叶根自主引气射流结构对压气机叶栅性能的影响

Influence of blade root self-induced jet structure on compressor cascade performance

摘要

为了抑制存在于压气机的角区分离现象，提高发动机的工作性能，基于NACA48-K65的压气机模型，设计了叶根自主引气射流模型结构。通过数值模拟，研究不同位置及不同高度比的叶根自主引气射流结构方案对压气机叶栅气动性能和流场结构的影响，确定最利于总压损失系数降低的方案。研究结果表明，开设叶根自主引气射流结构能够有效削弱吸力面壁面涡强度，抑制角区分离沿节距和叶高方向范围，降低叶栅的流动损失。开设位置的后移会导致控制效果减弱，高度比的增大使得抑制能力先增强后下降，最佳方案能够有效地将总压损失系数降低10.5%。

Abstract

To suppress the corner separation phenomenon existing in the compressor and improve the working performance of the engine， based on the NACA48-K65 compressor model， the structure of the blade root self-induced jet structure was designed. By numerically simulating the influence of different opening positions and different height ratios of the blade root self-induced jet structure on the aerodynamic performance and flow field structure， the scheme most conducive to reducing the total pressure loss coefficient was determined. The results show that the blade root self-induced air jet structure can effectively weaken the vortex strength of the suction wall， suppress the corner separation along the pitch and blade height direction， and reduce the flow loss of the cascade. The backward movement of the opening position will lead to a gradual weakening of the control effect. Increasing the height ratio will increase the suppression capability first and then decrease it. The optimal scheme can reduce the total pressure loss coefficient by 10.5 %.

关键词

叶根自主引气射流结构 / 压气机叶栅 / 角区分离 / 流场结构 / 总压损失

Key words

blade root self-induced jet structure / compressor cascade / corner separation / flow field structure / total pressure loss

航空发动机是飞机的“心脏”，提高航空发动机的推质比始终是研究人员的研究重点^［1］。当前现有技术主要通过提高单级增压比、减少压气机级数的方式来降低发动机的质量，实现推质比的提高。然而，此类技术造成单级负荷和叶片弯度增大，从而进一步加剧了原本存在于压气机的角区分离现象。压气机作为航空发动机的三大核心部件之一，其性能和稳定性对整机的工作和运行具有极为重要的意义^［2］，因此解决角区分离现象已成为关键问题。

当前，解决角区分离问题的主要方式可大致分为两类：一是主动流动控制技术，常见的方式有附面层抽吸^［3］、等离子体激励^［4］和端壁射流^［5］等，其工作原理在于借助具备特定功能的设备，将堆积在角区的气体吸入或吹除，但是面临着主动技术设备安装和维护工程量大的问题；二是被动流动控制技术，常见的方式包括涡流发生器^［6］、端壁翼刀^［7］、非轴对称端壁^［8］、弯掠叶片技术^［9］等，这些方式的实现均需要对叶型进行二次设计，且具有较高的复杂性和不确定性。由此可见，尽管上述两类方式在理论层面能够解决问题，但是也存在不可忽视的工程难题。

针对压气机叶栅角区分离现象，国内外研究人员开展了大量研究。Kinoue等^［10］研究了不同角度的错列角对叶栅性能的影响，发现了不同的错列角会使气体堆积位置发生变化。Wang等^［11］证实了叶片开槽技术可以控制激波诱导的角区分离。Guo等^［12］在高负荷吸力面构建了仿生叶肋，使得通道涡的强度和尺寸都有所减小，损失降低高达9.87%。崔伟伟等^［13］提出了叶根倒角结构，抑制了尾缘附近的分离现象。李晓东等^［14］通过在端壁开设凹槽，使得总压损失系数最大降低8.08%。王博等^［15］设计了L型凹槽结构并进行了尺寸的确定，获得了更加理想的控制效果。孙叔贤等^［16］基于自主设计的压气机叶栅，设计了叶身/端壁融合、涡流发生器及两者复合调控共3种被动控制方案，在低速叶栅风洞中完成了不同攻角与流速下速度场的详细测量，得到了控制角区分离的最佳改型方案。

综上所述，对压气机叶栅进行合理的改型能够有效地降低总压损失系数，抑制角区分离现象的发生，这对于提高压气机的性能具有极为重要的意义。因此，本文提出了一种连通压力面和吸力面的自主引气射流结构，通过数值模拟方法研究引入该结构的总压损失系数和流场结构的变化，探究能够有效抑制角区分离、显著提升发动机工作性能的最佳结构位置和最佳结构高度比。

1 研究对象和数值方法

1.1 研究对象

本文选取叶型为高负荷压气机平面叶栅（NACA65-K48模型），其几何参数示意图如图1所示，具体参数如表1所示。

1.2 自主引气射流结构开设方案

如图2所示，该方案在叶片根部开设一个连通压力面和吸力面的自主引气射流结构，可以将气体从压力面引入吸力面角区。其中，LE为叶栅前缘，TE为叶栅尾缘，Hub为轮毂高度，结构高度为h。该结构方案利用切向与进口气流角方向相同的平面，将叶片沿着弦向分割成20等份。在保证叶片前缘和尾缘结构光滑平整的前提下，从第2个截面开始，以每2份叶型截面厚度为间隔，设计了5种如图3所示的位置方案。

1.3 网格划分及无关性验证

使用ICEM对原型叶栅和射流结构实施网格划分，整个计算域为结构化网络，并且为了保证计算的精确性，在叶片附近利用O型网络进行加密。为保证叶栅叶表附近的y+约等于1，对端壁及叶表附近进行网格加密处理，如图4所示。利用剪切应力传输（shear stress transport，SST）湍流模型对雷诺平均Navier-Strokes方程进行封闭。将计算域两侧交界面设置为周期性边界，进口为压力入口，设置来流总温为320 K，参考实际工况将进口总压设置为沿叶高分布，如图5所示。出口设置为压力出口，给定静压和温度分别为101.325 kPa和288 K；定义叶栅尾缘后0.6c处为出口截面。由于上表面属于对称边界，因此仅对半叶高进行计算以减小计算量，其他面均为光滑、绝热、无滑移壁面。

使用式（1）计算不同网格数量下的总压损失系数Cpt，以进行网格无关性验证。

\mathrm{C} \mathrm{p} \mathrm{t} = \frac{p_{\mathrm{i}\mathrm{n}}^{*}-p^{*}}{p_{\mathrm{i}\mathrm{n}}^{*}-p_{\mathrm{i}\mathrm{n}}} （1）

式中： p_{\mathrm{i}\mathrm{n}}^{*}为叶栅进口面质量流量平均总压； p_{}^{*}为流场内任意一点总压； p_{\mathrm{i}\mathrm{n}}^{}为进口面质量流量平均静压。

通过图6的网格无关性验证结果可以看出，当网格数小于102万时，结果存在较大的误差；当网格数大于102万时，可以使总体的误差控制在5%以内。因此，为了提高计算效率，最终选择的网格划分数量为102万。

1.4 数值方法验证

本文所使用的数值计算方法的准确性已在先前研究中^［17-18］得到验证。通过叶栅实验得到的叶栅吸力面油流与数值模拟得到的吸力面速度极限流线进行对比，如图7、8所示。从图7、8可以看出，数值计算得到的吸力面角区分离的起始位置及分离泡的范围与实验结果基本吻合，从而验证了数值模拟方法具有较高的准确性。

2 结果分析

2.1 不同位置方案对压气机叶栅性能影响

为探究叶根自主引气射流结构对压气机叶栅性能影响，比较不同开设方案对总压损失系数的影响。本文将该结构在压力面的高度设定为5 mm，吸力面和压力面的高度比为3∶5，开设如图3所示的5个位置方案。

图9为不同位置方案总压损关系数图，ORI为原型方案。通过图 9分析可得，相较于原型叶栅，仅方案1实现了总压损失系数的降低，且降低至10.5%。而其他方案导致总压损失系数增大。表2为不同开设位置方案的吸力面出口面平均流量和平均速度。由表2 可以看出，伴随着开设位置向尾缘移动，吸力面的流量和速度呈现下降的趋势，其中方案1可以确保较大的流量和速度，能够更有效地抑制角区分离。

不同位置方案自主引气射流结构对总压损失系数的影响沿叶高分布如图10所示。由图10可知，在30%叶高以上区域，不同位置的开设方案对总压损失系数未产生显著影响，且与原型叶栅具有相似的变化趋势。而在10%叶高以下区域，除了方案2和方案3外，其余3种方案均展现出较好的抑制能力，且彼此相差不大。然而，在10%~30%区域，曲线变化趋势较复杂，方案1总体呈现出较优的控制效果。因此，方案1为开设自主引气射流结构的最佳位置方案。

不同位置方案自主引气射流结构的总压损失云图如图11所示。由图11可知，原型叶栅在吸力面与端壁形成的角区存在明显的高压损失区域。在设计的5个方案中，只有方案1将结构开设在了角区分离的主要发生区域，从而缩小了高压损失区的面积范围。随着结构开设位置向尾缘移动，高压损失区的面积范围先增大后减小，但均大于原型叶栅的高压损失区面积范围。由此可知，方案1对角区高损区沿叶高范围的抑制作用最为显著。

为探究不同位置方案的出口气流角沿叶高发展状况，定义出口气流角为β。图12为不同位置方案出口气流角沿叶高分布图。由图12可以看出，在叶高10%H以下及35%H~50%H的区域，不同方案的出口气流角近乎一致，在10%H~35%H的叶高范围，其他方案的出口气流角相较原型偏离了理想的垂直状态。而在方案1中，出口气流角明显呈现出了相较原型更趋近于垂直的状态，具有最为理想的控制效果。

2.2 不同高度比方案对压气机叶栅性能的影响

基于上述不同位置方案对压气机叶栅性能影响的研究，以方案1的位置方案为基础，研究不同高度比的自主引气射流结构的作用效果，如图13所示，不同方案的高度比如表3所示。

使用式（2）计算不同方案的高度比。

\tau = \frac{h_{\mathrm{2}}}{h_{\mathrm{1}}} （2）

式中：h ₁为自主引气射流结构在压力面的高度；h ₂为自主引起射流结构在吸力面的高度。

不同高度比方案的总压损失系数如图14所示。由图14可知，随着自主引气射流结构高度比增加，总压损失系数呈先增加后减小的趋势。当结构高度比超过3∶5时，由于结构体积较大导致了较多的气体泄漏，反而增加了总压损失系数。结构高度比3∶5为最佳高度比方案，能够使总压损失系数降低10.5%。进一步对比不同高度比方案吸力面出口平均速度，如表4所示，可以发现随着高度比的增加，吸力面出口平均速度先增大后减小，其中，方案1具有最大的吸力面出口平均速度，可以起到最理想的改善效果。

图15为不同高度比方案自主引气射流结构对总压损失系数的影响沿叶高分布。由图15可知，在30%H以上叶高范围，几种方案对角区分离的抑制能力相差不大。在30%H以下叶高范围内，方案1相比其他方案具有更好的控制效果。由此可以发现，方案1具有最好的角区分离控制效果。

不同高度比方案自主引气射流结构总压损失系数云图如图16所示。由图16可知，随着高度比的增加，角区高压损失区面积范围先减小后增大。方案1和方案6相比原型叶栅，缩小了角区高压损失区的面积范围，而方案7和方案8造成了角区高压损失区面积范围的扩大。其中，方案1对角区高压损失区沿叶高范围的抑制作用最为显著。

不同高度比方案的出口气流角沿叶高分布如图17所示。由图17可知，在10%H以下及30%H以上的叶高范围内，不同方案相较原型，表现出了近乎一致的效果。在10%H~30%H叶高范围内，方案1的出口气流角相较原型和其他方案状态更理想，具有更优的控制效果。

2.3 自主引气射流结构对流场结构影响

为探究自主引气射流结构的作用机理，更好地对比开设结构前后叶栅的流场结构，利用Q准则等于9.06×10⁶s^-2的等值面来呈现通道内的旋涡结构，并借助轴向涡量对等值面进行渲染，对原型叶栅和最佳方案的涡量图进行对比，如图18所示。由图18可知，原型叶栅存在壁面涡（wall vortex，WV）。因横向压力差的影响，相邻叶片压力面前缘附近气流向吸力面流动，从而形成通道涡（passage vortex，PV），且在后方产生显著的三角形回流区。在压气机叶栅通道内逆压梯度的作用下，流体向后流动受到阻碍，通道涡随之向后发展，于叶片尾缘附近形成旋向相反的通道涡和集中脱落涡（concentrated shedding vortex，CSV）。自主引气射流结构从压力面侧引入高能流体，吹除聚集在角区的低能流体，显著降低吸力面上壁面涡的强度与范围，进而有效地减少通道内气体的流动损失。

对原型叶栅和最佳自主引气射流结构（方案1）的轮毂表面压力云图和极限流线图展开对比分析，结果如图19所示。其中，CSL为叶片吸力面上的角区分离线，HS为叶片前缘附近的马蹄涡，CV为叶片尾缘角区的壁角涡。由图19可知，自主引气射流结构从压力面引入高能流体到吸力面，可以明显改变角区流体的流动状态，抑制角区分离涡沿叶高和节距方向发展。同时，开设结构引气的射流作用显著推迟了角区分离发生的起始位置，缩小了角区分离的范围，减小了马蹄涡吸力面分支在前缘产生的回流区范围，达到了较为理想的控制效果。

3 结论

本文基于高负荷压气机叶栅NACA65-K48模型，在叶片设置连通压力面和吸力面的自主引气射流结构，研究了自主引气射流结构开设位置和高度比对叶栅气动性能的影响，并进行了流场结构的分析，得出如下结论：

1）随着自主引气射流结构开设位置由前缘向尾缘移动，其对角区分离的抑制能力呈下降趋势，开设在20%弦长前缘范围，具有最佳的控制效果。

2）随着自主引气射流结构高度比的增加，其对角区分离的抑制能力呈先增加后减少的趋势。当高度比低于3∶5时，吸力面出口流速较小，导致堆积在角区的气体不能被充分吹除；当高度比大于3∶5时，气体泄漏量过大，反而不利于压气机的工作；当高度比为3∶5时，作用效果最佳，使总压损失系数降低10.5%。

3）恰当参数的自主引气射流结构通过引入高能流体，使堆积在角区的气体量明显减小，总压损失系数显著降低，能够得到更理想的出口气流角，抑制角区分离涡沿叶高和节距方向发展，减小马蹄涡的回流范围，进而改善叶栅通道，提升压气机的工作性能。

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基金资助

国家自然科学基金(52075346)

辽宁省教育厅基本科研青年项目(JYTQN2023069)

辽宁省大学生创新创业训练计划支持项目(D202311142250153835)