吸附式風扇葉柵流場數值模擬

葉代勇，孫璐瑩，張躍學

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.中航工業沈陽飛機工業（集團）有限公司，沈陽110034）

吸附式風扇葉柵流場數值模擬

葉代勇1，孫璐瑩2，張躍學1

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.中航工業沈陽飛機工業（集團）有限公司，沈陽110034）

針對某型高性能風扇第2級轉子葉片，采用N U M ECA商業軟件數值模擬的方法，分析了在葉片吸力面距前緣50%和75%弦長處采用吸氣技術前后葉柵總壓系數、氣流轉折角和靜壓升等方面的變化情況。結果表明：在相同攻角相同Ma下，葉柵總壓損失隨吸氣量的增加逐漸降低；葉柵氣流轉折角隨吸氣量的增加逐漸變大；葉柵靜壓升隨吸氣量的增加逐漸提高；在6°攻角下，在不同Ma下進行吸氣，葉柵總壓損失都有所降低。

吸附式風扇；吸氣量；總壓損失；氣流轉折角；靜壓升

0 引言

高推質比是小涵道比軍用渦扇發動機的主要追求目標之一，提高推質比涉及到發動機推力和質量2個方面，其中增加風扇壓比是增大發動機推力的有效手段之一；而減少風扇/壓氣機級數、減輕風扇質量則會有效提高發動機推質比。在相同設計要求下，減少風扇級數勢必增加風扇級壓比，這使得風扇級負荷加重，葉片轉角加大。在常規設計中，這種情況會導致葉片附面層嚴重分離。文獻[1]的研究結果表明，采用吸附技術可以控制葉片表面附面層分離，是提高壓氣機效率和壓比十分有效的方法。美國麻省理工學院的Merchant首先提出了吸附式壓氣機設計的新方法，目前該項研究已經發展到部件級試驗驗證階段[2-3]。NASA格林研究中心等也都對此進行過針對性的試驗研究。國內西北工業大學劉波針對壓氣機葉片在高負荷及非設計工況下經常出現的附面層分離狀況，采用數值方法研究了葉片吸力面在不同位置、不同吸氣量時附面層抽吸對壓氣機轉子氣動性能的影響，并進行了相關試驗[4]。哈爾濱工業大學王松濤對采用端壁抽吸及葉片表面抽吸的不同組合方式進行了研究，得到了對于不同的分離模式應采用不同抽吸形式的重要結果，指出附面層抽吸改變了葉柵流場的拓撲結構，使得分離形式及強度變化，從而改善流動，提高性能[5]。

本文基于吸附式轉子葉柵的研究，利用NUMECA商業軟件數值模擬其平面葉柵吸氣與不吸氣的氣動性能,分析吸氣對葉柵總壓損失、氣流轉折角和靜壓升的影響。

1 網格與葉柵開縫

平面葉柵葉片型面選自某型高性能風扇第2級轉子葉片。為便于對比試驗，選擇開縫寬度為2 mm。

1.1 確定開縫位置

開縫位置對吸氣效果影響極大，合適的位置可以取得良好的效果；而不合適的位置有時甚至會導致損失增加。由于是在平面葉柵的葉背上開縫，因此其位置主要是指距離葉片前后緣的位置。以往的研究結果表明，最佳的開縫位置是在分離區即將發展擴大附近的位置。在分離區前或大分離區開縫，抽吸氣的作用不大。為便于與試驗結果相比較，選擇在吸力面上距離前緣50%和75%弦長處開縫。在50%弦長處開縫是分析同一攻角變Ma變抽吸量對平面葉柵總壓系數、氣流轉折角和靜壓升的影響；而在75%弦長處開縫是分析不同攻角下變抽吸量對平面葉柵總壓系數、氣流轉折角和靜壓升的影響。

1.2 計算域和邊界條件

2維計算通道構成一般有2種方法：1種是將相鄰2葉片間的物理通道向前后延伸，葉片的2表面作為外固壁邊界；另1種是將葉片置于計算通道的中間，葉片左右2側是流體流動的區域，以1對周期性邊界作為計算區域的外邊界，保證通道只有1個葉柵寬度。本文選用第1種計算通道構成方式。軸向與周向網格數分別為281和49，共13769個網格節點。從計算量和研究目的考慮，采用2維定常N-S方程求解。計算采用Spalart-Allmaras模型。進口邊界給定總壓、總溫以及速度方向；出口給定反壓和流量；開縫出口邊界給定反壓和吸氣量(流量)。對原型和開縫處理后的葉柵，取相同的網格，僅僅是后者多1個開縫出口邊界；同時，取相同的邊界條件，以便對比。為了使附面層內流動情況準確計算，在靠近葉片表面和計算域交接面對網格進行了加密。吸附葉柵網格如圖1所示。

圖1 吸附葉柵網格

2 數值模擬計算分析

2.1 75%弦長處吸氣效果分析

在同一位置處不同Ma下進行抽吸都能取得較好的效果。為便于比較，每一攻角下選取的Ma其附面層都在距前緣75%弦長處分離。

2.1.1 總壓損失系數分析

在不同攻角下，總壓損失隨吸氣量的變化如圖2所示。在相同攻角和相同Ma下，平面葉柵總壓損失隨吸氣量的增加而逐漸降低。如在-4～4°攻角下不吸氣時，總壓損失分別為1.42%、1.46%、1.53%、1.66% 和1.89%，當吸氣量為1%時，總壓損失分別降低至1.24%、1.23%、1.25%、1.31%和1.46%。這主要是由于在吸氣時將葉柵中的低能氣流抽走；且吸氣量越大，低速氣流抽走越多，因而表現出葉柵的總壓損失系數隨吸氣量的增加而降低。說明吸氣技術能有效降低流場總壓損失。但是，當吸氣增加到一定程度時，總壓損失反而會增加。如-4°攻角下的總壓損失隨吸氣量變化曲線（圖2），當吸氣量增至1.5%時，葉柵總壓損失反而增加。這主要是由于抽吸過量，在抽走葉柵中低能氣流的同時還抽走了葉柵主流中的部分高能氣流，從而表現出總壓損失增加。

圖2 不同攻角下總壓損失隨吸氣量的變化

2.1.2 氣流轉折角分析

在不同攻角下，氣流轉折角隨吸氣量的變化如圖3所示。從圖中可見，在相同攻角、相同Ma下，平面葉柵氣流轉折角隨吸氣量的增加逐漸變大。主要是由于當吸氣量增加后，流場氣流分離減小，導致主流的氣流出口落后角減小。另外，進氣攻角在-4～4°之間的整個變化范圍內，吸氣葉柵的氣流轉折角始終比對應進氣攻角下常規葉柵的氣流轉折角大，這表明采用吸氣技術后，葉柵轉折能力得到有效增強。

圖3 不同攻角下氣流轉折角隨吸氣量的變化

2.1.3 靜壓升分析

在不同攻角下，靜壓升隨吸氣量的變化如圖4所示。從圖中可見，在相同攻角、相同Ma下，平面葉柵靜壓升隨吸氣量的增加逐漸提高，但提高的幅度越來越小。這主要也是由于吸氣將葉柵通道中的低能氣流抽走，從而提高了葉柵的靜壓升。另外，進氣攻角在-4～4°之間的整個變化范圍內，吸氣葉柵的靜壓升始終比對應進氣攻角下常規葉柵的氣流靜壓升高，這表明采用吸氣技術后，葉柵做功能力得到有效增強。

圖4 不同攻角下靜壓升隨吸氣量的變化

2.2 50%弦長處吸氣效果分析

本節分析在50%弦長處進行變Ma附面層抽吸的效果，同時分析在6°攻角下變Ma、變抽吸量對平面葉柵總壓系數、氣流轉折角、靜壓升和Ma云圖的影響。其意義在于，在實際應用中，受葉片強度限制，軸向開縫位置可能只有1～2處，由此在同一位置可能會在不同Ma下抽氣，這就需要分析在同一位置下變Ma、變抽吸量的影響，以找到適合于各種狀態的最佳吸氣位置。受研究周期限制，本文只分析了變Ma變抽吸量的影響，并未研究尋找最佳吸氣位置的內容。

計算結果顯示，在6°攻角下，當葉柵進口Ma大于0.66時，附面層在50%弦長前分離，此時再抽氣無法取得良好的效果，因此，在計算分析中取最大進口Ma=0.66。

2.2.1 總壓損失系數分析

在6°攻角不同Ma下，總壓損失隨吸氣量的變化如圖5所示。從圖中可見，在不同Ma下進行吸氣，平面葉柵總壓損失都有所降低，但是Ma越高（總壓損失越大）抽吸效果越明顯，如，在Ma=0.49～0.66不吸氣時，總壓損失分別為 1.35%、1.71%、2.22%和2.77%，當吸氣量為4%時，總壓損失分別降低至1.03%、1.24%、1.51%和1.80%。如前所述，當吸氣量增加到一定程度時，總壓損失反而會增加。在6°攻角下，Ma=0.66，當抽吸量達到6%時，總壓損失降低最多，達到了1.07%，如圖6所示。此時再增加吸氣量，總壓損失卻不降反增，其原因與前述一樣。

圖5 6°攻角不同Ma下總壓損失隨吸氣量的變化

圖6 6°攻角下Ma=0.66時總壓損失隨吸氣量的變化

2.2.2 氣流轉折角分析

在6°攻角不同Ma下，氣流轉折角隨吸氣量的變化如圖7所示。從圖中可見，在不同Ma下，平面葉柵氣流轉折角都隨吸氣量的增加逐漸變大。這說明，在同一攻角不同Ma下進行吸氣，葉柵轉折能力都得到有效增強。另外，在相同吸氣量下，葉柵氣流轉折角隨Ma的增加而變小。例如，當吸氣量為4%時，Ma=0.49、0.54、0.60、0.66，氣流轉折角分別比不吸氣時提高了8.4°、8.5°、8.4°、8.4°。

2.2.3 靜壓升分析

在6°攻角不同Ma下，靜壓升隨吸氣量的變化如圖8所示。從圖中可見，在不同Ma下，平面葉柵靜壓升都隨吸氣量的增加逐漸提高。這說明，在同一攻角不同Ma下進行吸氣，葉柵做功能力都得到有效增強。另外，Ma越高，靜壓升提高越多，例如，當吸氣量為4%時，Ma=0.49、0.54、0.60、0.66，靜壓升分別比不吸氣時提高2.1%、2.7%、3.5%、4.2%。

圖7 6°攻角不同Ma下氣流轉折角隨吸氣量的變化

圖8 6°攻角不同Ma下靜壓升隨吸氣量的變化

3 結論

（1）在攻角相同，Ma相同條件下，平面葉柵總壓損失隨吸氣量的增加逐漸降低；平面葉柵氣流轉折角隨吸氣量的增加逐漸變大；平面葉柵靜壓升隨吸氣量的增加逐漸提高，但提高的幅度越來越小。

（2）在6°攻角下，在不同Ma下進行吸氣，平面葉柵總壓損失都有所降低，Ma越高（總壓損失越大）抽吸效果越明顯；在Ma=0.49～0.66范圍內進行抽吸，都能取得良好效果。

（3）某型高性能風扇吸附葉片能有效提高風扇級負荷，具有良好的設計效果，但其具體效果還有待平面葉柵試驗進一步驗證。

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Numerical Simulation of Cascade Flowfield for Aspirated Fan

YE Dai-yong1,Sun Lu-ying2,ZHANG Yue-xue1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China; 2.AVIC Shenyang Aircraft Corporation(Group)Ltd.,Shenyang 110043,China）

Based on the second stage rotor blade of a high performance fan,the cascade total pressure coefficient,flow deflection angle and static pressure rise adopted suction technology were analyzed at blade suction side distancing leading edge of 50%and 70%of chord by numerical simulation methods with NUMECA commercial software.The results indicate that the total pressure loss of cascade reduce gradually with the increasing of suction flow rate in the same attack angle and Mach number.The flow deflection angle and the static pressure rise increase gradually with the increasing of suction flow rate.The total pressure loss of cascade was decreased at 6°attack angle and different Mach number.

aspirated fan;suction flow rate;total pressure loss;flow deflection angle;static pressure rise

葉代勇(1978),男，工程師,從事航空發動機總體設計工作。

2011-11-11