渦流發生器對高負荷壓氣機葉柵角區分離影響的實驗研究

李仁康, 王如根, 何 成, 胡加國,3*, 馬彩東, 黃丹青

(1. 空軍工程大學 航空航天工程學院, 西安 710038; 2. 甘肅省酒泉市十四支局, 甘肅 酒泉 735000; 3. 北京航空航天大學 能源與動力學院, 北京 100191)

渦流發生器對高負荷壓氣機葉柵角區分離影響的實驗研究

李仁康1, 王如根1, 何 成2, 胡加國1,3*, 馬彩東1, 黃丹青1

(1. 空軍工程大學 航空航天工程學院, 西安 710038; 2. 甘肅省酒泉市十四支局, 甘肅 酒泉 735000; 3. 北京航空航天大學 能源與動力學院, 北京 100191)

渦流發生器能有效控制葉柵通道內的流動分離。為探明渦流發生器對高負荷壓氣機葉柵角區分離的控制效果，設計了不同周向位置的渦流發生器并進行實驗。實驗結果表明：渦流發生器通過其產生的尾渦改變通道內的旋渦結構，加強端壁區的低能流體與主流的摻混，抑制角區分離的形成進而達到了改善流動的效果。相對于原型葉柵，在-3°～3°迎角下加入渦流發生器后損失系數降低了5%～14%，氣流轉折角提高2.49°～3.15°。相對于方案A，渦流發生器遠離吸力面0.15倍柵距時，角渦強度增強，氣動性能下降；反之，接近吸力面0.15倍柵距時會增加角區額外損失，其流動控制效果較差。

高負荷壓氣機葉柵；流動控制；渦流發生器；角區分離；周向位置

0 引 言

新一代高性能航空發動機要求具有更高的推重比、更低的耗油率、更高的可靠性和更佳的經濟可承受性，其中更高的推重比是提升發動機性能的最重要途徑[1]。為使發動機獲得更大的推重比，壓氣機采用大彎度高負荷葉片來提高級負荷，減少級數，進行結構減重[2]。與此同時，高負荷壓氣機面臨著增壓效率和穩定性迅速惡化的矛盾，嚴重制約了發動機整體性能的提高。因此，在深入研究壓氣機內部復雜流動的基礎上，采用流動控制技術，抑制葉片通道內的流動分離，是解決這一矛盾的有效方法。

當前的壓氣機流動控制技術，根據是否由外界環境向系統引入能量可分為主動流動控制和被動流動控制。主動流動控制是利用微量的、局部的“氣流擾動”來控制大流量、全局性的流場，主要包括附面層抽吸[3-4]、射流[5]和等離子體氣動激勵[6-7]等。被動流動控制通過改變幾何形狀、安裝控制裝置等手段對流動形態進行控制，典型代表有彎掠葉片[8]、機匣處理[9]、端壁造型[10]和開槽/縫葉片[11-13]等。本文研究的渦流發生器(Vortex Generator, VG)采用的就是被動控制技術，它是一種在頂端產生旋渦的小型片狀裝置，具有結構簡單、布置靈活和不需要改變原構型的特點，具有開發價值。

為充分發揮渦流發生器的流動控制作用，國內外學者對渦流發生器進行了大量研究。Lin在文獻[14]中總結了渦流發生器的幾何參數、布局方式和位置等因素對湍流邊界層的影響。Rockenbach[15]對單級亞聲速壓氣機動靜葉前加裝渦流發生器進行試驗研究，結果表明采用渦流發生器可以提高級的穩定裕度。Gammerdinger[16]在跨聲速葉柵前使用渦流發生器，結果表明二次流分離范圍減小，但總壓損失增加。Chima[17]仿真得到在靜葉吸力面加渦流發生器對控制角區分離有一定作用的結果。Pesteil[18]的數值仿真研究結果表明，采用在葉根前緣端壁上安裝渦流發生器，可以有效減弱吸力面/端壁角區的低能流體積聚，減少流動損失，提高氣流折轉能力。

在提升壓氣機級負荷和穩定性的重大需求這個背景下，本文針對某兩級跨聲速風扇由于第二級靜葉角區分離導致穩定裕度不足的實際問題，以第二級靜葉根部葉型為研究對象，在實驗室前期工作的基礎上，開展了不同周向位置的渦流發生器控制高負荷葉柵三維流動的實驗。實驗研究了渦流發生器對角區堵塞和尾緣分離的控制效果，考察在典型迎角范圍內的渦流發生器對葉柵的流場結構和性能參數的影響。通過實驗研究，為安裝渦流發生器的壓氣機設計提供基礎參考。

1 研究對象

本文所研究的葉柵來源于某兩級半高負荷風扇的第二級靜子10%葉高處，具體設計參數如表1所示。該葉柵為典型大彎度高負荷葉柵，在實驗條件下，隨進氣迎角變化角區三維流動結構復雜，適合考察渦流發生器對分離流的控制效果。

表1 葉柵幾何參數Table 1 Geometry parameters of the cascade

作為控制方案的渦流發生器，幾何設計采用NACA64-006葉型，尾緣為圓角，弦長c為11.7mm。實驗室前期通過對渦流發生器的實驗和數值模擬，詳細研究了渦流發生器周向位置、高度和偏轉角度等對分離控制效果的影響，結果表明：最優的周向位置選擇是在不使渦流發生器的尾渦流向葉柵前緣的情況下使尾渦盡可能靠近葉柵吸力面；渦流發生器理想高度為附面層厚度的1～1.5倍之間；合理的渦流發生器偏轉角應在15°～25°之間[19]。

在實際實驗過程中，首先確定渦流發生器偏轉角度θ為24°，高度確定為1.1倍來流附面層的厚度[20]，再考量渦流發生器的周向位置影響規律。渦流發生器安裝位置t1為葉柵前緣沿周向的延長線上1.3mm處，t2為沿軸向的延長線上7mm處。令此幾何位置渦流發生器為方案A。

通過改變渦流發生器周向位置，進一步研究尾渦作用區域對葉柵氣動性能的影響規律。在方案A的基礎上，將渦流發生器向吸力面和壓力面分別移動0.15倍柵距形成方案B和C，同時渦流發生器的弦長、偏角、軸向位置和高度保持不變。葉柵和渦流發生器的相對位置如圖1所示。

2 實驗設備及測試方法

本文的流動控制實驗是在低速平面葉柵風洞內進行的。該風洞主要由葉柵風洞實驗平臺、附面層抽吸系統和變頻器等組成，收縮段最高風速達0.3Ma左右。

如圖2(a)所示，實驗及測量裝置安裝在葉柵轉盤上，通過旋轉轉盤來調整葉片的進氣迎角。實驗過程中流場參數通過由步進電機精確控制的L型束狀五孔探針測量，測量密度為20×22，且重復定位精度小于5μm。為保證流動的周期性和測量的準確性，安裝有渦流發生器的柵板上共有7塊葉片，每塊葉片對應1個渦流發生器葉片，其中中間的葉片為測量葉片。

為監控進氣條件，在進口段布置了靜壓測量孔和總壓傳感器。五孔探針測量方案如圖2(b)所示，在出口位置測量葉片的2種位置截面流場參數(截面M和截面N)。截面M為葉柵出口截面，位于葉片尾緣下游0.5mm處，截面N于葉柵通道內70%弦長流向截面處。由于對稱性，實驗中測量了0%～50%葉片高度內的流場，探針與端壁最近的距離為2mm。

Fig.3Boundarylayerlossdistributionandradialaveragedlosscoefficient

根據實驗狀況，所實驗的葉柵安裝在風洞收縮段的下游，進氣速度固定為50m/s，迎角變化范圍為-3°～3°，進口總壓為96 200Pa，總溫為296.5K，湍流度為1%。根據葉片的弦長和進氣速度，雷諾數為4.5×105。由于氣流的非定常性，實驗中測量到的進口參數在0.5%以內波動。

3 結果與分析

3.1 流動控制及機理分析

本節以方案A和原型葉柵為研究對象，針對高負荷葉柵穩定性急劇惡化問題，通過對出口截面M的測量，驗證渦流發生器對流場特性控制的積極作用。圖4給出了典型迎角下，加入控制方案前后的總壓損失周向平均的徑向分布。

在整個迎角范圍內，加入渦流發生器后總壓損失得到一定的抑制，在端壁處效果較好。通過對葉柵出口截面總壓損失進行面積平均后得，采用渦流發生器可使-3°、0°和3°工況下的葉柵損失分別減少14.0%、8.1%和5.0%。

為探究流動控制機理，對更容易觀察尾渦影響的70%弦長流向截面N流場結構進行測量，結果如圖5所示。圖中所示的是-3°～3°迎角下的2D流線和總壓損失，在測量截面上主要存在通道渦(PV)和壁面渦(WV)[21]這2種旋渦結構，因截面角度只能在-3°迎角下角區處觀察到尾渦影響的流線彎曲，以及尺度較小的角渦(CV)。

Fig.5LossdistributionandstreamlinesonPlaneNatincidenceangle-3°to3°

原型葉柵中，-3°迎角下高損失區集中于角區，通道內損失較小的主流流動仍占據主導地位。隨進氣迎角增加，高損失區迅速向通道內擴展，嚴重制約主流流動，穩定性迅速下降。這體現了高負荷葉柵對迎角的敏感特性，具有較小的穩定裕度。

采用渦流發生器控制后，葉柵尾緣角區高損失區得到有效抑制。在-3°迎角下，角區高損失區大幅變窄，而端壁損失區面積有小幅度變寬。這是因為負迎角下葉柵吸力面低能流較少，而渦流發生器與來流方向夾角較大，產生的尾渦強度大，且作用區域接近于葉柵吸力面，有利于及時將角區堆積的低能流體吸向主流，減少流動損失，并促使通道渦遠離吸力面，致使通道渦在端壁區引起了額外的損失。在0°迎角下，角區流動損失同樣得到較好的抑制，然而在3°迎角下，高損失區面積縮減不明顯。原因是大迎角下渦流發生器與主流夾角較小，尾渦強度不足，而此時的角區分離更為強烈，因此單個渦流發生器的作用力不夠。

對比加入控制方案前后，渦流發生器通過其產生的尾渦，擠壓旋轉方向相反的通道渦[19]遠離吸力面一側，同時使壁面渦更為貼近吸力面，從而降低旋渦低能流體之間的相互摻混和撞擊，抑制角區分離進而達到改善流動的效果。對比進氣迎角變化前后，因尾渦影響程度隨迎角增加而降低，通道渦向吸力面靠攏，在3°迎角時與壁面渦重新聯結纏繞，致使角區內氣流損失迅速增大，但同比于原型葉柵，高損失區范圍明顯變窄，尾渦作用仍然較好。

在整個迎角范圍內，有一個現象值得討論：在3°迎角下，對比于原型葉柵，通道渦在渦流發生器尾渦作用下反而更加接近吸力面。這是因為壁面渦在尾渦作用下更貼近于吸力面，吸力面氣流分離得到抑制，而通道渦在正迎角下受擠壓程度減弱，綜合高負荷葉柵對迎角高度敏感的特性，得知3°迎角時通道渦迅速向吸力面靠攏。

為進一步探明渦流發生器對葉柵氣動性能的影響，圖6展示了氣流轉折角沿葉高的周向平均分布。總體上，加入渦流發生器后葉柵的氣流轉折角都得到了提高。由上文旋渦結構分析，渦流發生器尾渦促使壁面渦貼近于吸力面，可知尾渦使吸力面的分離流重新吸附到吸力面上，提高了整體的轉折角。通過徑向平均，采用渦流發生器后可使進氣迎角為-3°、0°和3°工況下的氣流轉折角分別增加2.63°、2.49°和3.15°。

在整個迎角范圍內，都存在靠近端壁的相對高度較小的區域，對轉折角優化效果不明顯，這與端壁區通道渦的復雜流動有關。同時尾緣角區轉折角的顯著提升，說明了渦流發生器對于抑制角區分離，改善流場結構的有益作用。

總結本節，渦流發生器能夠大幅減小角區高損失區，提高葉柵穩定性；抑制通道內旋渦結構，使流場結構更為合理；提高氣流轉折角，增加氣流對吸力面依附程度。然而，在正迎角下流動控制效果沒有達到預期，需要改變尾渦作用區域進行下一步研究。表2給出了上文中總壓損失和轉折角的統計結果。

表2 原型葉柵和方案A流場參數對比Table 2 Comparision of flow parameters between baseline and config A

3.2 控制方案對比分析

在上節的基礎上，本節通過改變尾渦作用區域，進一步討論周向位置對葉柵氣動性能的影響規律，為制定更為有效的控制方案提供依據。

3.2.1通道分離結構

圖7所示為典型進氣迎角下，A、B、C 3種方案出口截面處分離區的對比。

在-3°迎角下，方案A、C角區分離得到抑制，對應于通道渦位置的端壁處存在較低流速區域，但是方案B角區分離面積顯著擴大，這說明-3°迎角下渦流發生器接近吸力面會造成額外的流動損失；在0°迎角下，方案A、C在吸力面葉中部位出現分離區，而方案B尾緣分離區沿徑向尚未擴散到葉中，在端壁處有小幅變窄但同比而言仍較寬；在3°迎角下，由于渦流發生器尾渦強度的減弱和高負荷葉柵迅速擴大的分離堵塞，作用區域的改變對分離結構的影響被削弱，這直接表現為3種方案分離區面積區別不明顯。

Fig.7Contoursofvelocityz-componentonplaneMatthreeincidenceangles

在整個迎角范圍內，方案A和C在分離結構上差別不明顯，未能體現渦流發生器遠離吸力面時的影響規律，因此需要捕捉更多流動細節，對葉柵氣動性能進行研究。

圖8進一步給出了葉柵出口截面氣流周向速度分量的分布情況以及平面流線。正常情況下，葉柵通道的絕大部分區域在進氣來流的慣性作用下總是存在由吸力面向壓力面流動的趨勢。而在端壁附近，由于端壁附面層和壓力面與吸力面之間壓差的存在，會出現從壓力面流向吸力面的端壁潛流。圖8給出的3種渦流發生器控制方案下的速度分布均反應了這一特點，不過對比之下可觀測得到以下差異：

Fig.8Contoursofvelocityy-componentandstreamlinesonplaneMat-3°incidenceangles

對比3種方案對應的端壁潛流范圍和速度分量大小，顯然方案B明顯大于其它2種方案，考慮到方案B渦流發生器設置離葉柵吸力面最近，因此產生的尾渦必然離壓力面最遠，由于沒有尾渦的阻擋，從壓力面流向吸力面的端壁潛流得到充分發展，由此產生的通道渦必然具有更高的渦旋強度以及更大的影響范圍，從圖5給出的30%葉高下的平面流線也可以看出這一特點。

對比方案A與B的端壁潛流可以看出，方案C的端壁潛流發展到周向28mm處基本被渦流發生器產生的尾渦阻擋，因此發展形成的通道渦強度較低，影響范圍有限，反應在平面流線上是圖8(c)中對應的渦核位置最低，但由于尾渦軌跡偏向壓力面，因此尾渦對吸力面角區的角渦無能為力，因此在周向5～10mm區域又出現了較大面積的從壓力面向吸力面的流動區域。對于方案A，起始于壓力面的端壁潛流一直發展到周向20mm的位置才被阻擋，因此通道渦的發展相比方案C成熟，產生的渦旋強度和影響范圍更大、渦核更高。然而，由于方案A的尾渦比較適中，雖然對端壁潛流的阻擋延遲，但此時尾渦同時能阻止吸力面角渦的發展，在圖8(a)中表現為5～10mm區域的從壓力面向吸力面的流動趨勢明顯減弱，因此在方案A中渦流發生器的尾渦能同時對通道渦和角渦產生控制作用，可以取得最好的效果。

綜上對實驗結果的分析可以認為，渦流發生器產生的尾渦可以阻止端壁潛流的發展，從而控制通道渦的強度和作用范圍，也能控制吸力面角區的渦旋流動，控制角渦的強度，并通過控制通道渦和角渦的發展進一步控制與徑向渦匯聚，最終得到改進的葉柵特性。然而，渦流發生器的周向位置必須精心設計，不合理的周向位置可能會導致葉柵性能的下降。

3.2.2損失特性

圖9給出了損失系數沿徑向周向平均分布結果。在-3°和0°迎角下，體現出方案A、C之間的差異性，方案A總壓損失相對較小。在0°迎角下，方案B在葉中部位總壓損失要小于方案A、C，與葉柵分離結構相吻合。

表3為出口質量平均總壓損失系數對比的統計結果。相較方案A而言，渦流發生器遠離或者接近吸力面都會造成額外損失。但是在3°迎角下，3種方案對于高負荷葉柵損失特性控制區別不大。

Configi=-3°i=0°i=3°A0．3410．4010．533B+26．7%+9．5%+1．1%C+10．8%+9．4%+1．5%

3.2.3氣流轉折角

圖10展示出氣流轉折角沿徑向周向平均分布結果。對比3種控制方案，方案A氣流轉折角要高于其它方案，在角區內效果比較明顯，而在近葉中部位氣流轉折角差異不大。

表4給出了出口質量平均氣流轉折角對比的統計結果。相較于方案A，渦流發生器遠離或者接近吸力面，氣流對于吸力面依附程度降低。

總結本節，在原有方案的基礎上，將渦流發生器向吸力面和壓力面移動以改變尾渦作用區域，對葉柵分離結構和氣動性能反而造成不利影響，需要進一步考慮幾何位置，制定更為有效的控制方案。

Configi=-3°i=0°i=3°A55．50°57．65°60．53°B-0．56°-1．85°-3．03°C-1．17°-1．48°-1．87°

4 結 論

本文針對大彎度高負荷擴壓葉柵，設計了渦流發生器流動控制實驗，并對比分析3種不同周向位置的渦流發生器控制效果，得到如下結論：

(1) 渦流發生器尾渦擠壓通道渦遠離吸力面，使壁面渦貼近吸力面發展，進而流場結構趨于合理，角區低能流體摻混減少，角區分離的形成得到抑制，提高了葉柵的穩定性。

(2) 相對于原型葉柵，加入渦流發生器后角區高損失區大幅減小，在-3°～3°迎角下損失系數降低了5.0%～14.0%；同時增加氣流對吸力面依附程度，氣流轉折角提高2.49°～3.15°。然而，在正迎角下流動控制效果略有減弱。

(3) 相對于方案A，渦流發生器遠離吸力面0.15倍柵距時，角渦強度增強，損失系數增加，氣流轉折角降低。反之，在負迎角下接近吸力面0.15倍柵距時會增加角區額外損失，其流動控制效果較差。因此方案A在周向處于最佳位置，控制效果最佳。

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Experimentalinvestigationontheeffectsofvortexgeneratoroncornerseparationinahigh-loadcompressorcascade

Li Renkang1, Wang Rugen1, He Cheng2, Hu Jiaguo1,3*，Ma Caidong1, Huang Danqing1

(1. School of Aeronautics and Astronautics Engineering, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China; 2. Number Fourteen Office of Jiuquan in Gansu Province, Jiuquan Gansu 735000, China; 3. School of Energy and Power Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China)

The vortex generator could effectively reduce corner separation in the compressor cascade. To assess the flow control effects, schemes with different vortex generator’s circumference positions were proposed and experimental investigations were performed. The results show that the vortex generator changes the vortices’ structure by generating a trailing vortex, which enhances the mixing of the end-wall low momentum flow with the main flow and suppresses the corner separation. After application of VG scheme A, the averaged pressure loss coefficient is reduced by 5%～14% and the averaged flow turning angle increases 2.49°～3.15° with the incidence angle from -3° to 3°. Compared with VG scheme A, if the vortex generator gets 0.15 pitch length farther away from the suction surface then the corner vortex is enhanced and the aerodynamic performance is unsatisfactory; while additional corner loss can emerge and the control effect gets weakened if the vortex generator gets 0.15 pitch length closer to the suction surface.

high-load compressor cascade; flow control; vortex generator; corner separation; circumference position

2016-12-13;

2017-05-02

國家自然科學基金(51336011)

*通信作者 E-mail: 2269704648@qq.com

LiRK,WangRG,HeC,etal.Experimentalinvestigationontheeffectsofvortexgeneratoroncornerseparationinahigh-loadcompressorcascade.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 22-28, 36. 李仁康, 王如根, 何 成, 等. 渦流發生器對高負荷壓氣機葉柵角區分離影響的實驗研究. 實驗流體力學, 2017, 31(6): 22-28,36.

1672-9897(2017)06-0022-08

10.11729/syltlx20160195

V231.3

A

李仁康(1992-)，男，江蘇連云港人，碩士研究生。研究方向：推進系統氣動熱力理論與工程。通信地址：陜西省西安市灞橋區霸陵路一號(710038)。E-mail：lilu897@163.com

(編輯：李金勇)