摘 要：本文以某組合壓氣機(jī)為研究對象，對帶靜子根部容腔的組合壓氣機(jī)進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。研究結(jié)果表明：考慮靜子根部容腔后，當(dāng)根部篦齒間隙為設(shè)計(jì)間隙狀態(tài)時(shí)，組合壓氣機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)流量降低了0.5%、設(shè)計(jì)點(diǎn)效率降低0.2個(gè)百分點(diǎn)、綜合裕度降低2個(gè)百分點(diǎn)，且隨著靜子根部篦齒間隙變大，組合壓氣機(jī)氣動(dòng)性能進(jìn)一步下降;靜子根部容腔與根部流道之間會(huì)形成強(qiáng)烈的二次流，其與靜子根部間隙泄漏渦摻混后沿流向和展向擴(kuò)展，造成流動(dòng)損失和性能下降。

關(guān)鍵詞：靜子根部容腔;組合壓氣機(jī);篦齒間隙;數(shù)值計(jì)算

目前，可調(diào)導(dǎo)葉和放氣活門是針對改善壓氣機(jī)中低轉(zhuǎn)速狀態(tài)喘振裕度不足常用且成熟的方法和技術(shù)[1-2]。其中，采用帶內(nèi)環(huán)的可調(diào)導(dǎo)葉結(jié)構(gòu)后，靜子根部會(huì)形成容腔，壓氣機(jī)靜子葉片根部氣流和容腔之間會(huì)進(jìn)行流量交換形成復(fù)雜的二次流，對壓氣機(jī)性能產(chǎn)生影響。工程上為了改善這部分二次流的影響，一般采用篦齒封嚴(yán)的方式，但仍難以完全消除靜子根部的泄漏損失。

國內(nèi)外對靜子根部篦齒泄漏的相關(guān)研究不多，國外的Wellborn等[3]人對一低速多級軸流壓氣機(jī)考慮靜子根部篦齒泄漏損失開展了詳實(shí)的實(shí)驗(yàn)研究，結(jié)果表明泄漏會(huì)惡化葉片通道內(nèi)的流動(dòng)，并使壓氣機(jī)的性能大幅度的降低。Shabbir等[4]人的研究表明，轉(zhuǎn)子前葉根泄漏流會(huì)造成轉(zhuǎn)子根部出現(xiàn)較高的損失。國內(nèi)寧方飛等[5]人針對NASA 37轉(zhuǎn)子開展葉根容腔的數(shù)值分析，從機(jī)理上分析了容腔泄漏流對轉(zhuǎn)子流動(dòng)的影響，發(fā)現(xiàn)泄漏量的大小和周向速度分量均對流場有不利影響。

本文以某型組合壓氣機(jī)為研究對象，針對一級靜子帶可調(diào)導(dǎo)葉所形成的根部容腔，通過數(shù)值模擬的手段，對比分析根部容腔和不同靜子篦齒間隙對組合壓氣機(jī)氣動(dòng)性能及三維流動(dòng)的影響，為可調(diào)導(dǎo)葉結(jié)構(gòu)在組合壓氣機(jī)中的工程化應(yīng)用及環(huán)腔結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供參考和依據(jù)。

1 研究對象及計(jì)算方法

本文研究對象為某型組合壓氣機(jī)，包括三級軸流和一級離心。該壓氣機(jī)采用兩級可調(diào)，其中一級靜葉根部容腔及其泄漏氣流流道示意如圖1。由于一級靜葉前后壓差的存在，會(huì)使得靜子出口的高壓氣流通過靜子輪轂與二級轉(zhuǎn)子葉片盤之間的軸向縫流入靜子容腔;再經(jīng)過封嚴(yán)篦齒后，從一級靜葉輪轂與一級轉(zhuǎn)子葉片盤之間的軸向縫流入壓氣機(jī)主流道。

為使數(shù)值計(jì)算模型盡可能接近工程實(shí)際，本文除對容腔內(nèi)螺栓及局部區(qū)域進(jìn)行了簡化外，其余結(jié)構(gòu)均與實(shí)際壓氣機(jī)部件結(jié)構(gòu)一致。其中靜子容腔部分使用ICEM進(jìn)行了結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，總網(wǎng)格數(shù)約為25萬;壓氣機(jī)部件各級轉(zhuǎn)靜子結(jié)構(gòu)使用了TurboGird進(jìn)行了網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格近壁面第一層網(wǎng)格Y+、正交性以及延展比均滿足要求。

流場求解采用cfx三維計(jì)算，湍流模型選擇k-E兩方程模型一階差分格式，近壁面為scalable壁面函數(shù)法封閉，轉(zhuǎn)靜交界面采用基于“混合平面法”的周向平均守恒方法，各狀態(tài)點(diǎn)計(jì)算收斂性均滿足收斂準(zhǔn)則。

2 結(jié)果分析

2.1 靜子根部容腔對組合壓氣機(jī)性能及流場的影響

本文計(jì)算了設(shè)計(jì)篦齒間隙下，靜子根部容腔對壓氣機(jī)性能的影響，其中設(shè)計(jì)篦齒間隙為0.37%L（熱態(tài)計(jì)算間隙值，其中L為篦齒半徑見圖1）。圖2給出了考慮靜子根部容腔時(shí)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速三維計(jì)算特性變化?？梢?，靜子根部容腔泄漏使得組合壓氣機(jī)特性均有向左下方偏移的趨勢。在設(shè)計(jì)篦齒間隙下，組合壓氣機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)流量降低了0.5%、設(shè)計(jì)點(diǎn)效率降低0.2個(gè)百分點(diǎn)，裕度降低2個(gè)百分點(diǎn)。

圖3為第一級靜子馬赫數(shù)沿程云圖分布圖?？梢詮膱D中對比觀察靜子根部低速能團(tuán)的發(fā)展趨勢。當(dāng)不考慮容腔時(shí)，由于靜子根部邊界層的流動(dòng)動(dòng)量較強(qiáng)，抵抗周向壓力梯度的能量也較強(qiáng)，因而葉根吸力面角區(qū)分離及二次流較弱，但由于根部間隙泄漏流和端壁附面層的影響，在葉根尾緣處有很小范圍的低速區(qū);而考慮根部容腔后，容腔泄漏流從靜葉前緣根部進(jìn)入主流并與根部間隙泄漏流摻混，并受周向壓力梯度的作用向吸力面移動(dòng)，與根部尾緣低速區(qū)摻混形成更大的低能團(tuán)，并在葉根尾緣靠近吸力面角區(qū)形成堆積從而影響性能。

2.2 篦齒間隙變化對組合壓氣機(jī)性能和流動(dòng)影響

為了進(jìn)一步研究采用不同篦齒間隙的靜子容腔對組合壓氣機(jī)性能的影響，分別計(jì)算了0.19%L、0.56%L和0.75%L三種篦齒間隙下的組合壓氣機(jī)性能，并與設(shè)計(jì)間隙（0.37%L）及不考慮容腔情況下組合壓氣機(jī)性能進(jìn)行對比分析。圖4給出了不同篦齒間隙狀態(tài)下計(jì)算獲得的壓氣機(jī)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速特性對比。可見，當(dāng)篦齒間隙減小時(shí)，組合壓氣機(jī)的特性線向右上方移動(dòng);同時(shí)，隨著篦齒間隙逐漸變大，壓比和效率特性線均向左下移動(dòng)，組合壓氣機(jī)的性能逐漸降低。

表1給出了考慮靜子根部容腔后，容腔篦齒間隙變化所引起的組合壓氣機(jī)性能參數(shù)的相對變化。根據(jù)對比情況可知，隨著篦齒間隙的增大，組合壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)效率、設(shè)計(jì)點(diǎn)流量、堵點(diǎn)流量均呈現(xiàn)下降趨勢，其中喘振裕度和喘點(diǎn)壓比的下降幅度最大，說明靜子根部篦齒間隙的變大使得組合壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍變窄。考慮容腔影響后，當(dāng)篦齒間隙為0.75%L時(shí)，設(shè)計(jì)點(diǎn)流量降低1.3%，峰值效率降低0.5個(gè)百分點(diǎn)，喘振裕度降低近5個(gè)百分點(diǎn)。

圖5為各狀態(tài)設(shè)計(jì)點(diǎn)第一級靜子出口馬赫數(shù)沿葉高分布圖，可見，考慮靜子根部容腔后，靜子葉片中部和尖部的出口馬赫數(shù)增大，這是由于靜子根部發(fā)生堵塞，根部流道內(nèi)有效流通面積變小所致。隨著間隙的增大，靜子葉片中部及尖部馬赫數(shù)增大，說明靜子根部的堵塞情況變嚴(yán)重。

圖6為各狀態(tài)設(shè)計(jì)點(diǎn)第一級靜子沿葉高的總壓恢復(fù)系數(shù)分布圖，可見，帶靜子容腔的靜子根部總壓恢復(fù)系數(shù)明顯降低，且隨著篦齒間隙的增大，沿葉高受影響的范圍越大。當(dāng)篦齒間隙為0.75%L時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)最大下降了6.7%。這是由于靜子容腔堆積在靜子根部的泄流量惡化了根部流道，增加的流道損失，導(dǎo)致靜子根部性能變差。

3 結(jié)論

本文通過對帶靜子內(nèi)環(huán)容腔的某型組合壓氣機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬，研究了靜子容腔泄露及不同容腔篦齒間隙對壓氣機(jī)性能和流場的影響分析。獲得了以下主要結(jié)論：

（1）考慮靜子根部容腔后，組合壓氣機(jī)特性均向左下移動(dòng)，設(shè)計(jì)篦齒間隙下壓氣機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)流量減小0.5%、設(shè)計(jì)效率降低0.2個(gè)百分點(diǎn)、綜合裕度降低2個(gè)百分點(diǎn)。

（2）隨著靜子容腔篦齒間隙變大，組合壓氣機(jī)的性能會(huì)進(jìn)一步變差，喘振裕度明顯下降，即根部容腔和更大的篦齒間隙均會(huì)使得組合壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍變窄。

（3）靜子容腔泄漏的存在會(huì)在一級靜子出口近輪轂處形成從通道葉盆側(cè)流入容腔、以及從容腔流入通道葉背側(cè)的二次流動(dòng)，進(jìn)入葉片通道的二次流與靜子根部間隙泄漏渦摻混后形成的低速流動(dòng)團(tuán)沿徑向及流向擴(kuò)展，使得二次流損失增大、通道堵塞加劇，進(jìn)而影響壓氣機(jī)性能。

參考文獻(xiàn)：

[1] 楚武利，劉前智，胡春波.航空葉片機(jī)原理[M].西北工業(yè)大學(xué)出版社，2009，8.

[2] Schobeiri M T. Active Aerodynamic Control of Multi-stage Axial Compressor Instability and Surge by Dynamically Adjusting the Stator Blades[C]. ASME Paper No. 2001-T-479. 2001.

[3] Wellborn S， et al. Effects of shrouded stator cavity flows on multistage axial compressor aerodynamic performance[R]. NASA CR -198536，1996.

[4] Shabbir A，Adamczyk J J，Strazisar A J，et al. The Effect of Hub Leakage Flow on Two High Speed Axial Flow Compressor Rotors[R]. NASA 97-GT-346，1997.

[5] 寧方飛，徐力平.葉根間隙泄漏流對跨聲壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子性能的影響[J].推進(jìn)技術(shù)，2004.25（4）：325-328.

作者簡介：

賀丹（1988-），女，土家族，湖南株洲人，碩士，工程師，現(xiàn)就職于中國航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，研究方向：壓氣機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)。