亞聲速擴壓平面葉柵尾跡動態壓力場測量與分析

幸曉龍，馬昌友，梁俊，黃磊

(1.南京航空航天大學能源與動力學院，江蘇南京210016；2.中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703)

亞聲速擴壓平面葉柵尾跡動態壓力場測量與分析

幸曉龍1，2，馬昌友2，梁俊2，黃磊2

(1.南京航空航天大學能源與動力學院，江蘇南京210016；2.中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703)

為研究葉片在不同攻角下引起的氣流分離對葉柵出口氣流紊流度的影響，借助動態壓力測量設備和測試技術，完成了某擴壓平面葉柵在進口馬赫數為0.677，攻角分別為0°、-10°和+8°三種典型工況下，尾跡非定常流動的測量。通過測量尾跡區域沿柵距方向和軸向的尾跡動態壓力，并對動態壓力數據進行時域分析，得到葉柵尾跡非定常流動的時均總壓和壓力脈動云圖，揭示出尾跡區流動過程，同時還與葉柵的氣動性能和氣流穩定性進行了關聯。

平面葉柵；尾跡測量；動態壓力；時域分析；穩定性

1 引言

葉輪機內部流場是非定常的，其非定常壓力脈動，是產生干涉噪聲及降低葉片疲勞強度的主要原因，且主要來源于以下三個方面：一是旋轉動葉尾跡速度虧損導致的周期性壓力脈動[1]；二是流場本身紊流脈動引起的壓力脈動；三是合成射流、微機電系統及等離子體等非定常主動流動控制技術，為抑制葉片氣流分離而向流場施加的壓力脈動[2-5]。

研究葉片尾跡旋渦脫落非定常壓力場特性，從國內外公開文獻看，采用的試驗方法主要是：在轉子/靜子葉排交錯排列的真實環境中開展試驗研究[6]，動態壓力傳感器通常安裝在后排靜子葉片上；或在單排孤立轉子環境下開展試驗研究，插入式動態壓力探針安裝在機匣上[7-9]。這兩種試驗方法的共同特點是，所獲取的非定常周期性壓力脈動以葉片通過頻率為特征，必須通過鎖相手段進行等相位數據處理，且難以獲得非定常壓力場向下游的變化。

本文選擇在平面葉柵風洞中開展試驗，探索研究葉片在不同攻角下引起的氣流分離對葉柵出口流場紊流度的影響。

2 試驗及測試

2.1 試驗系統

試驗在中國燃氣渦輪研究院超、跨聲速平面葉柵風洞試驗器上進行[10]。該設備是一座暫沖吹入大氣式超、跨聲速平面葉柵吹風試驗器，能進行亞、跨、超聲速壓氣機和渦輪平面葉柵吹風試驗。試驗葉型為某高亞聲速擴壓葉型，葉柵弦長B=60.38 mm，柵距T=35 mm，安裝角γ=64.28°，設計進口氣流角β1= 37.5°，設計進口馬赫數Ma1=0.677，葉柵葉片為8個。

2.2 動態總壓尾跡探針

葉柵尾跡動態總壓采用動態總壓尾跡探針(圖1)測量。該探針外形與用于測量葉柵穩態尾跡的三孔楔形探針類似，呈L型結構；其不同在于，前者為消除管腔效應，在感受端直接埋入了一只Kulite動態壓力傳感器(型號為XCQ-062)。另外，為獲得動態總壓，增大探針不敏感角，還在探針感受端安裝了滯止罩。

圖1 動態總壓尾跡探針結構圖Fig.1 Dynamic total pressure probe structure

2.3 測試系統集成

針對葉柵出口流場動態壓力測量要求，配置了動態測試系統，其系統組成如圖2所示。選用美國Nicollet公司的多通道高頻動態數據采集系統(型號Odyssey)，完成動態壓力數據采集。為得到葉柵進口馬赫數，采用穩態壓力測量系統，對進口穩態總壓和靜壓進行了測量。

圖2 測試系統集成Fig.2 Testing system components

動態總壓尾跡探針安裝在一維線性位移機構上，可沿額線方向移動。同時，通過人工調節探針探頭與葉柵尾緣額線的軸向距離，可測量不同軸向位置的葉柵尾跡壓力場。

2.4 試驗方案

試驗前，對整個測量系統進行標定，采集器自動將采集到的傳感器電壓信號轉換成流場壓力信號。試驗在葉柵設計進口馬赫數，進氣攻角i=0°、-10°、+8°下進行，以研究較大正攻角、零攻角及較大負攻角三種典型葉片工作狀態下的葉柵動態尾跡特性。動態總壓尾跡探針在葉柵尾緣額線下游，軸向距離D= 5.7%T、25.7%T、48.6%T、74.3%T、100%T，如圖3所示。利用一維位移機構沿額線方向在一個柵距內測取26點，在每個測點位置探針穩定3 s后，以20 kHz采樣頻率采集2 s數據。

圖3 葉柵尾跡動態壓力測量方案Fig.3 Measurement scheme of dynamic pressure in the cascade wake

為關聯動態尾跡與氣動性能，在相同氣動狀態下，采用三孔楔形穩態尾跡探針，在葉柵尾緣額線下游軸向距離45%T處，對兩個葉柵柵距進行了尾跡測量——一方面可用于檢查葉柵出口尾跡周期性，另一方面可獲取葉柵穩態氣動性能。尾跡穩態試驗數據處理方法詳見文獻[11]。

3 數據處理方法

從無量綱時均總壓和總壓脈動兩個參數，對動態尾跡數據進行時域分析。具體數據處理公式為：

式中：pAV為葉柵出口動態總壓時均值(kPa)；p(t)為葉柵出口動態總壓瞬態值(kPa)；ts為總壓平均時間間隔(s)，本文為采樣時間。

式中：σ為葉柵出口某點無量綱動態時均總壓，p1T為葉柵進口穩態總壓(kPa)。

式中：ε為葉柵出口某點動態總壓脈動；ΔpRMS為壓力脈動均方根值(kPa)，且。

式中：σAV為葉柵出口無量綱動態時均總壓在一個柵距的平均值。

式中：εAV為葉柵出口無量綱總壓脈動在一個柵距的平均值。

從式(2)和式(3)可以看出，σ實際為葉柵出口總壓恢復系數，即反映葉柵氣動性能；ε實際為隨時間變化的葉柵出口流場總壓空間不均勻度，通常稱為葉柵出口紊流度，即反映葉柵流場氣動穩定性。

4 試驗結果分析

4.1 葉柵進出口周期性及穩態性能

為確保試驗數據準確可靠，試驗時需在葉柵進、出口建立周期性流場。對于亞聲速擴壓葉柵，檢查葉柵出口流場周期性的重要方法，是分析葉柵出口總壓恢復系數沿葉柵額線方向的分布。圖4繪出了i＝0°、-10°、+8°時，柵前馬赫數Ma沿額線方向4個柵距的分布。可見，試驗件中部柵前進口馬赫數沿柵距分布周期性較好。在出口流場方面，圖5繪出了柵后測量截面沿2個柵距的尾跡分布，表明葉柵試驗周期性也較好。因此，為減少試驗時間，只錄取了一個柵距的動態尾跡數據。

另外，從圖5中還可以看出，i=0°時，葉柵尾跡寬度較窄；i=-10°時，葉柵尾跡明顯變寬，尾跡深度也比0°攻角時略深；而i=+8°時，葉柵尾跡寬度已跨整個柵距，尾跡深度也較深。

圖6為該套葉柵損失隨進氣攻角的變化趨勢。可見，0°攻角下，葉柵損失最小；隨著負攻角的逐漸增大，葉柵損失緩慢增大；而隨著正攻角的逐漸增大，葉背氣流分離較為嚴重，葉柵損失陡峭上升。

圖4 葉柵進口速度沿額線方向的分布Fig.4 Inlet Mach number distribution

4.2 葉柵動態尾跡分析

參照附面層定義，將葉柵出口總壓低于進口總壓的99%的區域定義為尾跡區。葉柵出口尾跡區的寬度和深度，可表征葉柵損失的大小，即尾跡區越寬、越深，葉柵損失越大。

圖7給出了Ma=0.677，i=0°、-10°、+8°時，葉柵出口流場的無量綱時均動態總壓云圖。由于只測了一個柵距的尾跡數據，為便于觀看，復制了一個柵距的云圖。可見，i=0°時，葉柵尾跡區很窄，且正好位于葉型尾緣處，與主流區的分界比較明顯，葉柵沒有發生葉型分離損失，但有較小的尾跡損失；i=-10°時，尾跡區略微變寬，并略微向葉盆側(PS)偏離，說明該葉型即使在較大的負攻角下，葉盆也只發生了非常輕微的氣流分離，但尾跡區與主流區之間存在明顯的摻混過渡區；i=+8°時，尾跡區明顯變寬變深，并偏向葉背側(SS)，這說明該葉型在較大正攻角下，葉背發生明顯的氣流分離。這與圖5和圖6的結論一致，說明采用動態總壓尾跡探針測量葉柵尾跡分布可行，結果可靠。另外，從圖7中還可以發現，隨著柵后氣流向下游流動，尾跡區逐漸變寬、變淺。

圖8給出了Ma=0.677，i=0°、-10°、+8°時，葉柵出口流場的動態總壓脈動云圖。可見，i=0°時，柵后氣流總壓脈動總體程度很小；i=-10°，特別是i=+8°時，柵后氣流總壓脈動總體程度明顯增大。由此說明，隨著攻角的增大，葉片表面發生氣流分離，柵后流場非定常效應越來越明顯。從圖8(a)和圖8(b)中可看出，動態總壓脈動最大區域位于葉片尾緣；而從圖7(c)中看，動態總壓脈動明顯往主流區葉背側方向偏移。結合圖6可知，這是因為該葉柵在零攻角或負攻角下，葉片表面分離程度較弱，葉柵損失主要是尾跡損失，此時尾跡區較窄且淺，尾跡低壓旋渦區氣流脈動強度較弱；而在較大正攻角下，葉片葉背發生嚴重的氣流分離，葉背分離損失占據葉柵損失較大部分，葉背分離旋渦區氣流脈動強度也隨之增強，故此時脈動最大區域向葉背側方向偏移。由此可見，葉片損失與氣流脈動強弱有直接關系。目前，壓氣機部件試驗中，正是采用監測流場中氣流脈動強弱的方法，來判斷壓氣機是否進喘。

圖7 Ma=0.677時柵后無量綱時均動態總壓云圖Fig.7 Dimensionless time-average dynamic total pressure contour of plane cascade wake,Ma=0.677

圖8 Ma=0.677時柵后動態總壓脈動云圖Fig.8 Dynamic total pressure fluctuation contour of plane cascade wake,Ma=0.677

圖9、圖10分別給出了葉柵出口無量綱動態總壓和無量綱總壓脈動均值，在一個柵距的平均值向下游一個柵距距離內的變化趨勢。可見，隨著低壓旋渦區與主流區氣流向下游摻混，無量綱動態時均總壓均值和無量綱總壓脈動均值幾乎沒變化，這是因為在較短摻混距離內，相對于葉柵葉型分離損失和尾跡損失，摻掍損失非常小，故對出口氣流總壓恢復系數和脈動紊流度的影響程度較小。此外，葉柵損失越大，葉柵出口無量綱動態時均總壓均值越小，氣流脈動紊流度就越大。即葉柵出口氣流脈動紊流度受葉型氣流分離損失的影響較大，但幾乎不受葉柵出口氣流摻掍的影響。

圖9 柵后無量綱動態總壓均值向下游的發展趨勢Fig.9 Dimensionless average dynamic total pressure developing toward the downstream

圖10 柵后無量綱總壓脈動均值向下游的發展趨勢Fig.10 Dimensionless average total pressure impulse developing toward the downstream

5 結論

(1)利用所設計的動態總壓尾跡探針，成功獲取了某擴壓平面葉柵，在零攻角、較大負攻角及較大正攻角三種典型工況下柵后尾跡動態壓力場結構，并與該葉柵的氣動性能和氣流穩定性進行了關聯。

(2)利用無量綱時均總壓云圖，可分析葉柵尾跡區寬度與深度變化、葉柵損失大小、葉型是否發生氣流分離及其位置；而利用動態總壓脈動云圖，可分析葉柵出口流場總壓脈動不均勻度的激烈程度在柵后軸向不同空間位置的分布。動態總壓脈動最大區域，始終位于主流區與尾跡區的葉背側相摻混區域，與進氣攻角無關。

(3)葉柵出口氣流脈動紊流度，主要受葉型氣流分離損失的影響，受葉柵出口主流區與尾跡區摻混的影響較小。

(4)本文僅從無量綱時均總壓及脈動紊流度角度，對葉柵尾跡動態總壓進行了時域分析，開展頻譜分析、研究氣流分離脫落渦的頻率特性，將是今后工作的主要方向。

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Measurement and Analysis on Dynamic Pressure Field of Subsonic Compressor Plane Cascade Wake

XING Xiao-long1，2，MA Chang-you2，LIANG Jun2，HUANG Lei2
(1.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；2.China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

Using dynamic pressure measuring equipment and technology,dynamic pressure in the wake re?gion of plane compressor cascade under the incidence of 0°,-10°,+8°with 0.677 inlet Mach number was measured to study the impact of flow separation on cascade outlet flow turbulence.Pressure measured in the tangential direction and axial direction was processed in time-domain analysis.Dimensionless time average total pressure and pressure fluctuation contour were obtained through the process.Flow structure in the wake region was revealed and related to aerodynamic characteristics and flow stability.

plane cascade；wake measurement；dynamic pressure；time-domain analysis；stability

V231.3

：A

：1672-2620(2014)06-0013-05

2014-03-12；

：2014-07-29

幸曉龍(1976-)，男，重慶江津人，碩士研究生，高級工程師，主要從事壓氣機試驗研究。