變稠度串列葉柵流場試驗研究

2021-05-18 02:28:36代秋林劉志剛趙建通劉劍鵬

實驗流體力學 2021年2期

代秋林, 劉志剛, 張斌, 唐凱, 趙建通, 劉劍鵬

1.中國航發四川燃氣渦輪研究院, 四川綿陽 621000;2.江蘇金陵智造研究院有限公司, 南京 210006

0 引言

隨著風扇壓氣機葉片負荷的增加，在苛刻的氣動條件下，流動更加容易發生分離，流動損失增大，壓氣機穩定工作裕度明顯降低，常規的葉型設計已不能滿足高效高負荷壓氣機的需求。與常規葉型相比，串列葉柵在高負荷條件下的性能優勢更為明顯。國內外研究表明，采用串列設計能有效降低單排葉片負荷，抑制葉片表面的氣流分離，提高壓氣機穩定工作范圍[1-4]。Sanger[5]研究了不同幾何參數變化對串列葉柵性能的影響，結果表明：弦長等不同的幾何參數對葉柵影響各有不同，當串列葉柵采用合理的幾何參數時，其損失系數明顯低于常規葉柵。2010年，Hasegawa等[6]為某單級跨聲速風扇設計了串列轉子并進行了試驗研究，結果表明該風扇的設計點壓比達到了2.2。在跨聲速風扇中，葉片表面通道激波和附面層相互作用易產生強氣流分離，而在采用串列葉柵設計的情況下，前、后葉片間的葉柵間隙導流將使激波后的氣流分離得到控制，使得采用串列葉柵設計技術的葉片可獲得更大的氣流偏轉和更高壓比而又不增大其流動損失。跨聲速串列葉柵抑制流動分離原理如圖1所示。

圖1 常規葉片和串列葉片流場示意圖[6]Fig.1 Transonic flow in normal cascade and tandem cascade

在國外，串列葉片技術早已應用于多種航空發動機的軸流式風扇/壓氣機靜子中，例如GE J-79壓氣機、霍尼韋爾研制的先進單級低壓壓氣機等。在國內，南京航空航天大學多年來對串列葉柵進行了大量的研究，對已見報道的一些國外航空發動機中應用的串列葉柵進行過摸底試驗等工作，包括低速吹風試驗和高亞聲速吹風試驗；研究表明在來流為跨聲速的情況下，激波與流道附面層的相互作用使得流動很容易分離，采取串列葉柵的設計可利用其通道縫隙流動來抑制激波與流道相互作用帶來的流動分離[7-9]。李紹斌等[10]采用數值模擬方法對串列葉柵后排靜葉的周向位置對壓氣機性能影響進行了研究，表明后排葉片處于不同周向位置時級性能和葉柵性能的變化趨勢不同；出現級性能最佳時葉柵性能相對較差的情形。單樹軍等[11]對按不同擴壓因子設計的一系列串列葉柵進行了6種周向布局的后排葉片對高負荷葉柵性能的影響研究，發現周向布局可以改變葉柵通道擴張規律從而改變流場壓力分布，影響葉柵損失系數；周向偏距增大，前排負荷增加，后排負荷降低；增大周向偏距可減小串列葉柵前后排損失。這表明后排葉片周向位置的變化會對葉柵性能產生明顯的影響;相應地，前后排葉片不同的相對軸向位置也對葉柵性能有一定的影響。沈淳等[12]開展了軸向相對位置對串列葉柵氣動性能影響的數值研究，研究了5種不同相對軸向位置串列葉柵流場，結果表明合理的軸向位置可以降低逆壓力梯度，減緩附面層發展；減弱前后排葉片尾跡摻混帶來的總壓損失，增強流通能力和擴壓能力。

國內外已有研究表明，合理的布局可以使串列葉柵表現出較常規單列葉柵更優的性能；但已有的串列葉柵研究多為前后排葉片的數量相同，少有不改變后排葉片葉型而改變其稠度對葉柵性能影響的研究見報道；且國內已見報道的研究數值分析方面較多，試驗研究相對較少。本文研究對象與常規的串列葉柵有所不同，后排葉片幾何尺寸較前排葉片更小；除后排葉片稠度不同外，2套試驗葉柵的其他設計參數均相同，一套葉柵的后排葉片稠度為另一套的2倍，較大的后排葉片稠度為1.803；前后2排葉片在軸向位置上無重疊。為研究后排葉片稠度和相對位置對葉柵性能的影響，本文分析了不同周向位置對后排葉片葉型性能的影響，開展了2種后排葉片稠度對串列葉柵性能和流場影響的試驗研究。

1 試驗簡介

本研究在中國航發四川燃氣渦輪研究院SB301超、跨聲速平面葉柵風洞上進行。為研究后排葉片堵塞程度、稠度、周向位置對葉型性能的影響，設計了包含和不包含幾何上位于前排葉片尾跡主流區的后排葉片的2套葉柵，并進行了吹風試驗。本文將后排葉片稠度較大的試驗葉柵稱為葉柵A，將后排葉片稠度較小的試驗葉柵稱為葉柵B，葉柵B的結構形式更接近于常規的串列葉柵。葉柵A后排葉片數量為前排葉片的2倍，其周向位置相對于前排葉片可分為2種，一種是幾何上大致位于前排葉片中弧線在尾緣處切線延長線區域(下稱：Blade 1)，另一種是幾何上位于前排葉片槽道后方中間區域(下稱：Blade 2)；葉柵B與葉柵A設計參數相同，區別僅在于葉柵B后排葉片數量與前排葉片相同，僅具有Blade 1，其后排葉片稠度為葉柵A的一半。葉柵葉型簡圖以及主要幾何參數分別見圖2和3，其中角度均指與額線方向夾角。

圖2 尺寸定義Fig.2 Definition of geometrical parameters

試驗時取靠近葉柵流道中部的2個前排葉片和4個后排葉片作為測壓葉片，壓力面和吸力面測點分別布置在2個葉片上，相對分布，使其夾成一個葉柵槽道。試驗進口總壓在穩壓箱內測量，進口靜壓通過位于葉柵中部距離葉片前緣額線10 mm的柵前壁面靜壓孔測得；在葉柵出口中間通道(50%葉高)后一定距離處，用楔形三孔探針沿額線方向每隔一定距離測取一個點，測量前排葉片一個柵距內的柵后流場；然后利用探針校準曲線插值求出各點的總壓p2t、靜壓p2、出口氣流角β2、出口馬赫數Ma2和總壓損失系數ω等性能參數。

圖3 葉型簡圖(左側為葉柵A，右側為葉柵B)Fig.3 Tandem cascade profile(the left is A and the right is B)

2 試驗結果及分析

本文針對試驗葉柵特點進行了大量的吹風試驗，選取其中比較典型的試驗結果進行分析和說明，以獲得更為直觀和簡明的結果。

本文中出現的尾跡分布圖、X系數分布圖、葉片表面馬赫數分布圖橫坐標為無量綱化的距離坐標；其中，尾跡分布圖、X系數分布圖等橫坐標總距離為一個大葉片柵距t，葉片表面馬赫數分布圖橫坐標為相對弦長坐標(即葉片表面測點坐標x與葉片弦長b的比值)。文中的氣流角度β1為氣流與葉柵額線的夾角。故在試驗結果中，進口氣流角數值較小的一側為正攻角，較大的一側為負攻角。

2.1 葉柵A試驗結果分析

葉柵試驗中，通常根據探針采集的一個柵距內的總壓恢復系數σ(見式(1))分布情況分析柵后流場的流動損失分布。為便于對比分析，將尾跡分布圖的縱坐標處理為包含葉柵A在Ma1=0.80、β1=28.8°狀態下柵后總壓恢復系數平均值σt的系數。

(1)

圖4和5分別為Ma1=0.80、0.95時葉柵A在不同氣流角度β1下的柵后總壓恢復系數沿周向分布規律。結合試驗葉柵結構特點和圖4、5可以看出，吹風試驗獲得的總壓恢復系數沿周向分布情況較為準確地反映了葉柵后排葉片數量比前排大一倍的結構特點。氣流受前排葉片影響，產生了沿周向呈周期性分布的“大”尾跡系，而后經后排處于不同位置處的葉片共同對流場進行作用，使最終的“大”尾跡中呈現出2個“小”尾跡的現象；而常規串列葉柵的尾跡分布通常為一個“深而寬”的“大”尾跡。圖4和5的試驗結果從一定程度上體現了不同位置處的后排葉片對流場的影響。

圖4 Ma1=0.80總壓恢復系數周向分布Fig.4 Circumferential distribution of total pressure recovery coefficient at Ma1=0.80

圖5 Ma1=0.95總壓恢復系數周向分布Fig.5 Circumferential distribution of total pressure recovery coefficient at Ma1=0.95

葉片表面等熵馬赫數分布是分析試驗中葉片表面流場的重要依據。為便于分析葉型負荷大小及其分布情況，通常將吸力面等熵馬赫數Mais和壓力面等熵馬赫數Map繪制在同一張圖上。本文中的葉片表面馬赫數分布圖的縱坐標均處理為包含葉柵A設計進口馬赫數Ma0的系數。

圖6為進口馬赫數Ma1=0.80時葉片表面等熵馬赫數隨進口氣流角變化的分布情況，其中，28.8°為設計進口氣流角。為便于分析氣流在葉柵槽道中的流動情況并與后文比較，圖中將前排大葉片和后排小葉片表面馬赫數視作同一葉片的試驗結果給出，圖中0.6倍弦長以前的試驗數據為大葉片數據，0.7倍弦長以后的試驗數據為小葉片數據。為便于與后文葉柵B相應試驗結果對比，圖中后排葉片表面馬赫數取Blade 1的表面等熵馬赫數。在非堵塞情況下，隨著進口氣流角的增大，前排葉片吸力面的馬赫數峰值逐漸增大且峰值點位置后移，前排葉柵出口馬赫數提高，對應的后排葉柵進口氣流速度也有所增大，因此后排葉片表面馬赫數隨著進口氣流角的增大也呈增加趨勢。

圖6 Ma1=0.80葉片表面馬赫數分布Fig.6 Isentropic Mach number distribution at Ma1=0.80

圖7～9給出了不同進口氣流角和進口馬赫數下不同位置后排葉片的表面馬赫數對比情況。由圖可知，2種葉片的表面馬赫數分布沿弦長變化趨勢基本一致，吸力面處Blade 1葉片的表面馬赫數大于Blade 2，壓力面處則相反；總的來說，Blade 1葉片壓力面與吸力面的馬赫數之差較Blade 2大，即該葉片負荷和加功能力較強。從后排葉片的葉片表面馬赫數分布規律來看，葉柵A所有已試攻角范圍內，后排小葉片均處于較大的正攻角進氣狀態；其正攻角程度在葉柵進口氣流角由正攻角向負攻角變化過程中越來越明顯，甚至在吸力面出現了流動分離的現象，這會導致葉柵總體性能的下降。

圖7 設計角不同位置葉片表面馬赫數對比(Ma1=0.80, β1=28.8°)Fig.7 Isentropic Mach number distribution comparison at Ma1=0.80, β1=28.8°

圖8 正攻角不同位置葉片表面馬赫數對比(Ma1=0.95, β1=25.0°)Fig.8 Isentropic Mach number distribution comparison at Ma1=0.95, β1=25.0°

圖9 負攻角不同位置葉片表面馬赫數對比(Ma1=0.75, β1=30.0°)Fig.9 Isentropic Mach number distribution comparison at Ma1=0.75, β1=30.0°

鑒于葉柵結構無法使用探針單獨測量前排葉片的工作狀態，為詳細地研究葉柵槽道流場尤其是后排葉片進口流場受前排葉片的影響情況，在Ma1=0.80、β1=28.8°狀態下開展了油流試驗，其結果如圖10所示。由圖可知，Blade 1進口氣流實際上來自于前排葉片主流區，其進口氣流速度高于位于前排葉片尾跡區氣流中的Blade 2葉片，因此其負荷更高。隨著工況的變化，前排尾跡寬度和周向位置會發生變化，后排Blade 1和Blade 2葉片的來流也會發生改變，因此在雙排串列葉柵設計中應根據葉柵的工作狀態及設計目標優化后排葉片相對前排葉片的位置，優化其在前排葉片出口氣流的工作狀態，減小其導致的流動分離，使其性能在重要狀態下達到最優。

圖10 葉柵A油流照片Fig.10 Oil flow pictures of cascade A

同時，油流試驗結果較為清楚地顯示了該狀態下后排葉片的工作情況。不同位置的后排葉片工作狀態明顯不同，氣流經前排葉片槽道后速度逐漸降低，流至后排葉片前緣附近時，形成了明顯的堵塞現象；而后排葉片對其產生較為明顯的加速效果，形成了明顯的低速氣流和高速氣流分界線，氣流在后排葉片作用下進一步改變流動方向，后排葉片的存在一定程度上加速了流場尾跡的摻混。結合尾跡數據分析，葉柵A與常規串列葉柵相比,由于其尾跡深度較小且“大”尾跡內氣動參數差異相對較小，可以推測其出口氣流的速度相對更為均勻，一定程度上起到了改善流場的作用。

2.2 葉柵B試驗結果分析

圖11和12為葉柵B不同進口馬赫數下總壓恢復系數沿周向分布圖。由圖可知，總壓恢復系數分布與常規葉柵較為相似；與葉柵A相比，相同試驗狀態下，曲線上方的面積相對較小，這在一定程度上說明葉柵B的損失較葉柵A小，表明較大的后排葉片稠度導致了葉柵A的堵塞及相應流場和工作狀態的惡化，還表明Blade 2對串列葉柵的尾跡分布(形狀)影響較為明顯。

圖13給出了進口馬赫數Ma1=0.80下葉片表面馬赫數隨進口氣流角的變化情況。由圖可知β1=26.0°和27.0°時葉片表面馬赫數分布趨勢保持一致，僅在數值上有所差別；當進口氣流角β1=28.8°時，表面馬赫數分布出現較大程度的變化，前排葉片在20%弦長后馬赫數沿弦長呈上升趨勢，后排葉片的馬赫數遠大于其他兩個角度，工作狀態惡化較為明顯，正攻角程度也更為明顯。

圖12 Ma1=0.95葉柵B總壓恢復系數分布Fig.12 Distribution of total pressure recovery coefficient at Ma1=0.95(cascade B)

圖13 Ma1=0.80葉柵B葉片表面等熵馬赫數分布Fig.13 Isentropic Mach number distribution variation with inlet angle at Ma1=0.80(cascade B)

2.3 兩葉柵試驗結果對比

圖14～16為不同工況下2葉柵的葉片表面馬赫數分布對比圖。由圖可知，后排葉片稠度的改變對前排葉片的影響相對較小，而對后排葉片的影響較大，特別是在峰值點前。對于后排葉片壓力面而言，葉柵B的馬赫數均低于葉柵A。設計攻角下葉柵A的峰值點馬赫數相對較大，峰值點后氣流總體速度略高于葉柵B，這可能帶來更大的氣動損失和更早的流動分離；在非設計攻角下，葉柵B后排葉片的做功能力優于葉柵A。

圖14 設計角下表面馬赫數對比(Ma1=0.80, β1=28.8°)Fig.14 Isentropic Mach number distribution comparison at Ma1=0.80, β1=28.8°

圖15 負攻角下表面馬赫數對比(Ma1=0.75, β1=30.0°)Fig.15 Isentropic Mach number distribution comparison at Ma1=0.75, β1=30.0°

圖16 正攻角下表面馬赫數對比(Ma1=0.95, β1=26.0°)Fig.16 Isentropic Mach number distribution comparison at Ma1=0.95, β1=26.0°

本文在給出葉柵總性能參數分布圖時，均將其縱坐標處理為包含葉柵A在Ma1=0.80、β1=28.8°狀態下對應的總性能參數的系數，分別為總壓損失系數ω0、總壓恢復系數σ0、進出口靜壓比π0和柵后出口氣流角β20。

總壓損失系數ω是表征基元葉型設計好壞的主要參數，通常作為表征葉柵性能的綜合性參數給出；總壓恢復系數σ則用于分析葉柵進出口總壓損失情況。圖17和18分別為進口馬赫數0.80和進口氣流角28.8°時總壓損失系數的變化情況，圖19和20則是上述狀態下的總壓恢復系數的變化情況。由圖可知總壓損失均隨著進口馬赫數的增大而呈增大趨勢，葉柵B的總壓損失小于葉柵A。葉柵A的總壓損失隨進口氣流角的增大而增大，在正攻角范圍內增大的趨勢較緩，當進口氣流角大于28.0°、攻角由正轉為負時，損失急遽增大，甚至堵塞進入渦輪工作狀態(數值上反映為損失系數超過1.0)。結合油流照片分析可知，總壓損失系數的增大與后排葉片實際進口氣流狀態有關，其實際進氣狀態為較大的正攻角進氣，從而導致后排葉片出現較為嚴重的吸力面氣流分離；這在一定程度上也解釋了葉柵B在正攻角范圍內的損失與葉柵A相近，而近負攻角時損失系數明顯小于葉柵A的現象——減少了分離更為嚴重的Blade 2。結合葉片表面馬赫數分析，葉柵A和葉柵B前排葉片工作狀態相近，且未出現流動分離；故兩葉柵的流動損失由前排葉片的激波損失、后排葉片的吸力面流動損失以及摻混損失構成。葉柵A后排葉片數為葉柵B的2倍，導致后排通道面積變小、堵塞增大，葉型損失增加，影響了整個葉柵的性能，是葉柵A損失大于葉柵B的一個原因。

圖17 總壓損失系數隨進口氣流角變化Fig.17 Total pressure loss coefficient variation with inlet angle

圖18 總壓損失系數隨進口馬赫數變化Fig.18 Total pressure loss coefficient variation with inlet Mach number

圖19 總壓恢復系數隨進口氣流角變化Fig.19 Total pressure recovery coefficient variation with inlet angle

圖20 總壓恢復系數隨進口馬赫數變化Fig.20 Total pressure recovery coefficient variation with inlet Mach number

(2)

(3)

葉柵進出口靜壓比π用于考察壓氣機葉型的加壓能力。壓氣機葉柵的靜壓比應大于1，然而本次試驗由于通道氣流堵塞而導致壓氣機葉柵處于渦輪工作狀態，出現靜壓比小于1的工作點。由圖21和22可見，隨著進口馬赫數和進口氣流角的增大，靜壓比逐漸降低，葉柵B的靜壓比略小于葉柵A。

圖21 壓比隨進口氣流角變化Fig.21 Pressure ratio variation with inlet angle

為驗證前文關于柵后流場均勻性的分析，結合圖4、5、10、11和12可知，在出口探針測量截面上，葉柵A的出口流場壓力和速度較葉柵B更為均勻。圖23給出了一個柵距內葉柵出口馬赫數與其平均值差值平方X的分布，葉柵A和葉柵B在一個柵距內的出口馬赫數均方根偏差分別為0.112和0.266。圖24給出了Ma1=0.80狀態下不同進氣角下的葉柵出口氣流角分布，葉柵A出口氣流角β2變化范圍相對較小，其對出口氣流角的控制相對較好。這在一定程度上說明葉柵A的出口流場較葉柵B更為均勻。