李仁康, 王如根, 何 成, 胡加國,3*, 馬彩東, 黃丹青

(1. 空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 西安 710038; 2. 甘肅省酒泉市十四支局, 甘肅 酒泉 735000; 3. 北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院, 北京 100191)

渦流發(fā)生器對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵角區(qū)分離影響的實(shí)驗(yàn)研究

李仁康1, 王如根1, 何 成2, 胡加國1,3*, 馬彩東1, 黃丹青1

(1. 空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 西安 710038; 2. 甘肅省酒泉市十四支局, 甘肅 酒泉 735000; 3. 北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院, 北京 100191)

渦流發(fā)生器能有效控制葉柵通道內(nèi)的流動(dòng)分離。為探明渦流發(fā)生器對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵角區(qū)分離的控制效果，設(shè)計(jì)了不同周向位置的渦流發(fā)生器并進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：渦流發(fā)生器通過其產(chǎn)生的尾渦改變通道內(nèi)的旋渦結(jié)構(gòu)，加強(qiáng)端壁區(qū)的低能流體與主流的摻混，抑制角區(qū)分離的形成進(jìn)而達(dá)到了改善流動(dòng)的效果。相對(duì)于原型葉柵，在-3°～3°迎角下加入渦流發(fā)生器后損失系數(shù)降低了5%～14%，氣流轉(zhuǎn)折角提高2.49°～3.15°。相對(duì)于方案A，渦流發(fā)生器遠(yuǎn)離吸力面0.15倍柵距時(shí)，角渦強(qiáng)度增強(qiáng)，氣動(dòng)性能下降；反之，接近吸力面0.15倍柵距時(shí)會(huì)增加角區(qū)額外損失，其流動(dòng)控制效果較差。

高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵；流動(dòng)控制；渦流發(fā)生器；角區(qū)分離；周向位置

0 引 言

新一代高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)要求具有更高的推重比、更低的耗油率、更高的可靠性和更佳的經(jīng)濟(jì)可承受性，其中更高的推重比是提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能的最重要途徑[1]。為使發(fā)動(dòng)機(jī)獲得更大的推重比，壓氣機(jī)采用大彎度高負(fù)荷葉片來提高級(jí)負(fù)荷，減少級(jí)數(shù)，進(jìn)行結(jié)構(gòu)減重[2]。與此同時(shí)，高負(fù)荷壓氣機(jī)面臨著增壓效率和穩(wěn)定性迅速惡化的矛盾，嚴(yán)重制約了發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能的提高。因此，在深入研究壓氣機(jī)內(nèi)部復(fù)雜流動(dòng)的基礎(chǔ)上，采用流動(dòng)控制技術(shù)，抑制葉片通道內(nèi)的流動(dòng)分離，是解決這一矛盾的有效方法。

當(dāng)前的壓氣機(jī)流動(dòng)控制技術(shù)，根據(jù)是否由外界環(huán)境向系統(tǒng)引入能量可分為主動(dòng)流動(dòng)控制和被動(dòng)流動(dòng)控制。主動(dòng)流動(dòng)控制是利用微量的、局部的“氣流擾動(dòng)”來控制大流量、全局性的流場，主要包括附面層抽吸[3-4]、射流[5]和等離子體氣動(dòng)激勵(lì)[6-7]等。被動(dòng)流動(dòng)控制通過改變幾何形狀、安裝控制裝置等手段對(duì)流動(dòng)形態(tài)進(jìn)行控制，典型代表有彎掠葉片[8]、機(jī)匣處理[9]、端壁造型[10]和開槽/縫葉片[11-13]等。本文研究的渦流發(fā)生器(Vortex Generator, VG)采用的就是被動(dòng)控制技術(shù)，它是一種在頂端產(chǎn)生旋渦的小型片狀裝置，具有結(jié)構(gòu)簡單、布置靈活和不需要改變?cè)瓨?gòu)型的特點(diǎn)，具有開發(fā)價(jià)值。

為充分發(fā)揮渦流發(fā)生器的流動(dòng)控制作用，國內(nèi)外學(xué)者對(duì)渦流發(fā)生器進(jìn)行了大量研究。Lin在文獻(xiàn)[14]中總結(jié)了渦流發(fā)生器的幾何參數(shù)、布局方式和位置等因素對(duì)湍流邊界層的影響。Rockenbach[15]對(duì)單級(jí)亞聲速壓氣機(jī)動(dòng)靜葉前加裝渦流發(fā)生器進(jìn)行試驗(yàn)研究，結(jié)果表明采用渦流發(fā)生器可以提高級(jí)的穩(wěn)定裕度。Gammerdinger[16]在跨聲速葉柵前使用渦流發(fā)生器，結(jié)果表明二次流分離范圍減小，但總壓損失增加。Chima[17]仿真得到在靜葉吸力面加渦流發(fā)生器對(duì)控制角區(qū)分離有一定作用的結(jié)果。Pesteil[18]的數(shù)值仿真研究結(jié)果表明，采用在葉根前緣端壁上安裝渦流發(fā)生器，可以有效減弱吸力面/端壁角區(qū)的低能流體積聚，減少流動(dòng)損失，提高氣流折轉(zhuǎn)能力。

在提升壓氣機(jī)級(jí)負(fù)荷和穩(wěn)定性的重大需求這個(gè)背景下，本文針對(duì)某兩級(jí)跨聲速風(fēng)扇由于第二級(jí)靜葉角區(qū)分離導(dǎo)致穩(wěn)定裕度不足的實(shí)際問題，以第二級(jí)靜葉根部葉型為研究對(duì)象，在實(shí)驗(yàn)室前期工作的基礎(chǔ)上，開展了不同周向位置的渦流發(fā)生器控制高負(fù)荷葉柵三維流動(dòng)的實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)研究了渦流發(fā)生器對(duì)角區(qū)堵塞和尾緣分離的控制效果，考察在典型迎角范圍內(nèi)的渦流發(fā)生器對(duì)葉柵的流場結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)的影響。通過實(shí)驗(yàn)研究，為安裝渦流發(fā)生器的壓氣機(jī)設(shè)計(jì)提供基礎(chǔ)參考。

1 研究對(duì)象

本文所研究的葉柵來源于某兩級(jí)半高負(fù)荷風(fēng)扇的第二級(jí)靜子10%葉高處，具體設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。該葉柵為典型大彎度高負(fù)荷葉柵，在實(shí)驗(yàn)條件下，隨進(jìn)氣迎角變化角區(qū)三維流動(dòng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，適合考察渦流發(fā)生器對(duì)分離流的控制效果。

表1 葉柵幾何參數(shù)Table 1 Geometry parameters of the cascade

作為控制方案的渦流發(fā)生器，幾何設(shè)計(jì)采用NACA64-006葉型，尾緣為圓角，弦長c為11.7mm。實(shí)驗(yàn)室前期通過對(duì)渦流發(fā)生器的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬，詳細(xì)研究了渦流發(fā)生器周向位置、高度和偏轉(zhuǎn)角度等對(duì)分離控制效果的影響，結(jié)果表明：最優(yōu)的周向位置選擇是在不使渦流發(fā)生器的尾渦流向葉柵前緣的情況下使尾渦盡可能靠近葉柵吸力面；渦流發(fā)生器理想高度為附面層厚度的1～1.5倍之間；合理的渦流發(fā)生器偏轉(zhuǎn)角應(yīng)在15°～25°之間[19]。

在實(shí)際實(shí)驗(yàn)過程中，首先確定渦流發(fā)生器偏轉(zhuǎn)角度θ為24°，高度確定為1.1倍來流附面層的厚度[20]，再考量渦流發(fā)生器的周向位置影響規(guī)律。渦流發(fā)生器安裝位置t1為葉柵前緣沿周向的延長線上1.3mm處，t2為沿軸向的延長線上7mm處。令此幾何位置渦流發(fā)生器為方案A。

通過改變渦流發(fā)生器周向位置，進(jìn)一步研究尾渦作用區(qū)域?qū)θ~柵氣動(dòng)性能的影響規(guī)律。在方案A的基礎(chǔ)上，將渦流發(fā)生器向吸力面和壓力面分別移動(dòng)0.15倍柵距形成方案B和C，同時(shí)渦流發(fā)生器的弦長、偏角、軸向位置和高度保持不變。葉柵和渦流發(fā)生器的相對(duì)位置如圖1所示。

2 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及測試方法

本文的流動(dòng)控制實(shí)驗(yàn)是在低速平面葉柵風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行的。該風(fēng)洞主要由葉柵風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)平臺(tái)、附面層抽吸系統(tǒng)和變頻器等組成，收縮段最高風(fēng)速達(dá)0.3Ma左右。

如圖2(a)所示，實(shí)驗(yàn)及測量裝置安裝在葉柵轉(zhuǎn)盤上，通過旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)盤來調(diào)整葉片的進(jìn)氣迎角。實(shí)驗(yàn)過程中流場參數(shù)通過由步進(jìn)電機(jī)精確控制的L型束狀五孔探針測量，測量密度為20×22，且重復(fù)定位精度小于5μm。為保證流動(dòng)的周期性和測量的準(zhǔn)確性，安裝有渦流發(fā)生器的柵板上共有7塊葉片，每塊葉片對(duì)應(yīng)1個(gè)渦流發(fā)生器葉片，其中中間的葉片為測量葉片。

為監(jiān)控進(jìn)氣條件，在進(jìn)口段布置了靜壓測量孔和總壓傳感器。五孔探針測量方案如圖2(b)所示，在出口位置測量葉片的2種位置截面流場參數(shù)(截面M和截面N)。截面M為葉柵出口截面，位于葉片尾緣下游0.5mm處，截面N于葉柵通道內(nèi)70%弦長流向截面處。由于對(duì)稱性，實(shí)驗(yàn)中測量了0%～50%葉片高度內(nèi)的流場，探針與端壁最近的距離為2mm。

Fig.3Boundarylayerlossdistributionandradialaveragedlosscoefficient

根據(jù)實(shí)驗(yàn)狀況，所實(shí)驗(yàn)的葉柵安裝在風(fēng)洞收縮段的下游，進(jìn)氣速度固定為50m/s，迎角變化范圍為-3°～3°，進(jìn)口總壓為96 200Pa，總溫為296.5K，湍流度為1%。根據(jù)葉片的弦長和進(jìn)氣速度，雷諾數(shù)為4.5×105。由于氣流的非定常性，實(shí)驗(yàn)中測量到的進(jìn)口參數(shù)在0.5%以內(nèi)波動(dòng)。

3 結(jié)果與分析

3.1 流動(dòng)控制及機(jī)理分析

本節(jié)以方案A和原型葉柵為研究對(duì)象，針對(duì)高負(fù)荷葉柵穩(wěn)定性急劇惡化問題，通過對(duì)出口截面M的測量，驗(yàn)證渦流發(fā)生器對(duì)流場特性控制的積極作用。圖4給出了典型迎角下，加入控制方案前后的總壓損失周向平均的徑向分布。

在整個(gè)迎角范圍內(nèi)，加入渦流發(fā)生器后總壓損失得到一定的抑制，在端壁處效果較好。通過對(duì)葉柵出口截面總壓損失進(jìn)行面積平均后得，采用渦流發(fā)生器可使-3°、0°和3°工況下的葉柵損失分別減少14.0%、8.1%和5.0%。

為探究流動(dòng)控制機(jī)理，對(duì)更容易觀察尾渦影響的70%弦長流向截面N流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行測量，結(jié)果如圖5所示。圖中所示的是-3°～3°迎角下的2D流線和總壓損失，在測量截面上主要存在通道渦(PV)和壁面渦(WV)[21]這2種旋渦結(jié)構(gòu)，因截面角度只能在-3°迎角下角區(qū)處觀察到尾渦影響的流線彎曲，以及尺度較小的角渦(CV)。

Fig.5LossdistributionandstreamlinesonPlaneNatincidenceangle-3°to3°

原型葉柵中，-3°迎角下高損失區(qū)集中于角區(qū)，通道內(nèi)損失較小的主流流動(dòng)仍占據(jù)主導(dǎo)地位。隨進(jìn)氣迎角增加，高損失區(qū)迅速向通道內(nèi)擴(kuò)展，嚴(yán)重制約主流流動(dòng)，穩(wěn)定性迅速下降。這體現(xiàn)了高負(fù)荷葉柵對(duì)迎角的敏感特性，具有較小的穩(wěn)定裕度。

采用渦流發(fā)生器控制后，葉柵尾緣角區(qū)高損失區(qū)得到有效抑制。在-3°迎角下，角區(qū)高損失區(qū)大幅變窄，而端壁損失區(qū)面積有小幅度變寬。這是因?yàn)樨?fù)迎角下葉柵吸力面低能流較少，而渦流發(fā)生器與來流方向夾角較大，產(chǎn)生的尾渦強(qiáng)度大，且作用區(qū)域接近于葉柵吸力面，有利于及時(shí)將角區(qū)堆積的低能流體吸向主流，減少流動(dòng)損失，并促使通道渦遠(yuǎn)離吸力面，致使通道渦在端壁區(qū)引起了額外的損失。在0°迎角下，角區(qū)流動(dòng)損失同樣得到較好的抑制，然而在3°迎角下，高損失區(qū)面積縮減不明顯。原因是大迎角下渦流發(fā)生器與主流夾角較小，尾渦強(qiáng)度不足，而此時(shí)的角區(qū)分離更為強(qiáng)烈，因此單個(gè)渦流發(fā)生器的作用力不夠。

對(duì)比加入控制方案前后，渦流發(fā)生器通過其產(chǎn)生的尾渦，擠壓旋轉(zhuǎn)方向相反的通道渦[19]遠(yuǎn)離吸力面一側(cè)，同時(shí)使壁面渦更為貼近吸力面，從而降低旋渦低能流體之間的相互摻混和撞擊，抑制角區(qū)分離進(jìn)而達(dá)到改善流動(dòng)的效果。對(duì)比進(jìn)氣迎角變化前后，因尾渦影響程度隨迎角增加而降低，通道渦向吸力面靠攏，在3°迎角時(shí)與壁面渦重新聯(lián)結(jié)纏繞，致使角區(qū)內(nèi)氣流損失迅速增大，但同比于原型葉柵，高損失區(qū)范圍明顯變窄，尾渦作用仍然較好。

在整個(gè)迎角范圍內(nèi)，有一個(gè)現(xiàn)象值得討論：在3°迎角下，對(duì)比于原型葉柵，通道渦在渦流發(fā)生器尾渦作用下反而更加接近吸力面。這是因?yàn)楸诿鏈u在尾渦作用下更貼近于吸力面，吸力面氣流分離得到抑制，而通道渦在正迎角下受擠壓程度減弱，綜合高負(fù)荷葉柵對(duì)迎角高度敏感的特性，得知3°迎角時(shí)通道渦迅速向吸力面靠攏。

為進(jìn)一步探明渦流發(fā)生器對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響，圖6展示了氣流轉(zhuǎn)折角沿葉高的周向平均分布?？傮w上，加入渦流發(fā)生器后葉柵的氣流轉(zhuǎn)折角都得到了提高。由上文旋渦結(jié)構(gòu)分析，渦流發(fā)生器尾渦促使壁面渦貼近于吸力面，可知尾渦使吸力面的分離流重新吸附到吸力面上，提高了整體的轉(zhuǎn)折角。通過徑向平均，采用渦流發(fā)生器后可使進(jìn)氣迎角為-3°、0°和3°工況下的氣流轉(zhuǎn)折角分別增加2.63°、2.49°和3.15°。

在整個(gè)迎角范圍內(nèi)，都存在靠近端壁的相對(duì)高度較小的區(qū)域，對(duì)轉(zhuǎn)折角優(yōu)化效果不明顯，這與端壁區(qū)通道渦的復(fù)雜流動(dòng)有關(guān)。同時(shí)尾緣角區(qū)轉(zhuǎn)折角的顯著提升，說明了渦流發(fā)生器對(duì)于抑制角區(qū)分離，改善流場結(jié)構(gòu)的有益作用。

總結(jié)本節(jié)，渦流發(fā)生器能夠大幅減小角區(qū)高損失區(qū)，提高葉柵穩(wěn)定性；抑制通道內(nèi)旋渦結(jié)構(gòu)，使流場結(jié)構(gòu)更為合理；提高氣流轉(zhuǎn)折角，增加氣流對(duì)吸力面依附程度。然而，在正迎角下流動(dòng)控制效果沒有達(dá)到預(yù)期，需要改變尾渦作用區(qū)域進(jìn)行下一步研究。表2給出了上文中總壓損失和轉(zhuǎn)折角的統(tǒng)計(jì)結(jié)果。

表2 原型葉柵和方案A流場參數(shù)對(duì)比Table 2 Comparision of flow parameters between baseline and config A

3.2 控制方案對(duì)比分析

在上節(jié)的基礎(chǔ)上，本節(jié)通過改變尾渦作用區(qū)域，進(jìn)一步討論周向位置對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響規(guī)律，為制定更為有效的控制方案提供依據(jù)。

3.2.1通道分離結(jié)構(gòu)

圖7所示為典型進(jìn)氣迎角下，A、B、C 3種方案出口截面處分離區(qū)的對(duì)比。

在-3°迎角下，方案A、C角區(qū)分離得到抑制，對(duì)應(yīng)于通道渦位置的端壁處存在較低流速區(qū)域，但是方案B角區(qū)分離面積顯著擴(kuò)大，這說明-3°迎角下渦流發(fā)生器接近吸力面會(huì)造成額外的流動(dòng)損失；在0°迎角下，方案A、C在吸力面葉中部位出現(xiàn)分離區(qū)，而方案B尾緣分離區(qū)沿徑向尚未擴(kuò)散到葉中，在端壁處有小幅變窄但同比而言仍較寬；在3°迎角下，由于渦流發(fā)生器尾渦強(qiáng)度的減弱和高負(fù)荷葉柵迅速擴(kuò)大的分離堵塞，作用區(qū)域的改變對(duì)分離結(jié)構(gòu)的影響被削弱，這直接表現(xiàn)為3種方案分離區(qū)面積區(qū)別不明顯。

Fig.7Contoursofvelocityz-componentonplaneMatthreeincidenceangles

在整個(gè)迎角范圍內(nèi)，方案A和C在分離結(jié)構(gòu)上差別不明顯，未能體現(xiàn)渦流發(fā)生器遠(yuǎn)離吸力面時(shí)的影響規(guī)律，因此需要捕捉更多流動(dòng)細(xì)節(jié)，對(duì)葉柵氣動(dòng)性能進(jìn)行研究。

圖8進(jìn)一步給出了葉柵出口截面氣流周向速度分量的分布情況以及平面流線。正常情況下，葉柵通道的絕大部分區(qū)域在進(jìn)氣來流的慣性作用下總是存在由吸力面向壓力面流動(dòng)的趨勢(shì)。而在端壁附近，由于端壁附面層和壓力面與吸力面之間壓差的存在，會(huì)出現(xiàn)從壓力面流向吸力面的端壁潛流。圖8給出的3種渦流發(fā)生器控制方案下的速度分布均反應(yīng)了這一特點(diǎn)，不過對(duì)比之下可觀測得到以下差異：

Fig.8Contoursofvelocityy-componentandstreamlinesonplaneMat-3°incidenceangles

對(duì)比3種方案對(duì)應(yīng)的端壁潛流范圍和速度分量大小，顯然方案B明顯大于其它2種方案，考慮到方案B渦流發(fā)生器設(shè)置離葉柵吸力面最近，因此產(chǎn)生的尾渦必然離壓力面最遠(yuǎn)，由于沒有尾渦的阻擋，從壓力面流向吸力面的端壁潛流得到充分發(fā)展，由此產(chǎn)生的通道渦必然具有更高的渦旋強(qiáng)度以及更大的影響范圍，從圖5給出的30%葉高下的平面流線也可以看出這一特點(diǎn)。

對(duì)比方案A與B的端壁潛流可以看出，方案C的端壁潛流發(fā)展到周向28mm處基本被渦流發(fā)生器產(chǎn)生的尾渦阻擋，因此發(fā)展形成的通道渦強(qiáng)度較低，影響范圍有限，反應(yīng)在平面流線上是圖8(c)中對(duì)應(yīng)的渦核位置最低，但由于尾渦軌跡偏向壓力面，因此尾渦對(duì)吸力面角區(qū)的角渦無能為力，因此在周向5～10mm區(qū)域又出現(xiàn)了較大面積的從壓力面向吸力面的流動(dòng)區(qū)域。對(duì)于方案A，起始于壓力面的端壁潛流一直發(fā)展到周向20mm的位置才被阻擋，因此通道渦的發(fā)展相比方案C成熟，產(chǎn)生的渦旋強(qiáng)度和影響范圍更大、渦核更高。然而，由于方案A的尾渦比較適中，雖然對(duì)端壁潛流的阻擋延遲，但此時(shí)尾渦同時(shí)能阻止吸力面角渦的發(fā)展，在圖8(a)中表現(xiàn)為5～10mm區(qū)域的從壓力面向吸力面的流動(dòng)趨勢(shì)明顯減弱，因此在方案A中渦流發(fā)生器的尾渦能同時(shí)對(duì)通道渦和角渦產(chǎn)生控制作用，可以取得最好的效果。

綜上對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果的分析可以認(rèn)為，渦流發(fā)生器產(chǎn)生的尾渦可以阻止端壁潛流的發(fā)展，從而控制通道渦的強(qiáng)度和作用范圍，也能控制吸力面角區(qū)的渦旋流動(dòng)，控制角渦的強(qiáng)度，并通過控制通道渦和角渦的發(fā)展進(jìn)一步控制與徑向渦匯聚，最終得到改進(jìn)的葉柵特性。然而，渦流發(fā)生器的周向位置必須精心設(shè)計(jì)，不合理的周向位置可能會(huì)導(dǎo)致葉柵性能的下降。

3.2.2損失特性

圖9給出了損失系數(shù)沿徑向周向平均分布結(jié)果。在-3°和0°迎角下，體現(xiàn)出方案A、C之間的差異性，方案A總壓損失相對(duì)較小。在0°迎角下，方案B在葉中部位總壓損失要小于方案A、C，與葉柵分離結(jié)構(gòu)相吻合。

表3為出口質(zhì)量平均總壓損失系數(shù)對(duì)比的統(tǒng)計(jì)結(jié)果。相較方案A而言，渦流發(fā)生器遠(yuǎn)離或者接近吸力面都會(huì)造成額外損失。但是在3°迎角下，3種方案對(duì)于高負(fù)荷葉柵損失特性控制區(qū)別不大。

Configi=-3°i=0°i=3°A0．3410．4010．533B+26．7%+9．5%+1．1%C+10．8%+9．4%+1．5%

3.2.3氣流轉(zhuǎn)折角

圖10展示出氣流轉(zhuǎn)折角沿徑向周向平均分布結(jié)果。對(duì)比3種控制方案，方案A氣流轉(zhuǎn)折角要高于其它方案，在角區(qū)內(nèi)效果比較明顯，而在近葉中部位氣流轉(zhuǎn)折角差異不大。

表4給出了出口質(zhì)量平均氣流轉(zhuǎn)折角對(duì)比的統(tǒng)計(jì)結(jié)果。相較于方案A，渦流發(fā)生器遠(yuǎn)離或者接近吸力面，氣流對(duì)于吸力面依附程度降低。

總結(jié)本節(jié)，在原有方案的基礎(chǔ)上，將渦流發(fā)生器向吸力面和壓力面移動(dòng)以改變尾渦作用區(qū)域，對(duì)葉柵分離結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)性能反而造成不利影響，需要進(jìn)一步考慮幾何位置，制定更為有效的控制方案。

Configi=-3°i=0°i=3°A55．50°57．65°60．53°B-0．56°-1．85°-3．03°C-1．17°-1．48°-1．87°

4 結(jié) 論

本文針對(duì)大彎度高負(fù)荷擴(kuò)壓葉柵，設(shè)計(jì)了渦流發(fā)生器流動(dòng)控制實(shí)驗(yàn)，并對(duì)比分析3種不同周向位置的渦流發(fā)生器控制效果，得到如下結(jié)論：

(1) 渦流發(fā)生器尾渦擠壓通道渦遠(yuǎn)離吸力面，使壁面渦貼近吸力面發(fā)展，進(jìn)而流場結(jié)構(gòu)趨于合理，角區(qū)低能流體摻混減少，角區(qū)分離的形成得到抑制，提高了葉柵的穩(wěn)定性。

(2) 相對(duì)于原型葉柵，加入渦流發(fā)生器后角區(qū)高損失區(qū)大幅減小，在-3°～3°迎角下?lián)p失系數(shù)降低了5.0%～14.0%；同時(shí)增加氣流對(duì)吸力面依附程度，氣流轉(zhuǎn)折角提高2.49°～3.15°。然而，在正迎角下流動(dòng)控制效果略有減弱。

(3) 相對(duì)于方案A，渦流發(fā)生器遠(yuǎn)離吸力面0.15倍柵距時(shí)，角渦強(qiáng)度增強(qiáng)，損失系數(shù)增加，氣流轉(zhuǎn)折角降低。反之，在負(fù)迎角下接近吸力面0.15倍柵距時(shí)會(huì)增加角區(qū)額外損失，其流動(dòng)控制效果較差。因此方案A在周向處于最佳位置，控制效果最佳。

[1]劉大響, 程榮輝. 世界航空動(dòng)力技術(shù)的現(xiàn)狀及發(fā)展動(dòng)向[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2002, 28(5): 490-496.Liu D X, Cheng R H. Current status and development direction of aircraft power technology in the world[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2002, 28(5): 490-496.

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

[3]Evans S, Hodson H, Hynes T, et al. Flow control in a compressor cascade at high incidence[J]. Journal of Propulsion & Power, 2010, 26(4): 828-836.

[4]Kerrebrock J L, Reijnen D P, Ziminsky W S. Aspirated compressor[R]. ASME GT1997-525, 1997.

[5]Evans S, Hodson H, Hynes T, et al. Flow control in a compressor cascade at high incidence[J]. Journal of Propulsion & Power, 2010, 26(4): 828-836.

[6]Akcayoz E, Vo H D, Mahallati A. Controlling corner stall separation with plasma actuators in a compressor cascade[J]. Journal of Turbomachinery, 2016, 138(8): 081008.

[7]Li Y H, Wu Y, Zhou M, et al. Control of the corner separation in a compressor cascade by steady and unsteady plasma aerodynamic actuation[J]. Experiments in Fluids, 2010, 48(6): 1015-1023.

[8]Gümmer V, Wenger U, Kau H P. Using sweep and dihedral to control three-dimensional flow in transonic stators of axial compressors[R]. ASME GT2000-0491, 2000.

[9]Seinturier E, Lombard J P, Dumas M, et al. Forced response prediction methodology for the design of HP compressors bladed Disks[R]. ASME GT2004-53372, 2004.

[10]Georg KR ger, Christian Vo, Eberhard Nicke. Theory and application of axisymmetric endwall contouring for compressors[R]. ASME GT2011-45624, 2011.

[11]吳培根, 王如根, 羅凱, 等. 開槽葉片對(duì)大轉(zhuǎn)角擴(kuò)壓葉柵性能的影響[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2013, 28(11): 2503-2509. Wu P G, Wang R G, Luo K, et al. Effect of slotted blade on performance of high-turning angle compressor cascades[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(11): 2503-2509.

[12]王如根, 羅凱, 吳云, 等. 一種改進(jìn)的開槽結(jié)構(gòu)對(duì)葉柵性能影響的數(shù)值研究[J]. 空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版), 2012, 13(5): 1-4, 19. Wang R G, Luo K, Wu Y, et al. Numerical research on effect of an improved slot configuration on the flow field characteristics of cascade[J]. Journal of Air Force Engineering University (Natural Science Edition), 2012, 13(5): 1-4, 19.

[13]胡加國, 王如根, 李坤, 等. 跨聲速壓氣機(jī)葉尖開槽射流擴(kuò)穩(wěn)策略探究[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2014, 35(11): 1475-1481. Hu J G, Wang R G, Li K, et al. Investigation on slot jetting flow method and mechanism of transonic compressor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(11): 1475-1481.

[14]Lin J C. Control of turbulent boundary layer separation using micro-vortex generators[R]. AIAA-1999-3404, 1999.

[15]Rockenbach R W, Brent J A, Jones B A. Single stage experimental evaluation of compressor blading with slots and vortex generators[R]. NASA CR-72626, 1970.

[16]Gammerdinger P M. The effects of low-profile vortex generators on flow in a transonic fan-blade cascade[D]. Monterey:

Naval Postgraduate School, 1995.

[17]Chima R V. Computational modeling of vortex generators for turbomachinery[R]. ASME GT2002-30677.

[18]Pesteil A, Cellier D, Domercq O, et al. CREATE: advanced CFD for HPC performance improvement[R]. ASME GT2010-68844.

[19]吳培根. 高負(fù)荷風(fēng)扇流動(dòng)失穩(wěn)及流動(dòng)控制方法研究[D]. 西安: 空軍工程大學(xué), 2014. Wu P G. The research of high-load fan flow separation and flow control schemes[D]. Xi’an: Air Force Engineering University, 2014.

[20]吳培根, 王如根, 郭飛飛, 等. 渦流發(fā)生器對(duì)高負(fù)荷擴(kuò)壓葉柵性能影響的機(jī)理分析[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2016, 37(1): 49-56. Wu P G, Wang R G, Guo F F, et al. Mechanism analysis of effects of vortex generator on high-load compressor cascade[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(1): 49-56.

[21]王如根, 胡加國, 佘超, 等. 跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的二次流旋渦結(jié)構(gòu)[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2015, 36(4): 504-512. Wang R G, Hu J G, She C. Research on secondary flow vortex structure in transonic compressor rotor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(4): 504-512.

Experimentalinvestigationontheeffectsofvortexgeneratoroncornerseparationinahigh-loadcompressorcascade

Li Renkang1, Wang Rugen1, He Cheng2, Hu Jiaguo1,3*，Ma Caidong1, Huang Danqing1

(1. School of Aeronautics and Astronautics Engineering, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China; 2. Number Fourteen Office of Jiuquan in Gansu Province, Jiuquan Gansu 735000, China; 3. School of Energy and Power Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China)

The vortex generator could effectively reduce corner separation in the compressor cascade. To assess the flow control effects, schemes with different vortex generator’s circumference positions were proposed and experimental investigations were performed. The results show that the vortex generator changes the vortices’ structure by generating a trailing vortex, which enhances the mixing of the end-wall low momentum flow with the main flow and suppresses the corner separation. After application of VG scheme A, the averaged pressure loss coefficient is reduced by 5%～14% and the averaged flow turning angle increases 2.49°～3.15° with the incidence angle from -3° to 3°. Compared with VG scheme A, if the vortex generator gets 0.15 pitch length farther away from the suction surface then the corner vortex is enhanced and the aerodynamic performance is unsatisfactory; while additional corner loss can emerge and the control effect gets weakened if the vortex generator gets 0.15 pitch length closer to the suction surface.

high-load compressor cascade; flow control; vortex generator; corner separation; circumference position

2016-12-13;

2017-05-02

國家自然科學(xué)基金(51336011)

*通信作者 E-mail: 2269704648@qq.com

LiRK,WangRG,HeC,etal.Experimentalinvestigationontheeffectsofvortexgeneratoroncornerseparationinahigh-loadcompressorcascade.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 22-28, 36. 李仁康, 王如根, 何 成, 等. 渦流發(fā)生器對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵角區(qū)分離影響的實(shí)驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(6): 22-28,36.

1672-9897(2017)06-0022-08

10.11729/syltlx20160195

V231.3

A

李仁康(1992-)，男，江蘇連云港人，碩士研究生。研究方向：推進(jìn)系統(tǒng)氣動(dòng)熱力理論與工程。通信地址：陜西省西安市灞橋區(qū)霸陵路一號(hào)(710038)。E-mail：lilu897@163.com

(編輯：李金勇)