凹腔支板尾緣渦脫落頻率試驗研究

吳 迪，金 捷 ，季鶴鳴 ，徐勝金

（1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京 100191；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015；3.清華大學航天航空學院，北京 100084）

凹腔支板尾緣渦脫落頻率試驗研究

吳 迪1，金 捷1，季鶴鳴2，徐勝金3

（1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京 100191；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015；3.清華大學航天航空學院，北京 100084）

為研究不同結構尺寸的凹腔對支板尾緣渦脫落頻率特性的影響，設計了用于一體化加力燃燒室的帶凹腔支板部件，并對其進行了風洞冷態試驗。對所測得的速度數據進行頻譜分析，并與標準支板的相關數據進行對比。結果表明：開凹腔設計改變了渦脫落頻率變化趨勢，而不同結構尺寸的凹腔對尾跡區渦脫落頻率的影響相近。

支板；凹腔；頻率；加力燃燒室；航空發動機；試驗

0 引言

傳統的加力燃燒室多采用V型穩定器在流場中形成低速回流區以組織燃燒和穩定火焰，但同

時也帶來了流道阻塞和總壓損失。特別是在非加力狀態下，加力燃燒室所帶來的附加質量和流動損失都是無意義的，制約了發動機推重比的進一步提高。因此，必須對加力燃燒室火焰穩定方式進行創新性設計，基于此提出支板穩焰設計。文獻[1]提出了1種帶射流注入的支板火焰穩定方案，并通過試驗和數值計算對其冷態流場進行了初步研究。研究表明，該支板火焰穩定方案雖然可行，但其通過注入2股氣流形成低速回流區，工作過程難于控制。

本文根據發動機加力燃燒室穩定工作的需要，結合尾緣突擴，設計凹腔支板火焰穩定新方案，并探討凹腔結構尺寸對支板尾緣處渦脫落頻率的影響。

1 帶凹腔支板的結構方案

加力燃燒室火焰穩定是個復雜的物理化學問題，涉及的影響因素比較多，采用凹腔支板穩定火焰具有流場結構規律性較強的優勢，但相應的流場結構相對固定，可調節性差。采用帶凹腔尾緣突擴支板穩定火焰，可望在下游形成最有利于組織燃燒的低速回流區。而該回流區內流場是1個典型的周期性非定常流場，流場中渦脫落頻率將直接影響燃油與空氣的摻混速度和火焰停留時間，進而影響到燃燒效率和穩定性。因此，對回流區流場中渦脫落頻率的研究十分必要。

目前，凹腔穩焰技術主要應用于2個領域：（1）以超燃沖壓發動機燃燒室為應用背景的在超聲速來流環境下組織燃燒的沖壓燃燒室[2]；（2）以燃氣渦輪發動機燃燒室為應用背景的在亞聲速來流環境下組織燃燒的駐渦燃燒室[3]。這2種燃燒室都是利用高速氣流流經壁面凹腔時所形成的旋渦來穩定火焰。加力燃燒室支板穩焰設計借鑒了凹腔穩焰技術，同時結合突擴技術，在渦輪后框架處實現新的加力燃燒室穩焰設計方案。

常規渦輪后框架支板如圖1所示，帶凹腔的尾緣突擴支板如圖2所示。從圖2中可見，新型支板采用帶凹腔的尾緣突擴翼型結構，采用翼型作為支板截面的母體，這樣可減少流阻損失。在翼型的雙側開對稱凹腔，在壁面氣流流經凹腔時形成旋渦，構成穩定的點火源。在尾緣處采用突擴設計，前方來流在尾緣后形成大范圍的低速回流區，成為主要燃燒區域。

2 試驗研究方法和過程

2.1 帶凹腔支板渦脫落頻率模擬試驗件

由于該模擬結構試驗件（如圖3、4所示）采用低速風洞試驗，無法模擬真實加力燃燒室工作狀況下的Ma，故以Re作為相似準則數，對實際帶凹腔支板結構按比例放大試驗件模型，并結合具體試驗條件進行合理簡化。放大后的試驗件有利于加工和觀測，方便試驗測量。本研究主要關注凹腔結構及尺寸對于尾緣渦脫落頻率的影響，鑒于支板具有對稱性，試驗件采用單側開凹腔的設計，在不影響流場整體規律性的前提下，有效簡化了試驗件加工及測量步驟，縮短了試驗周期；試驗采用2維測量方式，為了維持試驗的2元性，將支板展向延長。這些變化有利于突出主要因素的影響。

表1 4組試驗件具體幾何參數

試驗件共有4組（如圖5所示，見表1），4組支板試驗件長度c及最大厚度t均相同，但凹腔尺寸結構不同。其中1組試驗件（A0）為無凹腔標準翼型支板，另外3組試驗件（A1、A2、A3） 凹腔長度 L不變，凹腔深度H及凹腔地面與凹腔后壁面的夾角有變化。各組試驗件安裝方式、試驗環境均相同。在試驗過程中，發現了不同凹腔尺寸結構對于尾跡區渦脫落頻率的影響。

2.2 試驗設備及試驗過程

渦脫落頻率試驗主要采用2種方式：（1）測量尾跡區的脈動速度信號，再由速度功率譜求出渦的脫落頻率，測速方法主要包括熱線風速儀[4]和激光測速儀[5]；（2）測量尾跡區的壓力脈動信號，再由壓力功率譜求出渦的脫落頻率，測壓方式主要采用壓力傳感器[6-7]。

在試驗中，通過測量尾跡區的脈動速度信號，進而求出渦脫落頻率。試驗設備主要由供氣系統和旋渦頻率測量段組成。

（1）供氣系統。本試驗在清華大學航天航空學院開放式低速低湍流度直流風洞中進行，該風洞結構如圖6所示。

風洞進、出口直接與大氣相連。試驗段截面尺寸為500mm×500mm，長為2mm。試驗段部分穩定風速范圍為2～45m/s，通過變頻器實現風速連續可調，最大湍流度ε≤0.5%。

（2）旋渦頻率測量段。該測量段位于風洞試驗段，在試驗過程中，為了獲得渦脫落頻率信息，采用TSI公司恒溫式熱線風速儀的1根單絲熱膜在尾流區內進行測試，其熱線測試點分布如圖7所示。在熱膜測試尾流區，測試點布置于和處，采樣頻率為5kHz，采集時間為26 s。

在試驗過程中，每組試驗件在4種工況下進行，Re 分別取 0.5×105、1.05×105、1.68×105、2.2×105，（，其中，U為試驗段進口來流速度；L為直板弦長；V為運動黏性系數），對應試驗段進口來流速度為 7、15、22、32m/s。在試驗前，首先對熱線風速儀進行標定，之后開啟鼓風機，通過變頻器調節到待測工況，穩定后，再通過計算機控制熱線風速儀采集數據。

2.3 數據處理方法

通過熱線風速儀采集到試驗件在某一工況下測量段內1點的一系列速度值，并通過計算機記錄下來。對所記錄的數據進行傅里葉變換，得到速度功率譜，并分析得出渦脫落頻率。將同一試驗件在同一工況下測試段內3個測試點所得到的渦脫落頻率進行代數平均，得到該試驗件在該工況下的尾跡區渦脫落頻率。

3 試驗結果及分析

3.1 速度功率譜

尾跡區速度波動一般認為有2個原因。一個是湍流隨機脈動，其幅值較小，沒有明顯的規律性：另一個由渦周期性脫落引起，其頻率幅值較大，并且與Re相關。因此，可認為由熱線風速儀撲捉到的信號經處理后所得的功率譜中，功率譜峰值與漩脫落頻率相對應，而湍流的隨機脈動構成了功率譜中的噪點。

試驗件A1在測點y/L=0的功率譜如圖8所示，其對應的Re=0.5×105。從圖中可見，有2處明顯峰值，分別對應頻率98Hz和197Hz，由于2個頻率峰值不同，并且第2個頻率值約為第1個頻率值的2倍，可認為第1個頻率值為漩脫落頻率，第2個頻率值為其倍頻。這種情況在其它工況下和其它測點也存在，通過分析和比較就不難找出每個測點對應的漩脫落頻率。在該工況下，測試段內所有測點的功率譜峰值見表2。

表2 試驗件A1各測點功率譜峰值（Re=0.5×105）

3.2 不同試驗件渦脫落頻率隨Re的變化

不同試驗件渦脫落頻率隨Re的變化如圖9所示。從圖中可見，對于同一試驗件而言，渦脫落頻率隨Re的增大而增大。其中A0的渦脫落頻率與Re成正比關系，因特征尺寸相同，故其與來流速度呈正比，這與經典的圓柱渦脫落特性相似。而A1、A2、A3的渦脫落頻率呈現出相似的變化趨勢，均隨著Re的增大，渦脫落頻率的曲線斜率增大，在Re＞1.68×105時，A1、A2、A3曲線斜率大于A0曲線的。

A1、A2曲線趨于重合，并且其頻率值始終大于A0的：在Re=1.05×105時，頻率值與A0的相近，在Re＞1.05×105時，隨著Re的增大，其頻率值與A0頻率值的差值不斷增大。

A3曲線頻率值始終小于A1、A2，在Re=0.5×105時，其頻率值與A1、A2的相近，在

Re＞1.05×105時，其頻率值與A1、A2的差值始終保持在40Hz左右。在Re=1.9×105時，A1、A2、A3的頻率值均大于 A0。

在 Re＜1.68×105時，A0、A1、A2、A3的頻率值相近，與A0比較，最大相對差值約15.7%（30Hz）。

4 結論

本文主要采用熱線風速儀測量了不同來流速度下支板尾緣處回流區的速度交變情況，據此分析了支板尾緣渦脫落頻率。由試驗結果可以得到以下結論：

（1）氣流流經帶有后臺階結構的支板壁面，在其后方形成渦，并且渦不斷向下游發展、脫落，此過程為非定常過程。

（2）隨著Re的增大，渦脫落頻率逐漸增大。標準翼型支板渦脫落頻率與Re成正比關系，各凹腔支板渦脫落頻率呈現相同的變化規律。開凹腔改變了渦脫落頻率隨Re增大的變化規律，呈現出曲線斜率不斷增大的趨勢，在高Re情況下，凹腔支板渦脫落頻率大于標準翼型支板的，且差值不斷增大。

（3）凹腔深度變化對于尾跡區渦脫落頻率基本無影響，帶傾角的凹腔后壁結構導致尾跡區渦脫落頻率減小，但對于渦脫落頻率的變化趨勢基本無影響。

[1]馬夢穎.一體化加力燃燒室火焰穩定裝置數值計算與試驗研究[D].北京：北京航空航天大學，2009.

[2]MathurT.Supersoniccombustion experimentswith a cavity-based fuel injector[R].AIAA-99-2102.

[3]Hsu K Y,Goss L P,Tnmp D D,et al.Performance of a trapped-vortexcombustor[R].AIAA-95-0810.

[4]夏雪湔.矩形截面柱體的旋渦脫落 [J].力學學報，1985,17（5）：472-477.

[5]舒瑋，郭曉明.低雷諾數下圓柱體的旋渦脫落頻率[J].力學學報，1987,19（1）：15-21.

[6]劉宜臨，何小民.穩定器后渦脫落頻率特性 [J].江蘇航空，2008（增刊 1）：119-121.

[7]莫乃榕.方柱的渦脫落頻率及端部影響的風洞試驗[J].實驗力學，1994，9（3）：248-252.

Experimental Study of Vortex Shedding Frequency at Trailing Edge of a Cavity-Based Strut

WU Di1， JIN Jie1， JI He-ming2， XU Sheng-jin3
（1.School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China;2.AVIC Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China;3.School of Astronautics and Aeronautics,Tsinghua University,Beijing 100084,China）

In order to study the effect of different cavities on the vortex shedding frequency at the railing edge of a strut,a series of cavity-based struts used for the integrated afterburner were designed.The wind-tunnel cold tests were carried out for those struts.The spectrum analysis of the speed data obtained from the tests were completed,and compared with the data about the standard struts.The results show that the variation trend of the vortex shedding frequency are altered by various cavities,but the effects of various cavities on the its trailing edge vortex shedding frequency are similar.

strut;cavity;frequency;afterburner;aeroengine;test

吳迪（1985），男，在讀碩士研究生，研究方向為航空發動機內流空氣動力學。