低速軸流壓氣機旋轉失速演化機制研究

賀　象，銀越千，黃生勤，馬宏偉，魏　巍

（1.中國航空機械動力研究所，湖南株洲412002；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

低速軸流壓氣機旋轉失速演化機制研究

賀象1，銀越千1，黃生勤1，馬宏偉2，魏巍2

（1.中國航空機械動力研究所，湖南株洲412002；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

為深入探討軸流壓氣機旋轉失速機理，利用全環非定常數值模擬在出口邊界添加節流閥模型模擬壓氣機節流過程，通過試驗測量與數值模擬結果對比分析，澄清了低速軸流壓氣機失速先兆及失速團的產生和演化過程。研究結果表明：壓氣機在轉子葉片安裝角存在幾何偏差的情況下，spike型失速先兆是由2階模態的整階擾動演化而來，并最終直接形成2個大尺寸全葉高的失速團；與軸對稱轉子模型相比，考慮存在幾何偏差的轉子模型的數值模擬結果更為接近試驗測量結果。

軸流壓氣機；全環非定常數值模擬；節流閥模型；失速先兆；失速團；航空發動機

0　引言

旋轉失速會造成壓氣機性能急劇下降，嚴重時可能對壓氣機造成機械損傷，對發動機安全具有極大危害。因此，弄清其產生機理和發展過程一直是重要的研究方向。

20世紀90年代的大量研究表明，失速團形成之前存在失速先兆，一般可分為2類：模態波先兆［1］和突尖波先兆［2-3］。此外，還存在高頻失速、整階擾動等先兆擾動形式［3］。整階擾動的周向傳播速度和方向與壓氣機旋轉速度相同，Day等［3］認為該擾動的形成與壓氣機幾何偏差（幾何不對稱性）存在很大關系。

壓氣機和渦輪在實際加工和裝配過程中難免出現偏差，一般可分為2類：1類是固定在絕對坐標系下的機匣圓度、機匣與轉子同心度偏差造成的葉尖間隙不均勻，其不但會造成壓氣機性能降低，在近失速點還會產生短尺度非定常擾動，并可進一步發展成spike失速先兆［4-6］；另1類是固定在相對坐標系下的轉子葉型的幾何偏差，該情況形成了Day等［3］所發現的整階擾動。其在很多壓氣機上均有不同程度的體現，不僅出現在近失速點［6-7］，還可能出現在遠離穩定邊界的設計點［8］，而且在整機環境的壓縮部件試驗中也觀察到這種擾動形式［9］。

近年來，采用3維黏性多通道甚至全環的非定常數值模擬也可以捕捉到壓氣機失速先兆以及旋轉失速的發展過程。Hoying［10］首次捕捉到突變型失速先兆擾動，指出泄漏渦是否溢出相鄰葉片前緣可作為壓氣機是否失速的判段依據，Vo等［11］進一步完善了該判斷準則。隨后，Gourdian等［12］和Chen等［13］分別針對低速和高速軸流壓氣機進行全環非定常數值模擬，均捕捉到短尺度擾動（spike先兆）的形成以及失速團的演化過程，但是計算結果與試驗結果仍存在較大差異。Gourdian指出［12］，在將來的研究中應采用接近真實情況的幾何模型（進、出段長度和幾何偏差等），才能得到更準確的模擬結果。Choi等［14］改變了某個轉子葉片的安裝角并進行節流失速全環非定常數值模擬，研究表明，小失速團最先產生于該葉片附近的尖區；Pullan等［15］也調整了某個轉子葉片安裝角，數值模擬結果捕捉到了整階擾動，但是很難界定失速先兆是否由整階擾動發展而來。因此，存在幾何偏差條件下的壓氣機整階擾動與失速先兆之間關聯性仍存在許多值得考究的地方，需要進一步深入研究。

本文結合試驗與數值模擬方法，對比分析研究了轉子葉片安裝角均勻和非均勻2種情況下低速軸流壓氣機旋轉失速先兆及失速團的產生和演化機制。

1　試驗裝置及測量方案

試驗裝置為北京航空航天大學低速大尺寸軸流壓氣機，機匣直徑1 m，輪轂比0.6，葉片數17，葉尖間隙3mm（1.5%葉高）。試驗在折合轉速n=900 r/min下進行。

壓氣機流量管周向布置4個靜壓測點測量進口平均靜壓，根據大氣總壓計算進口速度V，從而得到流量系數Φ=V/Utip。其中Utip為葉尖切向速度。在轉子上、下游機匣壁面周向分別布置4個測點測量平均靜壓，計算壓氣機靜壓升系數ψ=△Ps/0.5，從而測量壓氣機靜壓升特性。

在轉子上游10%弦長機匣壁面，周向均布8個動態壓力測點；在轉子葉頂機匣壁面弦向布置14個測點。數據采集系統多路并行連續采集動態壓力信號和鎖相信號，采樣速率為20 kHz。試驗測量記錄多個穩定工況點，隨后在近失速點快速關閉節流閥，壓氣機進入完全失速狀態，記錄失速過程動態壓力信號。

2　數值模擬方案

在壓氣機分解過程中對轉子幾何參數進行計量，發現該壓氣機轉子存在明顯的幾何偏差［16］，其中由安裝角不均勻產生的影響最大。本文壓氣機數值計算模型包括轉子葉片安裝角周向均勻和非均勻2種情況。對于非均勻情況，依據轉子實際計量的安裝角分布，在轉子的4個周向位置共7個葉片調整了安裝角大小如圖1所示，得到轉子葉片安裝角周向分布的波數為4。采用ICEM生成的六面體結構網格如圖2所示，計算模型總網格數為865萬。其中進、出口計算域長度分別為0.5、1倍流道外徑，網格分別為200萬和250萬，設置為靜止域。轉動域計算網格拓撲為HOH，單通道網格數約為24萬，整圈網格總數為415萬。

圖1　轉子周向葉片安裝角分布

圖2　低速大尺寸軸流壓氣機數值模擬計算網格

采用CFX12.0求解3維黏性雷諾平均N-S方程，模擬壓氣機全環非定常流場。空間離散采用2階格式，湍流模型采用κ-ε。標準壁面函數處理近壁區域流動，壁面最大y+約為20，滿足壁面函數的要求。進口邊界條件給定標準大氣壓、軸向進氣，湍流度為5%。轉、靜摻混面選擇Transient Rotor Stator。物理時間步的選擇保證轉子每轉過1個通道的步數均為20。出口邊界條件設置如下：

（1）穩定工況點非定常數值模擬

出口邊界條件給定平均靜壓。

收斂準則：當監測的轉子進口壓力信號具有明顯的周期性，并且在500個物理時間步內，出口流量脈動不大于0.5%，即認為此工況點非定常數值收斂。

（2）節流失速過程的數值模擬

出口平均靜壓 Ps，out根據節流閥模型［17］確定，定義為

式中：Pt為參考大氣壓；密度ρ為常數；k0為常數；k1為閥門開度，隨計算時間步的增大而減小。

3　壓氣機靜壓升特性

對比安裝角非均勻和均勻情況數值模擬獲得的壓氣機特性如圖3所示。從圖中可見，轉子安裝角非均勻引起靜壓升系數減小，壓氣機性能衰減，而且數值模擬捕捉到的非均勻情況失速點流量比均勻情況的更大。對比數值模擬與試驗測得的特性曲線，非均勻情況數值模擬捕捉到的失速點流量與試驗測得的一致，而與均勻情況數值模擬捕捉到的失速點流量偏差較大。表明采用更接近真實壓氣機幾何情況的計算模型進行非定常數值模擬，所獲得的節流失速特性更接近試驗測量結果。

圖3　靜壓升特性

4　壓氣機節流失速過程

在轉子上游10%弦長機匣壁面的傳感器測得的節流失速過程動態壓力信號分布和信號小波變換［16］能量譜分別如圖4（a）、（b）所示。對于圖4（b），橫坐標為時間，用轉子轉過的轉數表示，縱坐標為無量綱頻率，1 frot為轉頻，17為葉片通過頻率（BPF），譜圖的幅值代表不同頻率分量在不同時刻下的能量高低。在第70轉之前，除BPF之外，2 frot整階擾動［16］最強，4 frot整階擾動次之。

圖4　壓氣機節流失速過程無量綱壓力信號及其小波譜

整階擾動向失速先兆演變過程如圖5所示。其中P1信號上虛線圈M標示了a和b 2個2 frot整階擾動，其傳播速度與轉速相同，與圖4（b）中M所標出的2 frot對應。在第70轉左右，整階的2 frot擾動向1.5 frot擾動演化，該過程實際是a和b 2個擾動周向傳播速度降低、尺度和強度增大、向失速先兆擾動演化的過程。在第73轉時刻其傳播速度約為82%。再經歷10多轉的時間，2個先兆擾動尺度和強度明顯增大，最終形成2個大尺度失速團，如圖6所示。其傳播速度為65%轉速，壓氣機進入完全失速狀態。由此可知，該壓氣機失速先兆波是由2 frot（模態數為2）發展而來的，并最終形成了2個失速團。

圖5　整階擾動向失速先兆演變過程

圖6　失速先兆和失速團的周向傳播

在轉子安裝角非均勻情況壓氣機節流失速過程數值模擬監測的壓力信號及其小波譜分別如圖7（a）、（b）所示。虛擬探針布置位置與試驗相同。壓氣機先兆擾動產生之前，除BPF和1 frot擾動強度較大之外，4 frot整階擾動強度也較大。對于圖7（b），字母a和b對應4 frot整階擾動，這與壓氣機轉子計算模型在周向4個位置調整了安裝角存在直接關系（安裝角周向分布的波數為4）。其傳播速度與轉速相同，傳播特征與近失速點的情況相同［16］，且隨壓氣機節流擾動強度升高逐漸增大。而在接下來的1轉中，表示能量較高斑點的字母c向低頻方向傾斜，表明4 frot整階擾動向失速先兆波演化，其尺度增大、傳播速度降低，到第19.5轉左右，周向傳播速度下降至83%轉速。在第20轉左右時刻，C5、C7這2個周向位置的原始信號上能夠清晰地觀察到失速先兆波，分別用黑色和紅色虛線箭頭標識了這2個先兆擾動的周向傳播路徑，如圖8所示。在C1信號上，N所標示的先兆擾動與圖7中的擾動相對應。隨后，2個先兆擾動尺度進一步增大，傳播速度進一步降低，演化成2個小失速團。在失速團形成初期，其周向傳播速度約為75%轉速，進入完全失速狀態之后，形成2個大尺度的失速團，周向傳播速度降至67%轉速。

圖7　轉子安裝角非均勻情況，數值模擬監測節流失速過程的壓力信號及其小波譜

圖8　轉子安裝角非均勻情況，數值模擬監測的失速先兆周向傳播

轉子安裝角均勻情況節流失速過程數值模擬監測的壓力信號如圖9所示，虛擬探針布置位置與試驗相同。在第8.8轉左右之前，原始壓力信號及其小波譜上均觀察不到整階擾動。之后壓氣機周向多個通道突然同時產生失速先兆擾動，并合并成3個小失速團，如圖9中A、B和C所標示傳播路徑。在第12.5轉左右時，失速團A被失速團C吞并，最終形成2個失速團，傳播速度為63%轉速，壓氣機進入完全失速狀態。

圖9　轉子安裝角均勻情況，數值模擬監測的失速先兆和失速團周向傳播

經比較可知，在安裝角非均勻情況下，數值模擬獲得的節流失速過程與試驗測量結果類似，2個失速先兆是由整階擾動演化而來，并最終直接形成2個以約65%轉速沿周向傳播的大尺度失速團。而在轉子安裝角均勻情況下，周向存在多個失速先兆，雖然同樣最終形成周向傳播速度為63%轉速的2個大失速團，但失速先兆和失速團的產生和演化過程與試驗結果偏差較大。因此，考慮了轉子葉片幾何偏差的壓氣機節流失速數值模擬獲得的結果顯然更為接近試驗測量結果。

5　葉尖泄漏流動與失速先兆的關系

對比分析數值模擬和試驗測量的壓氣機節流失速過程的靜壓信號之后，進一步剖析失速先兆產生和發展過程中轉子葉尖流場的演化過程。

在轉子通道前緣附近熵增分布中，梯度較大的位置即高熵增區與主流之間的分界線，可表示泄漏渦影響區與主流之間的分界線［11］。98%葉高的壓氣機葉頂葉片前緣發生溢流導致失速先兆如圖10所示。從圖中可見，在失速先兆產生時，安裝角均勻情況下，周向至少4個通道的泄漏流溢出相鄰葉片前緣，而在安裝角非均勻情況下，周向僅有2個位置存在泄漏流溢出相鄰葉片前緣的現象（8、13號葉片），其它通道泄漏流與主流的交界線并沒有超出額線。泄漏流溢出相鄰葉片前緣的流動現象符合Hoying、Vo等［10-11］提出的突變型失速先兆產生條件，可見數值模擬獲得的失速起始擾動為spike失速先兆。

圖10　98%葉高的壓氣機葉頂葉片前緣發生溢流導致失速先兆

試驗測量結果表明壓氣機失速先兆是由具有模態特征的2 frot演化而來，試驗所觀察到的失速先兆屬于spike還是modal先兆，需要進一步對比分析。

在失速先兆產生和演化過程中的轉子葉頂流動如圖11所示。從圖11（a）中可見，A1為整階擾動，其特征是2個相鄰通道靜壓明顯比兩側通道高，即與時序信號中所觀察到的壓力突增相對應。

圖11　失速先兆產生和演化過程中的轉子葉頂流動

從圖11（b）中可見，隨壓氣機節流，整階擾動向失速先兆演化。此時A1位置的2個通道壓升也比較高，與圖11（a）中的類似。需要注意的是，在A1右側的B1所標示的2個通道的前緣位置表示泄漏渦的低靜壓區延伸到相鄰葉片的壓力面，整個通道前緣附近的靜壓均非常低。即失速先兆的特征為高壓區A1和低壓區B1組合流場結構。

從圖11（c）中可見，由數值模擬獲得的spike先兆流動（1～3葉片間A1、B1通道），與圖11（b）中A1、B1流動結構相似。由于A1通道中間存在較大尺度的低速旋渦結構（速度矢量圖），堵塞轉子通道導致靜壓增大（靜壓云圖），而相鄰的B1通道存在向相鄰葉片前緣溢出的流動現象（速度矢量圖），即形成spike失速先兆。由于存在溢流現象，B1通道流動速度并不低，因而靜壓相對較低（靜壓云圖）。從圖8可知，失速先兆沿著周向傳播速度為75%轉速，從相對坐標系下看，在接下來的某個時刻，溢出的流動與3號葉片泄漏渦相互作用形成大尺度旋渦，然后向4號葉片壓力面移動，并溢出4號葉片前緣，即失速先兆從3號葉片前緣（B1通道）傳播至4號葉片。在該過程中，B1通道的旋渦尺度進一步增大，通道堵塞也增大，形成類似A1通道流動狀態，因而B1通道靜壓增大。同時，A1通道中低速旋渦流出通道，流動恢復正常。

從圖11（d）中可見，隨著壓氣機節流，失速先兆在周向傳播的過程中，隨著尺度的不斷增大，其傳播速度也會降低，趨于形成小失速團。A1、B1所示的失速先兆的影響范圍達到3～4個通道（前緣低靜壓區），這與童志庭［18］所測得“spike”失速先兆流動結構相同。數值模擬同樣捕捉到類似的流動結構，如圖11（e）所示。

由以上試驗和數值模擬結果對比分析可以確定，該壓氣機失速先兆形式為spike先兆，是由模態數為2的2 frot整階擾動演化而來。

6　完全失速狀態葉頂流場

在完全失速狀態下試驗結果與數值模擬結果的對比以及熵增分布和速度矢量分布如圖12所示。圖中可以明顯觀察到周向存在的2個失速團。

圖12　在完全失速狀態下數值模擬與試驗結果的對比

從圖12（c）中可見，位于葉排上游的低靜壓區實際為順時針方向旋轉的回流旋渦。旋渦左側氣流逆著進氣方向，因而滯止形成高靜壓區，左側主流偏轉，對于轉子葉片從相對坐標系來看減小了其攻角；而在旋渦右側，主流趨向于向右側偏轉，從相對坐標系來看增大了轉子葉片的攻角；從而，右側轉子通道分離增大，左側分離減小，分離區相對于葉片排向右側傳播，即形成相對轉子葉片按照轉速方向相反的方向轉動的旋轉失速現象。王洪偉［19］以及Lepicovsky［20］利用熱線風速儀測量了失速團內部速度矢量，獲得了類似的位于失速團內的大尺度回流旋渦流動結構。

從圖12（d）中可見失速團的影響范圍，每個失速團占據了約5個轉子通道的寬度。失速區之外的通道流動比較穩定，如圖12（b）、（d）所示。由于失速區的流動堵塞，造成壓氣機周向流量重新分配，失速區流量迅速減小，其余通道流量有所增大流動趨于穩定，從而使壓氣機適應過小的流量狀態，而非試圖把流量的減小平均分配到所有的葉片通道。

轉子出口熵增如圖13所示。從圖中可見，在完全失速狀態下，壓氣機失速團影響范圍擴展至葉根，顯然這是1種全葉高失速。另外，數值模擬獲得的失速團在周向并不是對稱分布，試驗測量結果也顯示了類似的情況。

圖13　完全失速狀態下轉子出口熵增

7　結論

本文針對低速大尺寸軸流壓氣機，結合試驗和全環非定常數值模擬方法，詳細地研究了在有幾何偏差條件下壓氣機失速先兆以及旋轉失速演化過程，得出以下結論：

（1）壓氣機在轉子周向非軸對稱情況下，會產生1種頻率與轉頻成整數倍、傳播速度與轉速相同的整階擾動；

（2）數值模擬結果表明，整階擾動階數與轉子幾何參數周向非均勻分布的波數一致；

（3）隨壓氣機節流，2階模態的整階擾動誘導轉子葉尖周向2個位置形成spike失速先兆，并最終演化成2個失速團；

（4）采用更接近真實壓氣機幾何情況計算模型進行非定常數值模擬，所獲得壓氣機特性以及節流失速過程更接近試驗測量結果。

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（編輯：栗樞）

Investigation on the Rotating Stall in a Low-Speed Axial Compressor

HE Xiang1，YIN Yue-qian1，HUANG Sheng-qin1，MA Hong-wei2，WEI Wei2
（1.AVIC Aviation Powerplant Research Institute，Zhuzhou Hunan，412002，China；2.School of Energy and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China）

In order to further investigate the axial flow compressor rotating stall mechanism，the compressor stall process was simulated via the methods of full-annulus unsteady numerical simulation in which a throttle model was imposed on the outlet boundary.With the comparative analysis of the experimental and numerical results，the generation and evolution of the stall inception and the stall cell in a low-speed axial-compressor was clarified.The results indicate that two spike inceptions are induced by the shaft order perturbations of the second order and evolve into two full-span stall cells in this compressor in the case of some deviation in the rotor blade stagger angle. Comparing with the symmetric rotor model，the numerical results of the rotor model with geometry deviation agreed well with the experimental results.

axial compressor；full-annulus unsteady simulation；throttle model；stall inception；stall cell；aeroengine

V 231.3

Adoi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.05.014

2016-03-27

賀象（1984），男，工程師，主要從事壓氣機氣動設計工作；E-mail：41213014@qq.com。

引用格式：賀象，銀越千，黃生勤，等.低速軸流壓氣機旋轉失速演化機制研究［J］.航空發動機，2016，42（5）：81-87.HEXiang，YINYueqian，HUANG Shengqin，etal.Investigationontherotatingstallinalow-speedaxialcompressor［J］.Aeroengine，2016，42（5）：81-87.