靜子容腔對組合壓氣機性能的影響分析

摘 要：本文以某組合壓氣機為研究對象，對帶靜子根部容腔的組合壓氣機進行了數值模擬計算。研究結果表明：考慮靜子根部容腔后，當根部篦齒間隙為設計間隙狀態時，組合壓氣機設計點流量降低了0.5%、設計點效率降低0.2個百分點、綜合裕度降低2個百分點，且隨著靜子根部篦齒間隙變大，組合壓氣機氣動性能進一步下降;靜子根部容腔與根部流道之間會形成強烈的二次流，其與靜子根部間隙泄漏渦摻混后沿流向和展向擴展，造成流動損失和性能下降。

關鍵詞：靜子根部容腔;組合壓氣機;篦齒間隙;數值計算

目前，可調導葉和放氣活門是針對改善壓氣機中低轉速狀態喘振裕度不足常用且成熟的方法和技術[1-2]。其中，采用帶內環的可調導葉結構后，靜子根部會形成容腔，壓氣機靜子葉片根部氣流和容腔之間會進行流量交換形成復雜的二次流，對壓氣機性能產生影響。工程上為了改善這部分二次流的影響，一般采用篦齒封嚴的方式，但仍難以完全消除靜子根部的泄漏損失。

國內外對靜子根部篦齒泄漏的相關研究不多，國外的Wellborn等[3]人對一低速多級軸流壓氣機考慮靜子根部篦齒泄漏損失開展了詳實的實驗研究，結果表明泄漏會惡化葉片通道內的流動，并使壓氣機的性能大幅度的降低。Shabbir等[4]人的研究表明，轉子前葉根泄漏流會造成轉子根部出現較高的損失。國內寧方飛等[5]人針對NASA 37轉子開展葉根容腔的數值分析，從機理上分析了容腔泄漏流對轉子流動的影響，發現泄漏量的大小和周向速度分量均對流場有不利影響。

本文以某型組合壓氣機為研究對象，針對一級靜子帶可調導葉所形成的根部容腔，通過數值模擬的手段，對比分析根部容腔和不同靜子篦齒間隙對組合壓氣機氣動性能及三維流動的影響，為可調導葉結構在組合壓氣機中的工程化應用及環腔結構優化提供參考和依據。

1 研究對象及計算方法

本文研究對象為某型組合壓氣機，包括三級軸流和一級離心。該壓氣機采用兩級可調，其中一級靜葉根部容腔及其泄漏氣流流道示意如圖1。由于一級靜葉前后壓差的存在，會使得靜子出口的高壓氣流通過靜子輪轂與二級轉子葉片盤之間的軸向縫流入靜子容腔;再經過封嚴篦齒后，從一級靜葉輪轂與一級轉子葉片盤之間的軸向縫流入壓氣機主流道。

為使數值計算模型盡可能接近工程實際，本文除對容腔內螺栓及局部區域進行了簡化外，其余結構均與實際壓氣機部件結構一致。其中靜子容腔部分使用ICEM進行了結構化網格劃分，總網格數約為25萬;壓氣機部件各級轉靜子結構使用了TurboGird進行了網格劃分，網格近壁面第一層網格Y+、正交性以及延展比均滿足要求。

流場求解采用cfx三維計算，湍流模型選擇k-E兩方程模型一階差分格式，近壁面為scalable壁面函數法封閉，轉靜交界面采用基于“混合平面法”的周向平均守恒方法，各狀態點計算收斂性均滿足收斂準則。

2 結果分析

2.1 靜子根部容腔對組合壓氣機性能及流場的影響

本文計算了設計篦齒間隙下，靜子根部容腔對壓氣機性能的影響，其中設計篦齒間隙為0.37%L（熱態計算間隙值，其中L為篦齒半徑見圖1）。圖2給出了考慮靜子根部容腔時壓氣機設計轉速三維計算特性變化。可見，靜子根部容腔泄漏使得組合壓氣機特性均有向左下方偏移的趨勢。在設計篦齒間隙下，組合壓氣機設計點流量降低了0.5%、設計點效率降低0.2個百分點，裕度降低2個百分點。

圖3為第一級靜子馬赫數沿程云圖分布圖。可以從圖中對比觀察靜子根部低速能團的發展趨勢。當不考慮容腔時，由于靜子根部邊界層的流動動量較強，抵抗周向壓力梯度的能量也較強，因而葉根吸力面角區分離及二次流較弱，但由于根部間隙泄漏流和端壁附面層的影響，在葉根尾緣處有很小范圍的低速區;而考慮根部容腔后，容腔泄漏流從靜葉前緣根部進入主流并與根部間隙泄漏流摻混，并受周向壓力梯度的作用向吸力面移動，與根部尾緣低速區摻混形成更大的低能團，并在葉根尾緣靠近吸力面角區形成堆積從而影響性能。

2.2 篦齒間隙變化對組合壓氣機性能和流動影響

為了進一步研究采用不同篦齒間隙的靜子容腔對組合壓氣機性能的影響，分別計算了0.19%L、0.56%L和0.75%L三種篦齒間隙下的組合壓氣機性能，并與設計間隙（0.37%L）及不考慮容腔情況下組合壓氣機性能進行對比分析。圖4給出了不同篦齒間隙狀態下計算獲得的壓氣機設計轉速特性對比。可見，當篦齒間隙減小時，組合壓氣機的特性線向右上方移動;同時，隨著篦齒間隙逐漸變大，壓比和效率特性線均向左下移動，組合壓氣機的性能逐漸降低。

表1給出了考慮靜子根部容腔后，容腔篦齒間隙變化所引起的組合壓氣機性能參數的相對變化。根據對比情況可知，隨著篦齒間隙的增大，組合壓氣機的設計點效率、設計點流量、堵點流量均呈現下降趨勢，其中喘振裕度和喘點壓比的下降幅度最大，說明靜子根部篦齒間隙的變大使得組合壓氣機的穩定工作范圍變窄。考慮容腔影響后，當篦齒間隙為0.75%L時，設計點流量降低1.3%，峰值效率降低0.5個百分點，喘振裕度降低近5個百分點。

圖5為各狀態設計點第一級靜子出口馬赫數沿葉高分布圖，可見，考慮靜子根部容腔后，靜子葉片中部和尖部的出口馬赫數增大，這是由于靜子根部發生堵塞，根部流道內有效流通面積變小所致。隨著間隙的增大，靜子葉片中部及尖部馬赫數增大，說明靜子根部的堵塞情況變嚴重。

圖6為各狀態設計點第一級靜子沿葉高的總壓恢復系數分布圖，可見，帶靜子容腔的靜子根部總壓恢復系數明顯降低，且隨著篦齒間隙的增大，沿葉高受影響的范圍越大。當篦齒間隙為0.75%L時，總壓恢復系數最大下降了6.7%。這是由于靜子容腔堆積在靜子根部的泄流量惡化了根部流道，增加的流道損失，導致靜子根部性能變差。

3 結論

本文通過對帶靜子內環容腔的某型組合壓氣機進行數值模擬，研究了靜子容腔泄露及不同容腔篦齒間隙對壓氣機性能和流場的影響分析。獲得了以下主要結論：

（1）考慮靜子根部容腔后，組合壓氣機特性均向左下移動，設計篦齒間隙下壓氣機設計點流量減小0.5%、設計效率降低0.2個百分點、綜合裕度降低2個百分點。

（2）隨著靜子容腔篦齒間隙變大，組合壓氣機的性能會進一步變差，喘振裕度明顯下降，即根部容腔和更大的篦齒間隙均會使得組合壓氣機的穩定工作范圍變窄。

（3）靜子容腔泄漏的存在會在一級靜子出口近輪轂處形成從通道葉盆側流入容腔、以及從容腔流入通道葉背側的二次流動，進入葉片通道的二次流與靜子根部間隙泄漏渦摻混后形成的低速流動團沿徑向及流向擴展，使得二次流損失增大、通道堵塞加劇，進而影響壓氣機性能。

參考文獻：

[1] 楚武利，劉前智，胡春波.航空葉片機原理[M].西北工業大學出版社，2009，8.

[2] Schobeiri M T. Active Aerodynamic Control of Multi-stage Axial Compressor Instability and Surge by Dynamically Adjusting the Stator Blades[C]. ASME Paper No. 2001-T-479. 2001.

[3] Wellborn S， et al. Effects of shrouded stator cavity flows on multistage axial compressor aerodynamic performance[R]. NASA CR -198536，1996.

[4] Shabbir A，Adamczyk J J，Strazisar A J，et al. The Effect of Hub Leakage Flow on Two High Speed Axial Flow Compressor Rotors[R]. NASA 97-GT-346，1997.

[5] 寧方飛，徐力平.葉根間隙泄漏流對跨聲壓氣機轉子性能的影響[J].推進技術，2004.25（4）：325-328.

作者簡介：

賀丹（1988-），女，土家族，湖南株洲人，碩士，工程師，現就職于中國航發湖南動力機械研究所，研究方向：壓氣機氣動設計。