面層分離較弱或不發(fā)生附面層分離，便不會(huì)產(chǎn)生此道斜激波，其馬赫數(shù)不會(huì)降低，因此在尾緣形成尾緣激波。

圖6 不同攻角下的馬赫數(shù)等值線分布圖Fig.6 The contour map of the Mach number at different attack angle

圖7 6.58°攻角時(shí)葉片表面等熵馬赫數(shù)分布對比圖Fig.7 The comparison of the blade surface Mach number distribution at i=6.58°

5　結(jié)論

（1）攻角的改變會(huì)造成葉珊激波波系結(jié)構(gòu)發(fā)生顯著變化。大攻角狀態(tài)下，前通道激波引起的葉片吸力面附面層分離及再附是形成斜激波的關(guān)鍵因素，而斜激波的增壓降速，會(huì)導(dǎo)致尾緣激波變?nèi)跎踔料АＰ」ソ羌柏?fù)攻角狀態(tài)下，激波結(jié)構(gòu)基本不發(fā)生變化，只是激波強(qiáng)度與激波位置有所差異。

（2）高馬赫數(shù)葉柵在大攻角狀態(tài)下其增壓能力及性能明顯異于其他工況。大攻角狀態(tài)對應(yīng)于壓氣機(jī)近喘工況，合理控制大攻角范圍下的激波波系結(jié)構(gòu)或保持原有激波波系結(jié)構(gòu)至大攻角工況，可為提高高級(jí)壓比、高馬赫數(shù)壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作裕度及效率提供巨大幫助。

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Investigation on the shock wave system of supersonic compressor cascade at different attack angle

TANG Kai1，2，GE Ning2，GU Yang1，XIANG Hong-hui1，WEN Zhen-rong1
（1. China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621700，China；2. College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

Abstract：An experiment on supersonic compressor cascade at different attack angle was carried out. By comparing with the results on the schlieren apparatus，oil flow visualization and surface Mach number distri?bution，a conclusion was made that the structure of the shock wave system changed a lot at high attack an?gle. To explain the reasons，CFD based on NUAA program was used. The results revealed that the oblique shock wave was caused when boundary layer separated and reattached，the air flowed along the blade sur?face. The trailing edge shock wave got weak or even disappeared after the velocity decreased by the oblique shock wave.

Key words：compressor；supersonic cascade；shock wave；wave system structure；boundary layer；high attack angle；experiment；numerical simulation

中圖分類號(hào)：V232.4

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1672-2620（2016）02-0012-04

收稿日期：2015-02-10；修回日期：2016-04-01

作者簡介：唐凱（1988-），男，四川江油人，碩士，主要從事壓氣機(jī)及葉柵試驗(yàn)技術(shù)研究。