孫曉峰,孫大坤*

北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院,北京 100191

目前單級(jí)風(fēng)扇/壓氣機(jī)部件實(shí)驗(yàn)壓比已達(dá)到2.2～2.4以上[1]。而理論上,壓縮系統(tǒng)平均級(jí)壓比只需要達(dá)到1.85,就能夠設(shè)計(jì)出推重比為15～20的航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。然而,從20世紀(jì)90年代初代表推重比為10量級(jí)的F119發(fā)動(dòng)機(jī)誕生算起,20余載過去了,國內(nèi)外研究人員為此付出了不懈努力,但推重比為20量級(jí)的發(fā)動(dòng)機(jī)至今未見端倪。

原因何在?

誠然,影響航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的因素紛繁復(fù)雜,甚至涉及諸多學(xué)科,但其中一點(diǎn)至關(guān)重要,那就是風(fēng)扇/壓氣機(jī)流動(dòng)穩(wěn)定性問題。隨著推重比的提高,葉片工作負(fù)荷不斷增加,單級(jí)部件本已工作在極限負(fù)荷狀況下,加之運(yùn)行工況變化復(fù)雜,多級(jí)壓縮系統(tǒng)級(jí)間流場(chǎng)匹配愈發(fā)困難,使得壓氣機(jī)流動(dòng)穩(wěn)定性問題變得愈發(fā)嚴(yán)重,穩(wěn)定性設(shè)計(jì)任務(wù)隨之變得越來越艱巨。

事實(shí)上,國內(nèi)外研究人員一直在努力尋求先進(jìn)、有效的流動(dòng)擴(kuò)穩(wěn)控制技術(shù),而機(jī)匣處理是目前最有效的擴(kuò)穩(wěn)控制技術(shù)措施之一,其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、抗進(jìn)氣畸變能力強(qiáng),在JT-9D、Aπ-31Φ、EJ200、甚至F119等發(fā)動(dòng)機(jī)上均得到了應(yīng)用。

傳統(tǒng)機(jī)匣處理設(shè)計(jì)大致經(jīng)歷了3個(gè)不同的研究階段。初期研究重點(diǎn)放在究竟何種機(jī)匣處理結(jié)構(gòu)形式能夠改善失速裕度。為了優(yōu)化機(jī)匣處理設(shè)計(jì),其擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理研究受到了極大關(guān)注。1977年,Takata和Tsukuda[2]認(rèn)為槽道與主流之間的動(dòng)量交換以及再分配是軸向槽機(jī)匣處理影響裕度的主要原因。1984年,Fujita和Takata[3]進(jìn)一步得出,機(jī)匣處理在起到擴(kuò)穩(wěn)作用的同時(shí)會(huì)以犧牲效率為代價(jià),而且擴(kuò)穩(wěn)作用越強(qiáng),流動(dòng)損失越大。Smith和Cumpsty[4]認(rèn)為機(jī)匣處理提供了一個(gè)流動(dòng)通道從而有助于消除葉片壓力面附近的堵塞。Lee和Greitzer[5]發(fā)現(xiàn)處理輪轂的抽吸和噴射都可以有效提高穩(wěn)定裕度,并認(rèn)為向主流噴射氣流的擴(kuò)穩(wěn)效果是由其流向動(dòng)量起主要作用的。

在第2階段,設(shè)計(jì)目標(biāo)轉(zhuǎn)向擴(kuò)穩(wěn)的同時(shí)避免造成效率損失。其中,最具代表性的機(jī)匣處理結(jié)構(gòu)是背腔或凹槽式機(jī)匣處理,這種結(jié)構(gòu)形式可以形成再流通的通道[6]。Kang[7]和Azimian[8]等認(rèn)為這種機(jī)匣處理的存在并非是減小葉尖攻角、增加尖部總壓,抑或是回流和高速噴流增加了裕度,而是由于機(jī)匣處理消除了尖部的旋流。Ziabasharhagh等[9]進(jìn)一步證實(shí)了該機(jī)匣不僅能夠改善壓氣機(jī)失速裕度,而且對(duì)進(jìn)氣畸變也有較好的承受能力。近年來,周向槽機(jī)匣處理由于不僅結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單便于數(shù)值模擬,而且更容易控制效率損失,受到業(yè)內(nèi)的廣泛關(guān)注。2010年,Houghton和Day[10]對(duì)機(jī)匣處理單個(gè)周向槽的軸向位置的研究發(fā)現(xiàn),存在兩個(gè)最佳擴(kuò)穩(wěn)效果的軸向位置(8%和50%弦長(zhǎng))。但是機(jī)匣處理位于8%弦長(zhǎng)位置時(shí),會(huì)由于流動(dòng)分離和徑向摻混導(dǎo)致效率損失嚴(yán)重,而位于50%弦長(zhǎng)位置時(shí),僅僅是增加了近槽道區(qū)域流動(dòng)的切向速度,避免了效率損失。此外,日本東京大學(xué)JPL(Jet Propulsion Laboratory)實(shí)驗(yàn)室[11]、中國科學(xué)院工程熱物理研究所聶超群等[12-13]目前均在開展周向槽機(jī)匣處理結(jié)構(gòu)參數(shù)敏感性方面的相關(guān)研究工作。

在第3階段,研究人員將機(jī)匣處理應(yīng)用于多級(jí)壓氣機(jī),不僅要改善失速裕度,同時(shí)必須兼顧級(jí)間流場(chǎng)匹配問題[14],盡可能地保持壓氣機(jī)原有的壓升性能和葉片負(fù)荷分布。2011年,Kroeckel等[15]對(duì)一臺(tái)多級(jí)高壓壓氣機(jī)開展2級(jí)機(jī)匣處理實(shí)驗(yàn)研究,結(jié)果發(fā)現(xiàn),機(jī)匣處理能夠顯著地提高壓氣機(jī)的失速裕度,但壓氣機(jī)的壓比特性以及流場(chǎng)局部流動(dòng)結(jié)構(gòu)(如壓力的徑向分布、葉尖的出口氣流角)都發(fā)生了明顯的改變,因此多級(jí)壓氣機(jī)的級(jí)匹配完全被改變,導(dǎo)致包括渦輪部件的整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)都必須重新進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)。

近年來,研究人員還針對(duì)機(jī)匣處理的擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理開展了大量的數(shù)值研究工作。1993年,Crook等[16]通過一個(gè)簡(jiǎn)單的模型模擬了機(jī)匣處理對(duì)壓氣機(jī)的作用,結(jié)果表明,機(jī)匣處理可以從葉柵通道的后部吸入低壓氣體,并從前部泵入高速流體從而抑制了尖部的泄漏渦產(chǎn)生的堵塞,達(dá)到擴(kuò)穩(wěn)的目的。Brignole等[17]認(rèn)為可以通過減少間隙泄漏渦和激波的強(qiáng)烈相互作用,從而減少損失,來彌補(bǔ)機(jī)匣處理所帶來的熵增,進(jìn)而設(shè)計(jì)出合理的結(jié)構(gòu),改進(jìn)級(jí)效率。Wilke和Kau[18]重點(diǎn)討論了軸向槽機(jī)匣處理的作用以及機(jī)匣軸向位置的影響。結(jié)果證明:機(jī)匣軸向位置適當(dāng)前移后,對(duì)間隙泄漏渦的穩(wěn)定作用依然存在,但是減少了對(duì)葉片通道內(nèi)流動(dòng)的影響,可以保證裕度改進(jìn)的同時(shí)減少效率損失。2005年,Iyengar等[19]數(shù)值模擬所謂的自循環(huán)機(jī)匣處理,認(rèn)為這種機(jī)匣處理提供了一條回流路徑,將尾緣下游低動(dòng)量流體移走,而在前緣葉尖區(qū)域噴入高速流體。2012年,Gourdain等[20]針對(duì)Snecma三級(jí)高壓壓氣機(jī)開展多通道非定常雷諾時(shí)均Navier-Stokes(RANS)數(shù)值模擬,結(jié)果發(fā)現(xiàn)機(jī)匣處理能夠明顯改善壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍,但相關(guān)研究工作并未給出實(shí)驗(yàn)對(duì)比結(jié)果。同時(shí),認(rèn)為旋轉(zhuǎn)失速是由上游靜子尾跡以及轉(zhuǎn)子葉尖泄漏流導(dǎo)致的,而機(jī)匣處理改善了局部流場(chǎng)細(xì)節(jié),這種機(jī)理分析局限于數(shù)值模擬得到的壓氣機(jī)流場(chǎng)特征的觀察。

按照已有的研究策略和方法,機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理研究比較一致的結(jié)論是:認(rèn)為軸流壓氣機(jī)流場(chǎng)中葉尖和葉根處的流動(dòng)最為復(fù)雜和惡劣,失速也通常在葉尖或葉根處發(fā)生。因此,如果能夠改善尖部或根部的流動(dòng),有效地消除堆積的附面層,減小葉尖負(fù)荷,自然可以延遲失速的發(fā)生。機(jī)匣處理的作用是使得高壓區(qū)氣流流入機(jī)匣內(nèi)部然后從低壓區(qū)(如葉片前緣處)流出,流動(dòng)通道的存在改善了葉片通道的流動(dòng)結(jié)構(gòu)和阻塞特性,從而使系統(tǒng)變得穩(wěn)定,而槽道回流與主流的動(dòng)量摻混是損失的主要來源。所以,如果是葉片尖部有分離流動(dòng),則必須用“tip casing treatment”；而輪轂有分離流動(dòng),則必須用“hub casing treatment”[21]。目前的機(jī)匣處理研究均是沿著怎樣改善流動(dòng)結(jié)構(gòu)以及如何控制流動(dòng)分離這一思路進(jìn)行的。

然而,盡管機(jī)匣處理在工程實(shí)際中已有成功案例,但因?yàn)槿狈ι钊氲臋C(jī)理認(rèn)識(shí)而不得不嚴(yán)重依賴研究人員的經(jīng)驗(yàn)或“試錯(cuò)”的辦法進(jìn)行設(shè)計(jì),往往在某種型號(hào)壓氣機(jī)上運(yùn)用成功的機(jī)匣處理技術(shù),在另一種型號(hào)上要么最佳擴(kuò)穩(wěn)效果偏離設(shè)計(jì)點(diǎn),要么根本毫無效果。另外,機(jī)匣處理由于不可避免地帶來壓氣機(jī)性能改變、效率損失等一系列問題而極大地限制了其進(jìn)一步的應(yīng)用。

綜上所述,機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)技術(shù)的設(shè)計(jì)目標(biāo)主要包括:提高失速裕度,保持壓氣機(jī)峰值效率和壓比特性,同時(shí)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理明確,有理論準(zhǔn)則指導(dǎo)工程設(shè)計(jì)。

圖1 SPS機(jī)匣處理控制方法的研究思路Fig.1 A road map for hybrid control using SPS casing treatment

圖2 SPS機(jī)匣處理波渦相互作用示意圖Fig.2 Sketch of wave-vortex interaction in SPS casing treatment

1 失速先兆抑制型(SPS)機(jī)匣處理基本原理

近年來,筆者團(tuán)隊(duì)在氣動(dòng)聲學(xué)和非定常流動(dòng)控制方面開展了長(zhǎng)期的理論[22-27]和實(shí)驗(yàn)[28-29]研究,并基于三維旋轉(zhuǎn)失速穩(wěn)定性模型[22-23]發(fā)展了一種旨在通過改變失速先兆起始和演化過程的失速先兆抑制型(Stall Precursor-Suppressed,SPS)機(jī)匣處理方法[30-38]。該方法的基本學(xué)術(shù)觀點(diǎn)是,通過設(shè)計(jì)一種帶背腔的斜槽式機(jī)匣處理,改變動(dòng)力系統(tǒng)的邊界條件,并通過波渦相互作用對(duì)系統(tǒng)增加阻尼效應(yīng),耗散流場(chǎng)中的低頻擾動(dòng)波能量,改變失速先兆的起始和演化過程,抑制其非線性放大,從而改變動(dòng)力系統(tǒng)的非定常演化行為。

壓氣機(jī)流動(dòng)穩(wěn)定性問題可以用一個(gè)具有分布參數(shù)性質(zhì)的微分動(dòng)力系統(tǒng)(以下簡(jiǎn)稱動(dòng)力系統(tǒng))來描述,而初始條件和邊界條件均可以影響或改變動(dòng)力系統(tǒng)的演化行為。由于發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)復(fù)雜多變,很難改變其初始條件,因此可以考慮通過某種手段來改變其邊界條件,就有可能影響失速先兆的演化而起到擴(kuò)穩(wěn)效果(如圖1所示)。對(duì)于一個(gè)壓氣機(jī)系統(tǒng)而言,從改變邊界條件來影響其系統(tǒng)行為演化的角度來研究壓氣機(jī)流動(dòng)穩(wěn)定性問題,就可以從根本上避免時(shí)間延遲問題。

傳統(tǒng)機(jī)匣處理希望通過改變流動(dòng)堵塞特別是葉片尖區(qū)的堵塞實(shí)現(xiàn)擴(kuò)穩(wěn)目的,和這些研究的出發(fā)點(diǎn)不同,本文將設(shè)計(jì)一種新型機(jī)匣處理用來影響失速先兆的演化而不是改變壓氣機(jī)任何區(qū)域的平均流場(chǎng)。如圖2所示,SPS機(jī)匣處理包含一個(gè)環(huán)形背腔和帶有圓孔或斜槽的穿孔板,并不帶有復(fù)雜幾何諸如導(dǎo)流葉片和分流環(huán)[39-40]。這樣,安裝在葉尖區(qū)域的機(jī)匣處理,會(huì)必然產(chǎn)生類似于已有的凹槽機(jī)匣處理一樣的回流通道(如圖2所示)。顯然,無論壓氣機(jī)工作在何種工況下,這個(gè)回流會(huì)自然存在。對(duì)于這種帶氣室的機(jī)匣處理,葉尖氣流會(huì)從斜槽后緣流進(jìn)氣室,再從斜槽前緣流出(如圖2所示,圖中:hb為背腔的深度；lb為背腔的長(zhǎng)度；δ為斜槽與轉(zhuǎn)子葉尖的軸向重合度),這種流進(jìn)、流出產(chǎn)生的脫落渦街或渦環(huán),會(huì)與流場(chǎng)中的各種壓力擾動(dòng)發(fā)生相互作用,即波渦相互作用(也稱為渦聲相互作用),相對(duì)于流場(chǎng)中上傳的壓力擾動(dòng)而言,SPS機(jī)匣處理相當(dāng)于為系統(tǒng)提供了一種非定常阻抗邊界條件,增加了系統(tǒng)的阻尼效應(yīng),從而抑制了失速先兆的非線性放大。實(shí)際上,這一問題與渦聲(或波渦)相互作用有著緊密的聯(lián)系。

實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn),當(dāng)流體流過帶有氣室的多孔板或多縫板時(shí),無論是流入還是流出,只要絕對(duì)速度相等,所導(dǎo)致的非定常邊界或阻抗邊界是相同的。而流進(jìn)、流出的結(jié)果是在多孔板或多縫板的孔縫邊緣產(chǎn)生渦環(huán)或渦街,而這些渦將與作用在壁面的壓力波(或聲波)相互作用,發(fā)生能量交換,此時(shí)所發(fā)生的波能或聲能轉(zhuǎn)化為渦能。其中,通過孔縫的流動(dòng)速度會(huì)對(duì)壁面阻抗產(chǎn)生很大的影響,因?yàn)樵撍俣鹊拇笮≈苯佑绊懨撀錅u的強(qiáng)度。值得注意的是,壁面邊界條件會(huì)極大地改變流程中的各種非定常擾動(dòng),物理上,通常用阻抗這一概念來描述系統(tǒng)的邊界條件[41]。事實(shí)上,穿孔板的吸聲系數(shù)會(huì)隨著穿過孔縫的流動(dòng)速度(偏流)而發(fā)生改變。應(yīng)用渦聲理論,Bechert[42]和 Howe[43]進(jìn)一步發(fā)展了一種帶偏流的穿孔板的吸聲系數(shù)模型。近年來,研究人員對(duì)更加復(fù)雜的情況開展了深入的研究工作[44-46]。相關(guān)的研究顯示,帶偏流的穿孔板不僅會(huì)改變阻抗條件,即能量吸收系數(shù),還可以通過調(diào)整偏流來改變吸聲頻率的范圍。

因此,從對(duì)失速先兆的非定常抑制作用角度出發(fā),SPS機(jī)匣處理實(shí)際上是改變了系統(tǒng)的邊界條件,提供了一種非定?！败洝边吔?即入射到機(jī)匣壁面的失速先兆波的能量由于波渦相互作用機(jī)制被耗散掉,進(jìn)而抑制了它的非線性放大所導(dǎo)致的失穩(wěn)。這就是SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)的基本原理。若從這一角度來研究風(fēng)扇/壓氣機(jī)的流動(dòng)穩(wěn)定性問題,將對(duì)SPS機(jī)匣處理的擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理產(chǎn)生新的認(rèn)識(shí)并提出更有效的設(shè)計(jì)方法。

圖3 SPS機(jī)匣處理設(shè)計(jì)流程圖Fig.3 Flowchart for SPS casing treatment design

2 SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)設(shè)計(jì)方法

圖3為SPS機(jī)匣處理設(shè)計(jì)流程圖,主要包括阻抗邊界模型(見圖3中①),壓氣機(jī)失速起始預(yù)測(cè)模型(見圖3中②),SPS機(jī)匣處理理論設(shè)計(jì)方法(見圖3中③)和擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)研究(見圖3中④)4個(gè)部分。

由于本文主要關(guān)注的是SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)研究方面的工作進(jìn)展,關(guān)于壓氣機(jī)失速起始理論模型[22-23,47-49]和SPS機(jī)匣處理設(shè)計(jì)方法[30-32]方面的相關(guān)研究工作,本文不再贅述。但需要指出的是,風(fēng)扇/壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍的確定,無論是在初始設(shè)計(jì)階段,還是部件/整機(jī)試車階段,甚至是安裝到飛機(jī)上以后,一直都在困擾著設(shè)計(jì)人員。盡管隨著經(jīng)典葉輪機(jī)設(shè)計(jì)理論和現(xiàn)代三維數(shù)值模擬技術(shù)的不斷發(fā)展,各種理論模型和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)庫也更加完善,研究人員的確可以通過積累足夠的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)來對(duì)風(fēng)扇/壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍進(jìn)行預(yù)估和判斷,但通常會(huì)做出抑或樂觀抑或保守的裕度估計(jì)。筆者團(tuán)隊(duì)基于小擾動(dòng)理論和特征值方法,分別發(fā)展了一種基于激盤法的多級(jí)壓氣機(jī)穩(wěn)定性模型[22-23]和一種通過構(gòu)建體積力模型包含葉片造型影響的葉輪機(jī)流動(dòng)穩(wěn)定性通用理論[47-49],為快速準(zhǔn)確評(píng)估風(fēng)扇/壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍提供了有效的理論校核工具,同時(shí)結(jié)合壁面阻抗理論模型,為SPS機(jī)匣處理理論設(shè)計(jì)奠定了研究基礎(chǔ)。本文將詳細(xì)介紹在亞聲速、跨聲速壓氣機(jī)實(shí)驗(yàn)臺(tái)上開展的擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)研究工作,這里僅給出部分理論設(shè)計(jì)結(jié)果[30-33]。

圖4給出了亞聲速風(fēng)扇TA36和跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage的失速起始理論預(yù)測(cè)結(jié)果,圖中:G為質(zhì)量流量?？梢钥闯?失速起始點(diǎn)理論預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本完全一致。

圖5給出了SPS機(jī)匣處理(CT)的理論設(shè)計(jì)結(jié)果,圖中:σ為穿孔板的穿孔率；Mab為偏流馬赫數(shù)。可以看到,不同結(jié)構(gòu)參數(shù)的SPS機(jī)匣處理對(duì)壓氣機(jī)失速起始點(diǎn)帶來不同的改善效果,亞聲速風(fēng)扇TA36的流量裕度改善可以達(dá)到7.6%,跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage流量裕度可以提高6.8%。

圖4 風(fēng)扇/壓氣機(jī)失速起始理論預(yù)測(cè)Fig.4 Theoretical prediction of stall inception point for fan/compressor

圖5 SPS機(jī)匣處理理論設(shè)計(jì)Fig.5 Theoretical design for SPS casing treatment

需要說明的是,要開展SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)效果的理論評(píng)估,必須預(yù)先獲取由于機(jī)匣處理的存在而導(dǎo)致的壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍之后的流場(chǎng)性能參數(shù),包括壓力、速度、密度、溫度以及流動(dòng)損失和偏轉(zhuǎn)關(guān)系。然而,顯而易見的是在機(jī)匣處理設(shè)計(jì)階段是無法提供由于機(jī)匣處理存在而導(dǎo)致的裕度擴(kuò)大區(qū)域內(nèi)的氣動(dòng)參數(shù)的。因此,發(fā)展了一種基于原有穩(wěn)定區(qū)域內(nèi)的氣動(dòng)參數(shù)的最小二乘擬合外推法,獲得外推流量狀態(tài)下的氣動(dòng)參數(shù),從而實(shí)現(xiàn)帶有SPS機(jī)匣處理的壓氣機(jī)穩(wěn)定性預(yù)測(cè)[32]。而這一方法必須以SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)的同時(shí)不明顯改變壓氣機(jī)的工作特性為前提。這一假設(shè)將在后文中通過SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)來驗(yàn)證其合理性。

3 SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 實(shí)驗(yàn)臺(tái)簡(jiǎn)介

1)亞聲速風(fēng)扇TA36

低速高負(fù)荷單級(jí)軸流風(fēng)扇TA36實(shí)驗(yàn)臺(tái)(見圖6)專門用于開展SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)研究,該風(fēng)扇采用小展弦比設(shè)計(jì),負(fù)荷系數(shù)達(dá)到了0.258。表1給出了低速風(fēng)扇TA36的主要設(shè)計(jì)參數(shù)。

圖6 亞聲速風(fēng)扇TA36實(shí)驗(yàn)臺(tái)側(cè)視圖Fig.6 Side view of subsonic fan TA36 facility

表1 亞聲速風(fēng)扇TA36實(shí)驗(yàn)臺(tái)主要設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Design parameters of subsonic fan TA36

低速風(fēng)扇實(shí)驗(yàn)臺(tái)的結(jié)構(gòu)如圖7所示。圖中:1為雙紐線型面流量測(cè)量管用于測(cè)量質(zhì)量流量G；2為流量管壁面靜壓測(cè)點(diǎn),用于測(cè)量進(jìn)口靜壓p0；3為壓氣機(jī)進(jìn)口總壓測(cè)點(diǎn),用于測(cè)量進(jìn)口總壓p*1；4為壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子；5為壓氣機(jī)靜子；6為壓氣機(jī)出口總壓、靜壓測(cè)點(diǎn),用于測(cè)量出口總壓p*2、出口靜壓p2；7為異步交流電動(dòng)機(jī),即實(shí)驗(yàn)臺(tái)的動(dòng)力源；8為后支板。0-0截面:進(jìn)口流量測(cè)量截面；I-I截面:壁面動(dòng)態(tài)靜壓測(cè)試截面。

圖7 亞聲速風(fēng)扇TA36實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Schematic of subsonic fan TA36

圖8 亞聲速風(fēng)扇SPS機(jī)匣處理Fig.8 Schematic diagram of subsonic fan SPS casing treatment

根據(jù)SPS機(jī)匣處理理論研究結(jié)果,設(shè)計(jì)一種帶氣室和穿孔板的機(jī)匣處理(見圖8)。圖中:1為機(jī)匣處理支架,內(nèi)壁面加工有不同直徑的槽道,與外環(huán)配合形成不同容積的背腔(即氣室)；2為機(jī)匣處理外環(huán),形成封閉腔體；3為機(jī)匣處理內(nèi)環(huán),可以改變斜槽幾何參數(shù)；4為帽錐,固定在轉(zhuǎn)子上,隨轉(zhuǎn)子一起轉(zhuǎn)動(dòng)；5為氣室；6為壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子；7為壓氣機(jī)靜子。它可以通過調(diào)節(jié)穿孔板的穿孔率和氣室的容積等調(diào)節(jié)壁面邊界阻抗。具體的結(jié)構(gòu)參數(shù)為:穿孔板穿孔率6.4%(周向均布24個(gè)斜槽,槽寬為3 mm),斜槽長(zhǎng)度為75 mm,背腔深度為60 mm(簡(jiǎn)稱為“L60”型SPS機(jī)匣處理)。

2)跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage

SPS機(jī)匣處理跨聲速壓氣機(jī)擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)是在北京航空航天大學(xué)單雙級(jí)跨聲速壓氣機(jī)實(shí)驗(yàn)臺(tái)(見圖9)上完成的,設(shè)備總體布局見圖9(a)。圖9(b)為跨聲速壓氣機(jī)實(shí)驗(yàn)臺(tái)上的SPS機(jī)匣處理實(shí)驗(yàn)段。圖9(c)給出了測(cè)試系統(tǒng)布局,0-0截面:進(jìn)口流量測(cè)試截面；I-I截面:進(jìn)口總壓和壁面動(dòng)態(tài)靜壓測(cè)試截面；II-II:出口總壓測(cè)試截面。本實(shí)驗(yàn)轉(zhuǎn)子為J69-T41A發(fā)動(dòng)機(jī)軸流跨聲速轉(zhuǎn)子,主要設(shè)計(jì)參數(shù)見表2。

依照SPS機(jī)匣處理理論研究結(jié)果,設(shè)計(jì)了一套可以調(diào)節(jié)壁面斜槽以及背腔容積的SPS機(jī)匣處理實(shí)驗(yàn)裝置(見圖10)。機(jī)匣處理結(jié)構(gòu)參數(shù)如下:斜槽數(shù)目分別為24槽、30槽和45槽(相應(yīng)的壁面穿孔率分別為6.4%、8%和12%),背腔深度分別為5 mm、35 mm和75 mm。軸向圓弧形斜槽長(zhǎng)度為65 mm,壁面厚度為10 mm。

圖9 跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage實(shí)驗(yàn)臺(tái)及測(cè)試系統(tǒng)示意圖Fig.9 Schematic diagram of transonic compressor J69 Stage rig and measurement system

表2 跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage主要設(shè)計(jì)參數(shù)Table 2 Design parameters of transonic compressor J69 Stage

圖10 跨聲速壓氣機(jī)SPS機(jī)匣處理Fig.10 Schematic diagram of SPS casing treatment

3.2 氣動(dòng)性能參數(shù)定義

1)跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage

質(zhì)量流量G:

式中:k′為比熱比；φ為流量系數(shù),即實(shí)際流量與理論流量之比,經(jīng)測(cè)量φ=0.992；A0為流量管測(cè)量截面處的幾何面積；為測(cè)量截面處的氣流總壓,在流量管加工良好的情況下,可以由當(dāng)?shù)卮髿鈮毫Υ鎝H；為測(cè)量截面處的總溫,可以由當(dāng)?shù)卮髿鉁囟却鎀H；q(λ0)為測(cè)量截面的無因次密流的氣動(dòng)函數(shù),可根據(jù)π(λ)=查表求0出q(λ0),p0為測(cè)量截面上均布的4個(gè)壁面靜壓的平均值。

式中:cp為定壓比熱；T1*為進(jìn)口總溫；Nk為壓氣機(jī)消耗的功率,可由轉(zhuǎn)速和扭矩得到。

綜合失速裕度SM:

2)亞聲速風(fēng)扇TA36

為了更明顯地觀察到失速現(xiàn)象,引入ψ-φ靜壓升系數(shù)特性曲線。

靜壓升系數(shù)ψ:

式中:Vx為進(jìn)口軸向速度；Um為轉(zhuǎn)子葉中切向速度。

風(fēng)扇效率η:

式中:Ne為電機(jī)扭矩；電機(jī)效率ηe=0.89,機(jī)械效率ηm=1.0。

流量裕度SM′:

式中:qmd和qms分別為設(shè)計(jì)點(diǎn)和失速點(diǎn)質(zhì)量流量。

流量和轉(zhuǎn)速都根據(jù)相似理論進(jìn)行換算:

式中:Gcor為換算質(zhì)量流量；ncor為換算轉(zhuǎn)速；n為轉(zhuǎn)子工作轉(zhuǎn)速。

為了驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性,進(jìn)行多次不同大氣壓力和溫度情況下各百分比轉(zhuǎn)速的光壁重復(fù)性實(shí)驗(yàn),將多次實(shí)驗(yàn)進(jìn)行平均作為擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)的基準(zhǔn),得到穩(wěn)態(tài)流量誤差帶在0.5%以內(nèi),效率誤差帶在1%以內(nèi)。

3.3 擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果

1)亞聲速風(fēng)扇TA36

圖11給出了L60型SPS機(jī)匣處理在亞聲速風(fēng)扇TA36上的擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果[31]。從圖11(a)可以看到,SPS機(jī)匣處理明顯拓寬了風(fēng)扇穩(wěn)定工作范圍,流量裕度SM′提高了4%～5.5%,綜合失速裕度SM提高了12%～15%。此外,SPS機(jī)匣處理在擴(kuò)穩(wěn)的同時(shí),能夠保持壓氣機(jī)原有的壓升特性(見圖11(a)),并且不帶來明顯的效率損失,甚至在某些工況下效率會(huì)略有提高(見圖11(b))。

2)跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage

圖12～圖14給出了不同穿孔率下SPS機(jī)匣處理在跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage上的擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果[33]。圖13中:BP-A為開始節(jié)流的起始流量基準(zhǔn)點(diǎn)?？梢钥吹?SPS機(jī)匣處理同樣能夠明顯拓寬壓氣機(jī)穩(wěn)定工作范圍,流量裕度SM′提高了3.5%～9.3%,綜合失速裕度SM提高了4%～12%。此外,SPS機(jī)匣處理在擴(kuò)穩(wěn)的同時(shí),只有當(dāng)穿孔率較小且背腔較大時(shí),才能夠保持壓氣機(jī)原有的壓比特性和效率特性,否則將會(huì)帶來壓比特性改變和明顯的效率損失(2%～3%左右)。

圖11 σ=6.4%時(shí)SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)研究(亞聲速風(fēng)扇TA36)Fig.11 Stall margin characteristics of SPS casing treatment when σ=6.4%(subsonic fan TA36)

圖12 σ=6.4%時(shí)SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)研究(跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage)Fig.12 Stall margin characteristics of SPS casing treatment when σ=6.4%(transonic compressor J69 Stage)

圖13 σ=8%時(shí)SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)研究(跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage)Fig.13 Stall margin characteristics of SPS casing treatment when σ=8%(transonic compressor J69 Stage)

圖14 σ=12%時(shí)SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)研究(跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage)Fig.14 Stall margin characteristics of SPS casing treatment whenσ=12%(transonic compressor J69 Stage)

圖15 光壁近失速點(diǎn)狀態(tài)下靜子后總壓比展向分布Fig.15 Spanwise distribution of total pressure ratio behind stator at near stall point of mass flow with solid wall

為了評(píng)估SPS機(jī)匣處理對(duì)壓氣機(jī)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響,圖15給出了SPS機(jī)匣處理對(duì)跨聲速單級(jí)壓氣機(jī)J69 Stage總壓比沿徑向分布的影響,從一個(gè)側(cè)面實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了SPS機(jī)匣處理對(duì)壓氣機(jī)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響效果[35]。可以看到,相同流量(光壁情況近失速點(diǎn))情況下,當(dāng)SPS機(jī)匣處理明顯改變壓氣機(jī)壓比和效率特性時(shí)(如圖12中腔深hb=35 mm以及圖14中穿孔率σ=12%情況),相應(yīng)的總壓比沿徑向分布也將發(fā)生明顯的改變。而當(dāng)SPS機(jī)匣處理能夠保持壓氣機(jī)原有工作性能時(shí),葉片負(fù)載沿徑向的分布也基本保持不變。該實(shí)驗(yàn)結(jié)果證實(shí),當(dāng)SPS機(jī)匣處理保持壓氣機(jī)原有的壓比特性和效率特性時(shí),可以認(rèn)為其基本沒有改變壓氣機(jī)的徑向負(fù)載分布,也就不會(huì)明顯地改變壓氣機(jī)內(nèi)部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

4 SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理實(shí)驗(yàn)研究

基于波渦相互作用改變系統(tǒng)阻抗邊界的非定常機(jī)理假設(shè)發(fā)展的SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)理論設(shè)計(jì)方法不僅能夠準(zhǔn)確預(yù)測(cè)風(fēng)扇/壓氣機(jī)的失速起始點(diǎn),而且能夠?qū)C(jī)匣處理的擴(kuò)穩(wěn)效果進(jìn)行定量評(píng)估。依據(jù)該方法給出的理論結(jié)果設(shè)計(jì)的SPS機(jī)匣處理,在亞聲速風(fēng)扇和跨聲速壓氣機(jī)實(shí)驗(yàn)中均取得了較好的擴(kuò)穩(wěn)效果,并且能夠較好地保持風(fēng)扇/壓氣機(jī)原有的特性,不帶來明顯的特性改變和效率損失。為了更好地揭示和驗(yàn)證SPS機(jī)匣處理的擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理,將從非定常角度,開展SPS機(jī)匣處理對(duì)失速先兆波產(chǎn)生及發(fā)展的影響效果的實(shí)驗(yàn)研究。

采用Kulite高頻響動(dòng)態(tài)壓力傳感器對(duì)壓氣機(jī)上游的壁面動(dòng)態(tài)靜壓信號(hào)進(jìn)行實(shí)時(shí)采集,測(cè)點(diǎn)位置在靠近轉(zhuǎn)子前緣動(dòng)葉機(jī)匣壁面上,距離轉(zhuǎn)子前緣約一個(gè)轉(zhuǎn)子弦長(zhǎng)位置,8支傳感器沿周向均布(如圖7所示I-I截面)。

在對(duì)信號(hào)進(jìn)行數(shù)據(jù)分析處理過程中,采用了空間傅里葉變換(SFT)、功率譜密度(PSD)分析等方法[50]。對(duì)8支傳感器測(cè)得的動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)經(jīng)過帶通濾波(0.1～1.2倍轉(zhuǎn)子軸頻率的通頻帶)后進(jìn)行空間傅里葉變換,得到k階諧波系數(shù):

式中:Ck為復(fù)傅里葉變換諧波系數(shù)；pn為擾動(dòng)壓力；N=8；-3≤k≤4。

諧波系數(shù)Ck(t)是隨時(shí)間變化的,對(duì)其進(jìn)行功率譜密度分析可以得到該諧波的傳播頻率及相應(yīng)的能量大小。

功率譜密度(Power Spectral Density,PSD)定義為

式中:F(ω)為Ck(t)的Fourier系數(shù)。

圖16給出了亞聲速風(fēng)扇TA36在逐漸截流進(jìn)入失速階段的靜壓信號(hào)的時(shí)間演化圖[31]?？梢钥吹?每支傳感器在壓氣機(jī)進(jìn)入失速之前,信號(hào)都有明顯的壓力擾動(dòng)出現(xiàn),而且可以清楚地看到其在壓氣機(jī)中沿周向傳播(圖中斜線所示),并且逐漸增大最后進(jìn)入失速的過程。其中,橫坐標(biāo)單位是絕對(duì)時(shí)間,可以看到,在低速風(fēng)扇實(shí)驗(yàn)中,從出現(xiàn)明顯的失速先兆信號(hào)到壓氣機(jī)完全失速,時(shí)間僅約為0.1 s。

圖16 亞聲速風(fēng)扇TA36靜壓擾動(dòng)信號(hào)時(shí)間演化Fig.16 Time evolution of static pressure perturbations for subsonic fan TA36

選定如圖13(a)所示的起始點(diǎn)BP-A,以相同的節(jié)流速度對(duì)光壁機(jī)匣和機(jī)匣處理兩種情況進(jìn)行節(jié)流實(shí)驗(yàn),這樣可以使得二者的流量關(guān)系對(duì)應(yīng)起來,在整個(gè)節(jié)流過程中相同的時(shí)刻保持近似相等。對(duì)動(dòng)態(tài)靜壓信號(hào)進(jìn)行PSD分析(見圖17),可以看到,在相同流量起始點(diǎn)、相同截流速度時(shí),低頻擾動(dòng)(0.5～0.6倍轉(zhuǎn)子軸頻率)在光壁機(jī)匣條件下,其幅值在超過10-6量級(jí)時(shí)會(huì)進(jìn)入失速(如圖17(a)中160轉(zhuǎn)后),而此流量狀態(tài)下,機(jī)匣處理的存在,不僅會(huì)吸收擾動(dòng)的能量使其維持在較低水平,而且當(dāng)流量進(jìn)一步降低(即時(shí)間軸向右推移),低頻擾動(dòng)的幅值可以逐步增大,甚至超過10-6量級(jí),達(dá)到1.5×10-6的水平而不失速,直到流量隨著更進(jìn)一步的截流而降低到更低的狀態(tài)(如圖17(b)中680轉(zhuǎn)后)才進(jìn)入失速。這充分說明機(jī)匣處理能夠有效地抑制失速先兆波的發(fā)展,從而推遲壓氣機(jī)系統(tǒng)進(jìn)入失速狀態(tài),擴(kuò)大其穩(wěn)定工作的范圍[31]。

圖18給出了跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage節(jié)流情況下進(jìn)入失速過程中失速擾動(dòng)信號(hào)的時(shí)間演化對(duì)比結(jié)果[33]?？梢钥吹?在相同流量起始點(diǎn)、相同截流速度時(shí),在光壁機(jī)匣條件下(見圖18(a)),壓氣機(jī)流場(chǎng)中存在明顯的低頻擾動(dòng)(0.5～0.6倍轉(zhuǎn)子軸頻率),當(dāng)節(jié)流至700轉(zhuǎn)時(shí)壓氣機(jī)進(jìn)入失速。而機(jī)匣處理存在情況下(見圖18(b)),流場(chǎng)中幾乎觀察不到明顯的低頻擾動(dòng)信號(hào),直到流量隨著進(jìn)一步的節(jié)流而降低到更低的狀態(tài)(如圖18(b)中2 000轉(zhuǎn)后)才進(jìn)入失速。

因此,通過對(duì)比觀察節(jié)流過程中壓氣機(jī)流場(chǎng)內(nèi)低頻擾動(dòng)信號(hào)的演化,SPS機(jī)匣處理的存在,使得系統(tǒng)的邊界阻抗特性發(fā)生了改變(見圖1),增強(qiáng)了對(duì)低頻擾動(dòng)波能量的吸收能力,可以抑制低頻擾動(dòng)波進(jìn)一步放大,使其能量維持在較低水平。正如圖2所示,帶氣室的機(jī)匣處理在工作時(shí),葉尖氣流會(huì)從斜槽后緣流進(jìn)氣室,再從斜槽前緣流出,這種流進(jìn)、流出的氣流在孔縫邊緣產(chǎn)生脫落渦街或渦環(huán),可以有效地吸收壓力擾動(dòng)波,抑制失速先兆波的非線性發(fā)展,推遲壓氣機(jī)系統(tǒng)進(jìn)入失速狀態(tài),擴(kuò)大其穩(wěn)定工作的范圍。

圖17 亞聲速風(fēng)扇TA36失速過程中PSD對(duì)比Fig.17 Comparison of PSD during stall process in subsonic fan TA36

圖18 跨聲速壓氣機(jī)J69 Stage失速過程中PSD對(duì)比Fig.18 Comparison of PSD during stall process in transonic compressor J69 Stage

5 未來發(fā)展趨勢(shì)

隨著未來戰(zhàn)機(jī)對(duì)高機(jī)動(dòng)、高隱身特性的不斷追求,更容易誘發(fā)多級(jí)壓氣機(jī)流動(dòng)失穩(wěn)問題,而其影響因素更加紛繁復(fù)雜,諸如轉(zhuǎn)子/靜子氣動(dòng)布局(葉片造型、葉片數(shù)、葉尖間隙、轉(zhuǎn)靜間隙),壓氣機(jī)進(jìn)口畸變來流條件[34],高低壓壓氣機(jī)匹配(轉(zhuǎn)速、級(jí)負(fù)荷分配、徑向/周向流場(chǎng)分布)等。如何將這些幾何、氣動(dòng)影響因素包含到SPS機(jī)匣處理的理論設(shè)計(jì)中,是一個(gè)值得深入探討的科學(xué)問題,而能否將SPS機(jī)匣處理成功應(yīng)用于多級(jí)壓氣機(jī)的流動(dòng)穩(wěn)定性問題,尚有待于開展進(jìn)一步的研究工作。

6 結(jié) 論

1)SPS機(jī)匣處理理論設(shè)計(jì)模型預(yù)測(cè)該項(xiàng)擴(kuò)穩(wěn)技術(shù)能夠分別提高亞聲速風(fēng)扇和跨聲速壓氣機(jī)流量裕度7.6%和6.8%。

2)SPS機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示,亞聲速風(fēng)扇和跨聲速壓氣機(jī)流量裕度分別提高5.5%和9.3%,綜合失速裕度均達(dá)到12%以上,并且在小穿孔率大背腔情況下能夠保持壓氣機(jī)原有的壓升特性、峰值效率以及葉片負(fù)荷分布。

3)SPS機(jī)匣處理基于波渦相互作用改變動(dòng)力系統(tǒng)的阻抗邊界條件,影響流場(chǎng)中失速先兆,從而抑制旋轉(zhuǎn)失速發(fā)生。其擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理明顯有別于傳統(tǒng)機(jī)匣處理力圖改變壓氣機(jī)尖區(qū)流動(dòng)結(jié)構(gòu)的擴(kuò)穩(wěn)思路(避免造成明顯效率損失),也完全不同于主動(dòng)控制技術(shù)對(duì)消失速先兆波的策略。

致 謝

感謝中國科學(xué)院工程熱物理研究所聶超群、林峰研究員以及李繼超、劉樂在跨聲速壓氣機(jī)實(shí)驗(yàn)中的大力支持。

[1] Wennerstrom A J.Highly loaded axial flow compressors:history and current development[J].Journal of Turbomachinery,1990,112(4):567-578.

[2] Takata H,Tsukuda Y.Stall margin improvement by casing treatment—its mechanism and effectiveness[J].Journal of Engineering for Power,1977,99(1):121-133.

[3] Fujita H,Takata H.A study of configurations of casing treatment for axial flow compressors[J].Bulletin of Japan Society Mechanical Engineers,1984,27(230):1675-1681.

[4] Smith G D J,Cumpsty N A.Flow phenomena in compressor casing treatment[J].Journal of Engineering for Gas Turbines and Power,1984,106(3):532-541.

[5] Lee N K W,Greitzer E M.Effects of compressor endwall suction and blowing on stability enhancement[J].Journal of Turbomachinery,1990,112(1):133-144.

[6] Ivanov S K,Dudkin V E,Peredery V P,et al.Axial flow ventilation fan:U.K.(19)GB(11)2 124 303A[P].1987-11-02.

[7] Kang C S,Mckenzie A B,Elder R L.Recessed casing treatment effects on fan performance and flow field,ASME Paper,95-GT-197[R].New York:ASME,1995.

[8] Azimian A R,Elder R L,Mckenzie A B.Application of recess vaned casing treatment to axial flow fans[J].Journal of Turbomachinery,1990,112(1):145-150.

[9] Ziabasharhagh M,Mckenzie A B,Elder R L.Recess vane passive stall control,ASME Paper,92-GT-36[R].New York:ASME,1992.

[10] Houghton T,Day I.Enhancing the stability of subsonic compressors using casing grooves[J].Journal of Turbomachinery,2010,133(2):021007.

[11] Sakuma Y,Watanabe T,Himeno T,et al.Numerical analysis of flow in a transonic compressor with a single circumferential casing groove:influence of groove location and depth on flow instability[J].Journal of Turbomachinery,2013,136(3):031017.

[12] Du J,Liu L,Nan X,et al.The dynamics of pre-stall process in an axial low-speed compressor with single circumferential casing groove,ASME Paper,GT2013-95432[R].New York:ASME,2013.

[13] Li J,Lin F,Wang S,et al.Extensive experimental study of circumferential single groove in an axial flow compressor,ASME Paper,GT2014-26859[R].New York:ASME,2014.

[14] Kern M,Horn W,Hiller S J,et al.Effects of tip injection on the performance of a multi-stage high-pressure compressor[J].CEAS Aeronautical Journal,2011,2(1-4):99-110.

[15] Kroeckel T,Hiller S J,Jeschke P.Application of a multistage casing treatment in a high speed axial compressor test rig,ASME Paper,GT2011-46315[R].New York:ASME,2011.

[16] Crook A J,Greitzer E M,Tan C S,et al.Numerical simulation of compressor endwall and casing treatment flow phenomena[J].Journal of Turbomachinery,1993,115(3):501-512.

[17] Brignole G A,Danner F C T,Kau H P.Time resolved simulation and experimental validation of the flow in axial slot casing treatments for transonic axial compressors,ASME Paper,GT2008-50593[R].New York:ASME,2008.

[18] Wilke I,Kau H P.A numerical investigation of the flow mechanisms in a high pressure compressor front stage with axial slots[J].Journal of Turbomachinery,2004,126(3):339-349.

[19] Iyengar V,Sankar L N,Niazi S.Assessment of the selfrecirculating casing treatment concept applied to axial compressors,AIAA-2005-0632[R].Reston:AIAA,2005.

[20] Gourdain N,Wlassow F,Ottavy X.Effect of tip clearance dimensions and control of unsteady flows in a multistage high-pressure compressor[J].Journal of Turbomachinery,2012,134(5):051005.

[21] Greitzer E M,Nikkanen J P,Haddad D E,et al.A fundamental criterion for the application of rotor casing treatment[J].Journal of Fluids Engineering,1979,101(2):237-243.

[22] Sun X F.On the relation between the inception of rotating stall and casing treatment,AIAA-1996-2579[R].Reston:AIAA,1996.

[23] Sun X F,Sun D K,Yu W W.Model to predict stall inception of transonic axial flow fan/compressors[J].Chinese Journal of Aeronautics,2011,24(6):687-700.

[24] Sun X F,Jing X D.High-intensity sound absorption at an orifice with bias flow[J].Journal of Propulsion and Power,2002,18(3):718-720.

[25] Jing X D,Sun X F.Numerical simulation on the nonlinear acoustic properties of an orifice[J].AIAA Journal,2000,38(9):1565-1572.

[26] Jing X D,Sun X F.Effect of plate thickness on impedance of perforated plates with bias flow[J].AIAA Journal,2000,38(9):1573-1578.

[27] Jing X D,Sun X F.Sound-excited flow and acoustic nonlinearity at an orifice[J].Physics of Fluids,2002,14(1):268-276.

[28] Zhao H W,Sun X F.Active control of wall acoustic impedance[J].AIAA Journal,1999,37(7):825-831.

[29] Jing X D,Sun X F.Experimental investigations of perforated liners with bias flow[J].Journal of the Acoustical Society of America,1999,106:2436-2441.

[30] Sun X F,Sun D K,Liu X H,et al.Theory of compressor stability enhancement using novel casing treatment,Part I:methodology[J].Journal of Propulsion and Power,2014,30(5):1224-1235.

[31] Sun D K,Liu X H,Jin D H,et al.Theory of compressor stability enhancement using novel casing treatment,Part II:experiment[J].Journal of Propulsion and Power,2014,30(5):1236-1247.

[32] Sun D K,Liu X H,Sun X F.An evaluation approach for the stall margin enhancement with SPS casing treatment[J].Journal of Fluids Engineering,2015,137(8):081102.

[33] Sun D K,Nie C Q,Liu X H,et al.Further investigation on transonic compressor stall margin enhancement with SPS casing treatment[J].Journal of Turbomachinery,2015(accepted).

[34] Dong X,Sun X,Li F,et al.Effects of rotating inlet distortion on compressor stability with SPS casing treatment[J].Journal of Fluids Engineering,2015,137(11):111101.

[35] Liu X H,Sun D K,Sun X F,et al.Flow stability theory for fan/compressors with annular duct and novel casing treatment[J].Chinese Journal of Aeronautics,2012,25(2):143-154.

[36] Dong X,Liu X H,Sun D K,et al.Experimental investigation on SPS casing treatment with bias flow[J].Chinese Journal of Aeronautics,2014,24(6):1352-1362.

[37] Xiong S,Sun D K,Suo Q L,et al.Experimental investigation of novel casing treatment on stall margin enhancement under inlet distortion[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2013,34(12):2692-2700(in Chinese).熊珊,孫大坤,所秋玲,等.進(jìn)氣畸變條件下新型機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)效果實(shí)驗(yàn)研究[J].航空學(xué)報(bào),2013,34(12):2692-2700.

[38] Dong X,Liu X H,Sun D K,et al.Experimental investigation of stall margin enhancement using novel casing treatment under the rotating inlet distortion[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2014,35(9):2411-2425(in Chinese).董旭,劉小華,孫大坤,等.旋轉(zhuǎn)畸變條件下新型機(jī)匣處理擴(kuò)穩(wěn)效果試驗(yàn)[J].航空學(xué)報(bào),2014,35(9):2411-2425.

[39] Strazisar A J,Bright M M,Thorp S,et al.Compressor stall control through endwall recirculation,ASME Paper,GT2004-54295[C].New York:ASME,2004.

[40] Yamaguchi N,Ogata M.Improvement of stalling characteristics of an axial-flow fan by radial-vaned air separators[J].Journal of Turbomachinery,2010,132(2):021015.

[41] Howe M S.Theory of vortex sound[M].Cambridge:Cambridge Press,2002.

[42] Bechert D W.Sound absorption caused by vorticity shedding,demonstrated with a jet flow[J].Journal of Sound and Vibration,1980,70(3):389-405.

[43] Howe M S.On the theory of unsteady high Reynolds number flow through a circular aperture[C]//Proceedings of the Royal Society London A366,1979.

[44] Dowling A P,Hughes I J.Sound absorption by a screen with regular array of slits[J].Journal of Sound and Vibration,1992,156(3):387-405.

[45] Jing X D,Sun X F,Wu J S,et al.Effect of grazing flow on the acoustic impedance of an orifice[J].AIAA Journal,2001,39(8):1478-1484.

[46] Sun X F,Jing X D,Zhang H,et al.Effect of grazing-bias flow interaction on acoustic impedance of perforated plates[J].Journal of Sound and Vibration,2002,254(3):557-573.

[47] Sun X F,Liu X H,Hou R,et al.A general theory of flow instability inception in turbomachinery[J].AIAA Journal,2013,51(7):1675-1687.

[48] Liu X H,Sun D K,Sun X F.Basic studies of flow-instability inception in axial compressors using eigenvalue method[J].Journal of Fluids Engineering,2014,136(3):031102.

[49] Liu X H,Zhou Y P,Sun X F,et al.Calculation of flow instability inception in high speed axial compressors[J].Journal of Turbomachinery,2015,137(6):061007.

[50] Garnier V H,Epstein A H,Greitzer E M.Rotating waves as a stall inception indication in axial compressors[J].Journal of Turbomachinery,1991,113(2):290-302.