向宏輝，侯敏杰，梁俊，葛寧，劉志剛

(1.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016；2.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703)

附面層抽吸技術(shù)在跨聲速平面葉柵試驗(yàn)中的應(yīng)用探索

向宏輝1，2，侯敏杰2，梁俊2，葛寧1，劉志剛2

(1.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016；2.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703)

基于常規(guī)跨聲速擴(kuò)壓葉柵吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果確定合理抽吸位置，并在此基礎(chǔ)上對(duì)該葉柵進(jìn)行多種工況的附面層抽吸試驗(yàn)，分析附面層抽吸作用下葉片表面馬赫數(shù)、出口尾跡與總壓損失系數(shù)的變化。結(jié)果表明：開設(shè)抽吸縫對(duì)常規(guī)跨聲速葉柵原有流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的總體影響較小，但當(dāng)抽吸縫位于馬赫數(shù)峰值位置時(shí)，會(huì)對(duì)下游流動(dòng)產(chǎn)生一定擾動(dòng)。在適當(dāng)位置抽吸能抑制跨聲速葉柵表面流動(dòng)分離，且只有抽吸量達(dá)到一定數(shù)值后，附面層抽吸作用才會(huì)對(duì)葉柵氣動(dòng)性能起到明顯正效果。當(dāng)抽吸量達(dá)到0.87%時(shí)，該跨聲速葉柵總壓損失系數(shù)降低了7.8%。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；跨聲速葉柵；附面層抽吸；流動(dòng)分離；總壓損失系數(shù)；抽吸量；抽吸位置

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)高推重比的發(fā)展方向，對(duì)壓氣機(jī)部件性能指標(biāo)提出了更高要求。壓氣機(jī)要實(shí)現(xiàn)以更少級(jí)數(shù)達(dá)到更高壓比的設(shè)計(jì)目標(biāo)，需突破大彎角高負(fù)荷葉柵研制關(guān)鍵技術(shù)。高負(fù)荷擴(kuò)壓葉柵設(shè)計(jì)技術(shù)的難點(diǎn)在于，吸力面附面層低能流體在強(qiáng)逆壓梯度作用下容易從壁面分離，進(jìn)而導(dǎo)致流道堵塞，氣動(dòng)損失增加，穩(wěn)定工作裕度下降。因此，若能對(duì)葉片表面附面層進(jìn)行主動(dòng)控制，使得流道中的流場(chǎng)分布更為合理，就有可能推遲或抑制分離，從而獲得更好的氣動(dòng)性能。

早在1971年，Loughery等[1]就系統(tǒng)研究了附面層抽吸技術(shù)，研究了利用抽吸和吹氣作為增加壓氣機(jī)靜葉轉(zhuǎn)折能力的方法。其研究結(jié)果表明，吹氣會(huì)惡化靜葉性能，而抽吸能明顯改善性能。麻省理工學(xué)院設(shè)計(jì)出了單級(jí)高負(fù)荷跨聲速吸附式壓氣機(jī)，能主動(dòng)并有效地控制壓氣機(jī)葉片表面附面層分離，提高葉片載荷能力，從而提高級(jí)壓比和效率[2]。近年來，國(guó)外開展了大量壓氣機(jī)葉片附面層抽吸研究，且均表明附面層控制技術(shù)對(duì)于提高壓氣機(jī)性能和改善流場(chǎng)結(jié)構(gòu)作用明顯[3-5]。國(guó)內(nèi)高校及研究院所也跟蹤開展了附面層抽吸研究[6-10]，但主要以數(shù)值模擬和低速葉柵試驗(yàn)驗(yàn)證為主，針對(duì)更接近于工程實(shí)用的超、跨聲速吸附式葉柵的試驗(yàn)研究相對(duì)較少。

為深入探索附面層抽吸技術(shù)，在高負(fù)荷超、跨聲速壓氣機(jī)擴(kuò)壓葉柵流動(dòng)控制中的可行性和有效性，本文以跨聲速擴(kuò)壓葉柵為研究對(duì)象，開展了常規(guī)平面葉柵和吸附式葉柵吹風(fēng)對(duì)比試驗(yàn)，詳細(xì)分析了開設(shè)抽吸縫前、后葉柵性能變化規(guī)律，及抽吸量對(duì)葉柵性能參數(shù)的影響特性。

2 試驗(yàn)方案

2.1 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院超、跨聲速平面葉柵風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座暫沖吹入大氣式超、跨聲速平面葉柵吹風(fēng)試驗(yàn)器，能進(jìn)行亞、跨、超聲速壓氣機(jī)和渦輪平面葉柵吹風(fēng)試驗(yàn)[11]。為滿足附面層抽吸試驗(yàn)需要，在原設(shè)備基礎(chǔ)上新增了一套抽吸系統(tǒng)(圖1)。抽氣管路一端與抽吸機(jī)組相連，另一端連接試驗(yàn)件，管路中包括穩(wěn)壓罐、抽吸調(diào)節(jié)閥及噴嘴流量計(jì)等。

圖1 試驗(yàn)設(shè)備抽吸系統(tǒng)示意圖Fig.1 Sketch of experimental facility suction system

2.2 測(cè)試方法

試驗(yàn)測(cè)量參數(shù)及測(cè)點(diǎn)位置如圖2所示。在設(shè)備穩(wěn)壓段內(nèi)測(cè)取來流總壓p1t、總溫T1t；柵前靜壓p1i由開在柵板中部距前緣額線一定距離的柵前壁面靜壓孔測(cè)取。葉柵中間通道的2個(gè)葉片分別開有葉背和葉盆測(cè)壓孔，由此測(cè)取葉片表面靜壓分布。在葉柵出口測(cè)量平面距后緣0.45t(t為葉柵柵距)處，用楔形三孔探針(與額線成90°夾角)在葉柵中間通道后沿額線方向在兩個(gè)柵距內(nèi)按照一定步長(zhǎng)移動(dòng)，然后利用探針校準(zhǔn)曲線插值求出各點(diǎn)的總壓p2t、靜壓p2i、出口氣流角β2和出口馬赫數(shù)Ma2t，最后將測(cè)量截面數(shù)據(jù)處理為下游均勻截面上的數(shù)據(jù)p2t、p2、β2和Ma2。抽吸流量是本文試驗(yàn)研究中的一個(gè)關(guān)鍵測(cè)量參數(shù)，為確保其測(cè)量的準(zhǔn)確性，試驗(yàn)前對(duì)噴嘴流量計(jì)進(jìn)行了校準(zhǔn)，其測(cè)量精度滿足試驗(yàn)測(cè)量需求。

圖2 葉柵氣動(dòng)參數(shù)測(cè)量布置圖Fig.2 Measuring distribution of aerodynamic parameters of cascade

2.3 試驗(yàn)流程

試驗(yàn)所用葉柵的主要設(shè)計(jì)參數(shù)見表1。首先進(jìn)行不開抽吸縫的常規(guī)葉柵試驗(yàn)，采用油流顯示方法得到葉片表面流場(chǎng)分布，通過分析試驗(yàn)結(jié)果確定最佳抽吸位置，然后再進(jìn)行吸附式葉柵試驗(yàn)件設(shè)計(jì)加工和抽吸試驗(yàn)。吸附式葉柵是將常規(guī)葉柵加工成空腔型葉片，在吸力面一定位置開設(shè)抽吸縫，保證縫與葉片表面垂直。為滿足強(qiáng)度要求，抽吸縫寬度為4 mm，徑向高度為90%葉高。葉柵具體開縫結(jié)構(gòu)如圖3所示。

表1 吸附式葉柵設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Design parameters of aspirated cascade

圖3 吸附式葉片結(jié)構(gòu)實(shí)物照片F(xiàn)ig.3 Aspirated blade structure

3 抽吸縫位置的確定

抽吸位置對(duì)葉柵吸附效果至關(guān)重要。通常情況下，如果抽吸位置離激波太近，附面層還未得到充分發(fā)展，即使較小的抽吸量也會(huì)造成主流沖擊葉型表面，從而對(duì)葉柵流場(chǎng)帶來負(fù)面影響。反之，如果抽吸位置離激波較遠(yuǎn)，此時(shí)附面層已充分發(fā)展且有一定厚度，雖然抽吸能在一定程度上抑制下游附面層局部分離，但需更大抽吸量才能控制激波與抽吸位置之間區(qū)域的附面層厚度[12]。因此，本文首先通過常規(guī)葉柵試驗(yàn)，確定跨聲速葉柵表面激波和氣流分離的具體位置，在此基礎(chǔ)上確定最佳抽吸位置。

圖4、圖5分別給出了不同攻角和進(jìn)口馬赫數(shù)(Ma1)下葉柵吸力面表面的等熵馬赫數(shù)分布?？梢?，當(dāng)進(jìn)口馬赫數(shù)為0.98時(shí)，整個(gè)吸力面表面馬赫數(shù)均大于1，且隨著攻角的減小，馬赫數(shù)峰值逐漸增大，位置逐漸后移。當(dāng)進(jìn)氣攻角一定時(shí)，隨著進(jìn)口馬赫數(shù)的升高，吸力面馬赫數(shù)也隨之增大，并逐漸出現(xiàn)氣流分離，分離位置后移。

圖4 不同攻角下葉柵吸力面馬赫數(shù)分布Fig.4 Mach number distribution of suction surface of conventional cascade under different attack angle

圖5不同進(jìn)口馬赫數(shù)下葉柵吸力面馬赫數(shù)分布Fig.5 Mach number distribution of suction surface of conventional cascade under different inlet Mach number

圖6 給出了較高進(jìn)口馬赫數(shù)下不同攻角時(shí)葉柵吸力面等熵馬赫數(shù)分布，圖中數(shù)字表示測(cè)壓孔所在相對(duì)位置?？梢姡O(shè)計(jì)攻角下分離位置起始于第11個(gè)測(cè)壓孔，當(dāng)攻角變化至5.26°時(shí)，分離起始位置前移至第9個(gè)測(cè)壓孔。從圖7對(duì)應(yīng)攻角的油流圖譜中可以看出，設(shè)計(jì)攻角下分離位置更靠近尾緣，并且從第4個(gè)到第11個(gè)測(cè)壓孔區(qū)域內(nèi)氣流處于從層流向湍流轉(zhuǎn)捩的過渡區(qū)。可見不同進(jìn)氣工況會(huì)導(dǎo)致氣流分離位置存在差異，幾何位置固定的抽吸縫存在變工況適應(yīng)性問題。結(jié)合設(shè)備現(xiàn)有抽氣能力，本文選取設(shè)計(jì)點(diǎn)工況下氣流分離起始位置開設(shè)抽吸縫。

圖6 常規(guī)葉柵吸力面馬赫數(shù)分布Fig.6 Mach number distribution of suction surface of conventional cascade

4 開設(shè)抽吸縫對(duì)葉柵性能的影響

圖8給出了不抽吸條件下開設(shè)抽吸縫前、后葉柵吸力面馬赫數(shù)分布變化，圖中黑色豎線代表抽吸縫位置和寬度。由于試驗(yàn)所用葉片較薄，加工空腔過程中出現(xiàn)了葉柵型面略微變形情況，導(dǎo)致個(gè)別測(cè)壓孔深度不夠，同時(shí)靠近抽吸縫和尾緣處的測(cè)壓孔位于30%葉高處(其余位于50%葉高)等現(xiàn)象，可能會(huì)使得兩次試驗(yàn)的表面馬赫數(shù)分布出現(xiàn)差異。因此，這里重點(diǎn)關(guān)注抽吸縫對(duì)葉片表面馬赫數(shù)變化趨勢(shì)的影響。從圖中可知，當(dāng)攻角為3.26°時(shí)，抽吸縫的存在對(duì)吸力面馬赫數(shù)分布趨勢(shì)影響較小，僅當(dāng)進(jìn)口馬赫數(shù)0.80時(shí)抽吸縫附近馬赫數(shù)出現(xiàn)略微波動(dòng)(可能與采集狀態(tài)點(diǎn)的穩(wěn)定性有關(guān))，表明在該進(jìn)氣攻角下，抽吸縫的存在不會(huì)改變?nèi)~柵表面馬赫數(shù)的原有分布特征。當(dāng)攻角為1.26°、進(jìn)口馬赫數(shù)為0.98時(shí)，由于抽吸縫正好位于馬赫數(shù)峰值位置，吸力面馬赫數(shù)在峰值點(diǎn)處被強(qiáng)制分隔為兩部分，縫后馬赫數(shù)降低，后段由于氣流速度降低逆壓力梯度減小，使得葉片表面氣流分離位置后移，說明當(dāng)抽吸縫靠近馬赫數(shù)峰值位置時(shí)會(huì)影響下游流場(chǎng)。在設(shè)計(jì)攻角時(shí)，抽吸縫的存在對(duì)葉片表面馬赫數(shù)分布趨勢(shì)影響較小。綜上所述，開設(shè)抽吸縫對(duì)常規(guī)跨聲速葉柵表面原有流場(chǎng)分布趨勢(shì)的總體影響較小，僅當(dāng)抽吸縫位于馬赫數(shù)峰值點(diǎn)時(shí)會(huì)對(duì)下游流動(dòng)產(chǎn)生一定擾動(dòng)。

圖7 常規(guī)葉柵試驗(yàn)油流圖Fig.7 Oil flow picture of conventional cascade

圖8 開縫前、后葉柵吸力面馬赫數(shù)分布對(duì)比Fig.8 The contrast of Mach number distribution of suction surface before and after slotting

5 抽吸量對(duì)葉柵性能參數(shù)的影響

5.1 抽吸量對(duì)吸力面馬赫數(shù)分布的影響

圖9給出了攻角5.26°時(shí)不同進(jìn)口馬赫數(shù)下吸力面馬赫數(shù)隨抽吸量的變化?？梢?，附面層抽吸作用主要影響馬赫數(shù)峰值點(diǎn)與抽吸縫之間的局部區(qū)域。在進(jìn)口馬赫數(shù)為0.90，當(dāng)抽吸量由零增加至約1.00%時(shí)，峰值馬赫數(shù)隨抽吸量的增加而降低；當(dāng)抽吸量達(dá)1.14%時(shí)，峰值馬赫數(shù)幾乎又回到零抽吸量時(shí)位置。這是由于抽吸位置離馬赫數(shù)峰值點(diǎn)較遠(yuǎn)且氣流基本無分離，因此抽吸量變化對(duì)葉柵整體氣動(dòng)負(fù)荷的影響較小。當(dāng)進(jìn)口馬赫數(shù)增大至1.02時(shí)，隨著抽吸量的增加，吸力面分離位置向尾緣方向移動(dòng)，分離區(qū)不斷減??；當(dāng)抽吸量達(dá)0.50%后，繼續(xù)增大抽吸量未能進(jìn)一步減小分離。該現(xiàn)象表明，附面層抽吸在一定程度上會(huì)降低無分離葉柵的氣動(dòng)負(fù)荷，當(dāng)抽吸量達(dá)到一定數(shù)值后，繼續(xù)增大抽吸量無法進(jìn)一步改善分離。

圖9 不同抽吸量下葉柵吸力面馬赫數(shù)分布Fig.9 Mach number distribution of suction surface under different suction flow rate

5.2 抽吸量對(duì)葉柵出口尾跡的影響

圖10給出了攻角1.26°、進(jìn)口馬赫數(shù)0.90時(shí)葉柵出口的尾跡分布，圖中σ為葉柵總壓恢復(fù)系數(shù)?？梢?，隨著抽吸量的增加，靠近吸力面一側(cè)的尾跡區(qū)逐漸減小，尾跡強(qiáng)度有所減弱。這是由于在吸力面進(jìn)行附面層抽吸，使得葉柵分離減弱，從而減小了因分離帶來的通道堵塞和氣動(dòng)損失，進(jìn)一步表明適當(dāng)?shù)某槲繉?duì)葉柵出口尾跡分布具有改善作用。通過計(jì)算不同尾跡線所圍成的面積可得，抽吸量為1.2%時(shí)所得的尾跡面積與未抽吸時(shí)的比值為0.974，即抽吸使得葉柵尾跡面積減小了2.62%。

5.3 抽吸量對(duì)葉柵損失的影響

由不同抽吸量下葉柵表面馬赫數(shù)分布和尾跡變化可知，抽吸量是影響葉柵流動(dòng)損失的一個(gè)重要控制參數(shù)。圖11給出了攻角5.26°、進(jìn)口馬赫數(shù)1.02時(shí)葉柵總壓損失系數(shù)(ω)隨抽吸量的變化曲線?？梢姡S著抽吸量的增大，葉柵總壓損失系數(shù)逐漸降低，且降幅有增大趨勢(shì)。當(dāng)抽吸量達(dá)0.87%時(shí)，葉柵總壓損失系數(shù)相對(duì)于不抽吸時(shí)降低了7.8%。這說明只有當(dāng)抽吸量達(dá)到一定數(shù)值后，附面層抽吸作用才能對(duì)葉柵氣動(dòng)性能產(chǎn)生正效果。需補(bǔ)充說明的是，由于跨聲速吸附式葉柵葉片本身較薄，葉片端面抽吸腔面積較小，導(dǎo)致試驗(yàn)過程中所能達(dá)到的最大抽吸量受限，未能充分驗(yàn)證最佳抽吸量，這也是本文后續(xù)試驗(yàn)研究需要改進(jìn)的方向。

圖10 葉柵出口尾跡分布(i=1.26°，Ma1=0.90)Fig.10 Distribution of cascade outlet wake(i=1.26°，Ma1=0.90)

圖11 葉柵總壓損失系數(shù)隨抽吸量的變化Fig.11 The change of total pressure loss coefficient with suction flow rate

6 結(jié)論

(1)抽吸縫位置與抽吸量之間相互影響，試驗(yàn)時(shí)可先確定典型工況下的最佳抽吸位置，然后通過改變抽吸量以實(shí)現(xiàn)變工況條件下的流動(dòng)控制。

(2)開設(shè)抽吸縫對(duì)常規(guī)跨聲速葉柵表面原有流場(chǎng)分布趨勢(shì)的總體影響較小，僅當(dāng)抽吸縫位于馬赫數(shù)峰值位置時(shí)，才會(huì)對(duì)下游流動(dòng)產(chǎn)生一定擾動(dòng)。

(3)在適當(dāng)位置抽吸能抑制跨聲速葉柵表面流動(dòng)分離，且只有抽吸量達(dá)到一定數(shù)值后，附面層抽吸作用才會(huì)對(duì)葉柵氣動(dòng)性能起到明顯正效果。當(dāng)抽吸量達(dá)到0.87%時(shí)，跨聲速葉柵總壓損失系數(shù)相對(duì)于不抽吸時(shí)降低了7.8%。

(4)超、跨聲速吸附式葉柵試驗(yàn)存在的最大問題，是薄葉片抽吸腔容積受限，表面靜壓較低，所需抽吸量大，對(duì)試驗(yàn)系統(tǒng)抽吸能力要求較高。試驗(yàn)中由于抽吸喉道面積和抽吸能力限制而無法到達(dá)所需的最大抽吸量，最終會(huì)影響抽吸效果。

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Application of boundary layer suction technology on the transonic cascade experiments

XIANG Hong-hui1，2，HOU Min-jie2，LIANG Jun2，GE Ning1，LIU Zhi-gang2
(1.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；2.Key Laboratory on Aero-Engine Altitude Simulation Technology，China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

The reasonable suction position was determined according to conventional transonic diffuser cas?cade experimental results.The boundary layer suction experiments of the cascade were carried out under different operating conditions.The changes of blade surface Mach number distribution,outlet wake and to?tal pressure loss coefficient which caused by boundary layer suction effect were analyzed.The results indi?cated that the impact of slotting on the original flow field structure of conventional cascade was small.But when the suction slot was located in the peak Mach number position,it would produce effects on the down?stream flow of the cascade.The suction in proper position can suppress surface flow separation of the tran?sonic cascade,and only the suction flow rate reached a certain value,the boundary layer suction had signifi?cant positive effects on the cascade aerodynamic performance.The total pressure loss coefficient of the tran?sonic cascade decreased 7.8%when the suction flow rate was 0.87%.

aero-engine；transonic cascade；boundary layer suction；flow separation；total pressure efficient；suction flow rate；suction position

V231.3

A

1672-2620(2015)01-0001-06

2014-09-22；

2015-02-10

向宏輝(1979-)，男，湖南沅陵人，高級(jí)工程師，博士研究生，主要從事葉輪機(jī)性能評(píng)定與試驗(yàn)技術(shù)研究。