大攻角范圍超聲壓氣機葉柵激波波系研究

唐　凱，葛　寧，顧　楊，向宏輝，溫珍榮（.中國燃氣渦輪研究院，四川江油6700；.南京航空航天大學能源與動力學院，南京006）

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大攻角范圍超聲壓氣機葉柵激波波系研究

唐凱1，2，葛寧2，顧楊1，向宏輝1，溫珍榮1
（1.中國燃氣渦輪研究院，四川江油621700；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016）

摘要：對超聲壓氣機葉柵的多攻角工況進行試驗，利用紋影儀、油流試驗及葉片表面等熵馬赫數分布結果進行對比分析，觀察到大攻角范圍下葉柵激波波系結構發生了明顯變化。為揭示激波結構變化原因，利用NUAA計算程序對葉柵進行仿真。研究發現，大攻角狀態下葉柵通道中斜激波產生的原因，為前通道激波誘發附面層分離再附后，氣流為沿葉片表面繼續流動，從而形成斜激波；由于斜激波的增壓降速，導致尾緣激波非常微弱甚至消失。

關鍵詞：壓氣機；超聲葉珊；激波；波系結構；附面層；大攻角；試驗；數值仿真

1　引言

隨著現代戰機戰術技術指標的不斷提高，促使航空發動機向著高效率、高推重比的方向發展。作為發動機核心部件之一的壓氣機，需向更高級壓比、更低損失、更寬穩定工作范圍發展［1-2］。當前壓氣機設計中增加級壓比的主要方法之一，是提高發動機進口馬赫數，利用激波增壓。但高的進口馬赫數意味著較高的激波附面層損失，且過強的激波與附面層分離，對壓氣機效率及穩定性十分不利。為降低損失，目前進口馬赫數一般控制在1.5以下。因此，如何在低損失工況下提高來流馬赫數、合理地利用激波增壓，已成為相關學者的研究重點，而對激波波系結構的控制更是重中之重。

目前，國內外對于激波的控制只是針對于設計工況，并沒有開展大攻角范圍內的激波波系結構研究。如國外公布的超聲葉柵主要為ARL-SL19與PAV-1.5葉型數據［3］，前者設計馬赫數為1.61，波系結構為弓形波、前通道激波、λ激波、前通道激波反射波、尾緣準正激波，其試驗數據中攻角變化范圍很小；后者設計馬赫數1.5，波系結構為弓形波、預壓縮波、前通道激波、λ激波、后通道準正激波，試驗中攻角變化范圍為6°，在該攻角范圍內波系結構并沒有發生變化。Weber［4］雖然在多個攻角下對平面葉柵進行了試驗，但該葉型設計進口馬赫數僅為0.85，沒達到超聲狀態。國內的研究大多針對馬赫數0.8～1.2范圍內的跨聲速葉柵，少有關于高馬赫數下大攻角范圍內激波波系結構變化的研究報道。

為研究超聲葉柵在大攻角范圍下激波的結構與損失機理，本文開展了某型超聲葉柵的試驗研究與理論計算，探尋了不同攻角下超聲葉柵激波波系結構變化特點和變化原因。

2　試驗方案

2.1試驗設備

試驗在中國燃氣渦輪研究院超、跨聲速平面葉柵風洞中進行。該設備為暫沖吹入大氣式平面葉柵試驗器，可進行亞、跨、超聲速壓氣機和渦輪平面葉柵吹風試驗。其氣流角可調范圍為20°～90°，最大流量為22.4 kg/s，穩定工作時間大于4 min［5］。

2.2葉柵試驗件

葉柵為某型高超聲葉柵（圖1），展弦比為1.67，稠度為1.91，試驗攻角范圍為-1.42°～+6.58°。該試驗件由兩側有機玻璃柵板、基本葉片及測壓葉片組成。

圖1 葉型簡圖Fig.1 The sketch of the blade airfoil

2.3試驗方法

試驗時，根據試驗件設計馬赫數選取對應噴管，并通過調壓閥、放空閥調節試驗件進口馬赫數。由于試驗件為超聲葉柵，試驗件前端附面層增厚趨勢明顯，所以在試驗件上、下壁面分別進行附面層抽吸，并通過監測柵前靜壓周期性來調節抽吸壓力。通過調節圓盤角度改變進口氣流角。

2.4測試方法

葉柵風洞壓力和溫度使用常規PSI電子掃描閥、VXI總線等系統采集，尾跡采用三孔楔形探針測量，激波的存在使用紋影儀測量。由于受設備空間限制，紋影儀所用光路需經過主反射鏡多次傳遞，直到在相機上清晰成像。另外，對相同來流馬赫數、不同攻角的典型工況，采用油流顯示進行數據捕獲。

3　試驗數據分析

圖2為設計馬赫數下不同攻角（i）時的葉柵紋影圖。可見，該葉柵波系由弓形波、前通道激波、前通道激波反射波及后通道激波構成；隨進口攻角的減小，弓形波位置基本不變。在設計馬赫數下，6.58°攻角時葉片吸力面有明顯的λ激波出現，在其他角度下并不明顯；只在此角度下發現葉片吸力面50%弦長處出現一斜激波。

為證實上述斜激波的存在，做出兩組工況下葉片表面等熵馬赫數（以試驗馬赫數與設計馬赫數的相對值表示）的分布圖，見圖3。可見，6.58°攻角時，在壓力面50%弦長處速度驟降，表明此種情況下確實存在一道激波入射到壓力面上；而0°攻角時，葉片壓力面50%弦長處也出現了速度驟降。為判斷其速度驟降是由前通道激波反射波引起還是由斜激波引起，對該典型工況進行油流試驗。圖4示出了兩種工況下的葉片油流照片。可見，6.58°攻角時，吸力面附面層在40%弦長處發生分離，而壓力面附面層從前緣開始分離一直持續到33%弦長處，附面層再附后，在約65%弦長處又發生了較弱分離；0°攻角時，葉片吸力面附面層在90%弦長處發生分離，壓力面附面層則在70%弦長處發生分離。這說明當攻角增大時，吸力面的激波發生點前移，并且導致其壓力面的激波入射點前移，從而造成了壓力面速度驟降。

圖3 葉片表面等熵馬赫數分布圖Fig.3 The Mach number distribution of the blade surface

圖4 設計馬赫數下葉片油流圖片Fig.4 Surface oil flow visualization pictures at design inlet Mach number

圖5 不同攻角主要波系結構示意圖Fig.5 Shock wave system of different attack angle

對比分析圖2～圖4可得出，不同攻角時的主要波系結構如圖5所示。可見，攻角范圍變化時葉柵的波系結構會發生明顯變化，大攻角狀態下通道中出現了一道斜激波。

4　數值計算及分析

為探尋不同攻角下激波波系結構變化原因，對該葉柵S1流面進行了CFD數值計算。計算采用自開發NUAA程序，通過NUAA程序網格前處理，生成平面葉柵H-O-H網格，網格數共44 932。求解N-S方程采用雷諾平均模擬，使用的S-A一方程模型為渦粘封閉模型，對同一進口馬赫數下多個攻角工況進行計算。計算過程中給定進口總壓、進口總溫、進口等熵馬赫數、進口速度方向與出口背壓，葉片表面采用無滑移邊界條件，流道側面采用周期性邊界條件，物性條件按照理想空氣進行計算。

圖6示出了各攻角下的馬赫數等值線分布，圖7給出了6.58°攻角時葉片表面等熵馬赫數計算值與試驗值的對比。可見，雖然試驗和計算得到的葉片表面馬赫數絕對值有所差異，但其變化趨勢一致，對激波結構的捕捉不會帶來影響。圖6顯示i=6.58°時，激波波系與其他兩組工況有所差別。結合圖7和圖4（b）可發現，葉片壓力面約6%弦長處的速度驟降，是因為前通道激波反射波在壓力面引起了附面層分離，受分離作用的影響，激波后高壓區向前傳遞距離達到附面層厚度的幾百倍［6］；此外，由于高壓區前傳，葉片表面流線凸起，便在壓力面形成了明顯的λ激波。25%弦長處的速度驟降是氣流經過λ激波后支的緣故。在此之后，附面層再附，由于葉型及通道的原因，氣流在壓力面33%弦長處開始加速。60%弦長處速度又一次驟降，是因為吸力面存在斜激波。根據圖6（a）可看出，此斜激波位于吸力面λ激波引起的分離泡后端，主要原因是在分離泡的后端氣流需改變流向，沿葉片表面流動而形成。而在較小正攻角下，前通道激波反射波明顯，且在壓力面形成λ激波，在設計攻角及較小負攻角下，只產生反射激波及尾緣激波，均未出現斜激波。

尾緣激波的變化是因為大攻角狀態下，氣流經過前通道激波后發生了嚴重的附面層分離，氣流偏離葉片表面流向較多，附面層再附后會產生一道斜激波；且由于此斜激波的存在，葉片吸力面表面馬赫數驟降，無法在尾緣形成或只形成很弱的尾緣激波。而在小攻角及負攻角下，葉片吸力面附面層分離較弱或不發生附面層分離，便不會產生此道斜激波，其馬赫數不會降低，因此在尾緣形成尾緣激波。

圖6 不同攻角下的馬赫數等值線分布圖Fig.6 The contour map of the Mach number at different attack angle

圖7 6.58°攻角時葉片表面等熵馬赫數分布對比圖Fig.7 The comparison of the blade surface Mach number distribution at i=6.58°

5　結論

（1）攻角的改變會造成葉珊激波波系結構發生顯著變化。大攻角狀態下，前通道激波引起的葉片吸力面附面層分離及再附是形成斜激波的關鍵因素，而斜激波的增壓降速，會導致尾緣激波變弱甚至消失。小攻角及負攻角狀態下，激波結構基本不發生變化，只是激波強度與激波位置有所差異。

（2）高馬赫數葉柵在大攻角狀態下其增壓能力及性能明顯異于其他工況。大攻角狀態對應于壓氣機近喘工況，合理控制大攻角范圍下的激波波系結構或保持原有激波波系結構至大攻角工況，可為提高高級壓比、高馬赫數壓氣機的穩定工作裕度及效率提供巨大幫助。

參考文獻：

［1］劉大響，程榮輝.世界航空動力技術的現狀及發展動向［J］.北京航空航天大學學報，2002，28（5）：490—496.

［2］陳海生，譚春青.葉輪機械內部流動研究進展［J］.機械工程學報，2007，43（2）：1—12.

［3］Schreiber H A. Shock losses in transonic and supersonic compressor cascades［R］. DLR-IB-325-03/89，1989.

［4］Weber A，Faden M，Starken H，et al. Theoretical and ex?perimental analysis of a compressor cascade at supercriti?cal flow conditions［R］. ASME 87-GT-256，1987.

［5］姜正禮.流場顯示在超、跨聲速平面葉柵試驗中的應用［J］.燃氣渦輪試驗與研究，1998，11（1）：1—5.

［6］曾榮鵬.超音速葉柵內的激波系及其與附面層相互作用的數值研究［D］.北京：華北電力大學，2005.

Investigation on the shock wave system of supersonic compressor cascade at different attack angle

TANG Kai1，2，GE Ning2，GU Yang1，XIANG Hong-hui1，WEN Zhen-rong1
（1. China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621700，China；2. College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

Abstract：An experiment on supersonic compressor cascade at different attack angle was carried out. By comparing with the results on the schlieren apparatus，oil flow visualization and surface Mach number distri?bution，a conclusion was made that the structure of the shock wave system changed a lot at high attack an?gle. To explain the reasons，CFD based on NUAA program was used. The results revealed that the oblique shock wave was caused when boundary layer separated and reattached，the air flowed along the blade sur?face. The trailing edge shock wave got weak or even disappeared after the velocity decreased by the oblique shock wave.

Key words：compressor；supersonic cascade；shock wave；wave system structure；boundary layer；high attack angle；experiment；numerical simulation

中圖分類號：V232.4

文獻標識碼：A

文章編號：1672-2620（2016）02-0012-04

收稿日期：2015-02-10；修回日期：2016-04-01

作者簡介：唐凱（1988-），男，四川江油人，碩士，主要從事壓氣機及葉柵試驗技術研究。