跨聲速壓氣機葉柵性能提升及流場調控的 端壁附面層抽吸方案

摘要：針對跨聲速葉柵吹風試驗中葉柵流動與二維流動不一致的問題，以某F級重型燃氣輪機的跨聲速葉柵為研究對象，提出一種槽寬為5mm的抽吸槽，采用不同端壁抽吸位置、抽吸流量的附面層抽吸方案，通過數值模擬探究各方案對跨聲速葉柵氣動性能及流場結構的影響規律，分析比較各方案對角區分離的控制效果。仿真結果表明：端壁抽吸能夠有效吸除通道內大量的低能流體，抽吸后葉柵總體的總壓損失系數降低、靜壓比提高、軸向密流比（AVDR，設為AVDR）被控制在1附近，出口流道內高損耗區（總壓損失ωgt;0.2）顯著減小；角區分離得到有效控制，角渦以及集中脫落渦的影響被削弱，流道通流面積增大，流場品質得到改善；通過對比不同抽吸位置的抽吸方案發現，靠近尾緣，距葉片前緣60%軸向弦長的抽吸槽方案氣動性能最佳，抽吸后靜壓比增大14.4%，流場二維性最好，角區分離最弱；抽吸后，葉柵激波強度在近端壁區增大，尾跡整體范圍減小，三維效應被削弱，增壓能力得到增強；通過對比不同抽吸流量的抽吸方案發現，當抽吸流量較大時，葉柵的AVDR能夠維持在1附近、靜壓比較大，而出氣角以及總壓損失系數變化較小，同時角區分離較弱。因此，在跨聲速葉柵中，沿弦向且靠近尾緣的抽吸方案在較大抽吸流量下能夠對流場進行調控，葉柵的氣動性能提升，角區分離得到控制，葉柵流動與二維流動較為一致。

關鍵詞：跨聲速葉柵；附面層抽吸；角區分離；氣動性能

中圖分類號：TK05 文獻標志碼：A

DOI：10.7652/xjtuxb202503008 文章編號：0253-987X（2025）03-0077-12

End Wall Boundary Layer Suction Method for Performance Enhancement

and Flow Field Regulation of Transonic Compressor Cascades

TANG Jie， MENG Fanjie， GONG Chaoxuan， LI Jingyin， GUO Penghua

（School of Energy and Power Engineering， Xi’an Jiaotong University， Xi’an 710049， China）

Abstract：Addressing the inconsistency between the flow in the transonic blade cascade and the two-dimensional flow observed in wind tunnel tests， this study focuses on the transonic cascades of a certain F-class heavy-duty gas turbine. A 5mm wide suction slot is proposed to investigate the impact of different endwall suction positions and suction flow rates in the attached layer suction scheme on the aerodynamic performance and flow field structure of the transonic cascade through numerical simulation. This study analyzes and compares the control effects of different schemes on the separation in the corner region. Simulation results indicate that endwall suction can effectively remove a large amount of low-energy fluid inside the passage. After suction， the overall total pressure loss coefficient of the cascade decreases， static pressure ratio increases， and the axial velocity density ratio （AVDR， set as AVDR） is controlled around 1， significantly reducing the high-loss region （ωgt;0.2） in the exit passage. The control of corner separation is effective， weakening the effects of corner vortices and concentrated separation vortices， increasing the flow passage area， and improving the flow field quality. By comparing suction schemes at different suction positions， it is observed that the suction slot scheme near the trailing edge， at 60% of the axial chord length from the leading edge， achieves the best aerodynamic performance， with a 14.4% increase in static pressure ratio after suction， the best two-dimensional flow consistency， and the weakest corner separation. After suction， the shock wave intensity near the endwall increases， the overall extent of the wake decreases， three-dimensional effects are reduced， and the boosting capability is enhanced. Comparing suction schemes with different suction flow rates reveals that with higher suction flow rates， the cascade’s AVDR can be maintained around 1， with a higher static pressure ratio， while the change in outlet flow angle and total pressure loss coefficient is minimal， and corner separation is weaker. Therefore， in transonic compressor cascades， the suction scheme along the chord and near the trailing edge can control the flow field under higher suction flow rates， enhance the aerodynamic performance of the cascade， control corner separation， and align the cascade flow with two-dimensional flow patterns.

Keywords：transonic cascade; boundary layer suction; corner separation; aerodynamic performance

軸流壓氣機是燃氣輪機的三大部件之一，被廣泛應用于化工、電力、冶金等工業領域中。為提高壓氣機性能，使其技術參數向高負荷、大流量方向發展^［1］，需要通過合理的數值模擬以及試驗進行壓氣機的設計。平面葉柵試驗主要應用于壓氣機葉柵氣動性能的獲取^［2-4］，它操作簡易、測試便捷，可以有效地協助葉型設計、揭示流道內部流體流動的規律^［5］。由于平面葉柵試驗中試驗件葉片高度有限，端壁流動分離明顯，大量低能流體在角區聚集^［6］，進而產生通道渦、角渦等大型渦結構^［7-8］，使得試驗結果與二維葉柵相差較大。為了解決這一問題，附面層抽吸技術隨之發展起來，附面層抽吸是一種主動流動控制技術^［9］，在平面葉柵試驗中引入附面層抽吸方案可以吸除角區聚集的低能流體，增加通流面積，有效改善流場品質。

目前已有大量研究人員對亞聲速葉柵進行抽吸技術研究。陳華寅等^［10］運用數值模擬探究不同工況下附面層抽吸以及端壁造型對低速壓氣機葉柵氣動性能的影響，抽吸槽分別在30%、50%、70%弦長位置處，抽吸流量設置為進口流量的1%，結果顯示在設計工況下，70%弦長位置處抽吸時，葉柵的總壓損失降低，吸力面弦長中部轉捩泡被削弱；劉寶等^［11］在葉柵節距內布置不同數量的弦向槽道，經數值模擬后發現，在高亞聲速來流條件下，抽吸槽道數量過多或過少皆使得葉柵的氣動性能降低；李聰等^［12］和陸華偉等^［13］均在亞聲速來流條件下沿弦向布置槽寬為2mm的抽吸槽道，分析抽吸對沖角特性的影響。上述研究結果表明，沿展向或弦向的單一方向抽吸槽在亞聲速葉柵中能夠改善流場品質，提高氣動性能。

在亞聲速葉柵抽吸中，除單一抽吸外，組合抽吸也是常用抽吸方案之一。陳紹文等^［14］和茅曉晨等^［15］通過數值模擬探究吸力面表面及端壁的組合抽吸對變沖角特性的影響，發現組合抽吸可有效改善沖角特性；Gbadebo等^［16］以低速壓氣機為研究對象，在端壁以及吸力面側分別開設2%弦長寬度的抽吸槽進行數值計算，發現抽吸槽足夠長時方能去除角區分離；Liang等^［17］同時在吸力面側以及端壁開設組合抽吸槽，槽寬均為1mm，當抽吸流量分別為進口流量的1.88%和0.82%時，總壓損失系數下降63.8%；Cao等^［18］發現吸力面與端壁均采用1mm槽寬的組合抽吸能夠完全消除展向分離以及角渦，葉片表面靜壓分布呈現“C”形。上述研究均采用端壁和吸力面側組合抽吸的方案，組合抽吸能夠有效去除角區分離與展向分離。抽吸位置對于抽吸效果而言有著較為重要的影響，高麗敏等^［19］在馬赫數為0.7時探究抽吸位置、抽吸流量以及組合抽吸對分離特征的影響，槽寬設置為1mm，發現抽吸位置位于附面層充分發展區時能夠控制后期再次分離的強度；陳勁帆等^［20］利用數值模擬，研究當馬赫數為0.7時不同抽吸方案對葉柵二維性的影響，結果顯示當弦向抽吸槽位于葉片尾緣附近時，能夠控制角區分離，軸向密流比分布差較小。

壓氣機的設計歷經了由亞聲速向跨聲速、超聲速流動的轉變^［21］，跨聲速相較亞聲速流動能夠提供更高的級壓比，在大型燃氣輪機中應用廣泛，跨聲速葉柵內部存在激波，易產生激波/邊界層干涉等現象^［22-24］，流場較為復雜。目前有少量學者對跨聲速葉柵抽吸進行了研究。Li等^［25］研究不同抽吸位置對跨聲速葉柵激波及流動分離的控制能力，槽道分別沿弦向、周向、展向分布，槽寬均為1mm，結果發現3種單一抽吸方案都可以有效降低通流損失；Wang等^［26］同時對抽吸/吹氣進行數值模擬，抽吸/吹氣槽在吸力面側沿展向布置，槽寬為1.5mm，研究發現在激波下游進行抽吸時激波向下游移動，在抽吸流量為進口流量的1.2%時，總壓恢復系數提高了10%，落后角降低了5°，表明抽吸有效地改善了跨聲速葉柵性能。

綜上所述，目前國內外有關亞聲速葉柵的抽吸研究已經較為成熟且取得較好成果，而跨聲速葉柵的抽吸研究較少，且抽吸位置、抽吸流量、抽吸槽形狀等參數對跨聲速葉柵抽吸效果的影響暫時沒有統一的歸納總結，此外大量文獻采用1～2mm較小的槽寬進行抽吸，可能導致抽吸槽堵塞、流量無法增大等問題。因此，為維持跨聲速葉柵試驗的二維性，提高試驗結果的準確性，對附面層抽吸開展進一步研究是十分重要的。本文以某跨聲速葉柵為研究對象，設計一種5mm槽寬的矩形端壁抽吸槽，探究抽吸槽采用不同弦向位置、不同抽吸流量等方案時，對葉柵氣動性能、流場結構的影響，并總結其中規律。

1 研究對象與方案

1.1 葉柵參數及抽吸方案

本文選取某F級重型燃氣輪機跨聲速壓氣機首級動葉的30%葉高處葉柵作為研究對象，葉柵的設計工況氣流角為56°，設計馬赫數為0.9，其主要參數見表 1，平面葉柵結構及其參數定義如圖1所示。

平面葉柵試驗中葉柵端壁角區分離顯著，導致軸向密流比（AVDR，設為AVDR）較大，因此本文在平面葉柵端壁靠近吸力面側沿弦向設計抽吸槽。沿弦向不同位置附面層分離程度以及流場結構不同，因此為探究不同位置抽吸效果的優劣，本文沿不同軸向弦長cax設計矩形抽吸槽，抽吸槽位置分別位于距葉片前緣60%cax、40%cax、20%cax處設置為方案1、2、3，抽吸槽軸向寬度為30%cax，同時將不帶抽吸槽的方案作為對比設置為原型。為防止抽吸槽較窄、邊界層厚而產生抽吸槽堵塞、抽吸流量過小的問題，抽吸槽寬sa設置為5mm。具體抽吸方案參數設置見表 2，各抽吸方案模型示意圖如圖2所示。

1.2 網格拓撲及數值計算設置

本文采用ICEM軟件生成結構化網格。流道及抽吸槽網格采用H型拓撲結構，葉片表面網格采用O型拓撲結構。計算采用單通道計算域，因此計算域前后設置為周期性邊界，計算域進出口延長段設置為1.5倍弦長。為降低計算成本，單通道計算域高度為葉高H的1/2，中間葉高平面設置為對稱性邊界。端壁及葉片表面設置為無滑移絕熱壁面，并進行附面層網格加密處理。葉片表面設置50層附面層網格，前緣尾緣網格節點加密，且第一層網格高度設置為0.001mm，壁面無量綱距離y+≈1，滿足計算要求。抽吸模型計算域網格如圖3所示。

本文計算流體動力學（CFD）數值計算采用Fluent軟件進行三維、穩態數值模擬，求解器為密度基雙精度，湍流模型采用S-A模型。工質選用理想氣體。邊界條件數值設置參考葉柵設計工況試驗數值。其中進口邊界條件設置為壓力遠場，流道出口以及抽吸槽出口邊界條件設置為壓力出口，通過調節抽吸槽出口靜壓更改抽吸流量。

1.3 網格無關性驗證與數值計算方法驗證

本節選取方案1對網格模型進行無關性驗證。通過調整模型網格節點密度得到網格數為190萬～960萬等7套網格模型。圖4給出葉柵中間葉高截面靜壓比與出氣角隨網格數變化的情況，其中靜壓比定義為

π=ps2ps1（1）

式中：ps2為出口靜壓；ps1為進口靜壓。從圖4中可以看出，葉柵靜壓比π與出氣角β2數值在網格數達到530萬時逐漸趨于平穩，表明此時計算結果與網格數無關，因此為節省計算成本并保證計算精度要求，本文選取530萬網格進行數值計算。

為驗證本文CFD數值計算方法的可靠性以及準確性，圖5給出該葉柵原型的CFD與平面葉柵試驗結果^［27］的對比。其中數值模擬邊界條件參考試驗數值進行設置，進口馬赫數為0.85，進氣角為56°。觀察圖5發現二者葉片表面等熵馬赫數Mais以及壓力系數Cp分布一致，表明本文的數值計算方法是可靠的，能夠準確描述跨聲速葉柵內部流場情況。

2 數值計算結果分析

2.1 不同抽吸位置對氣動性能的影響分析

AVDR定義為出口軸向密流與進口軸向密流之比，即

AVDR=ρ2v2aρ1v1a（2）

式中：ρ1、ρ2分別為進、出口密度；v1a、v2a分別為進、出口軸向速度。AVDR可用來判定平面葉柵流場與理想二維流場接近的程度。本文葉柵試驗的AVDR在1.4左右，遠大于1，表明葉柵試驗流場與二維流場不一致，因此采用抽吸方案對AVDR進行控制。

為探究不同抽吸方案下跨聲速葉柵總壓損失、靜壓比、出氣角等氣動性能的變化規律，圖6首先展示各方案中間葉高截面的AVDR、靜壓比以及抽吸負壓^［12］的對比。為保證單一變量，方案1、2、3的相對抽吸流量r均控制在3.5%。

總壓損失定義為

ω=pt1－pt2pt1－ps1（3）

式中：pt1、pt2分別為進口總壓、出口總壓。

抽吸負壓定義為

pr=pa－ps2pt1（4）

式中：pa為大氣壓；ps2為抽吸出口靜壓。

相對抽吸流量定義為

m·r=m·slotm·in（5）

式中：m·slot為抽吸出口流量；m·in為進口流量。

圖6中3種抽吸方案靜壓比相較原型均存在不同程度的增大，其中方案1靜壓比最高，比原型增大14.4%；AVDR相較原型大幅降低且都在1附近，其中方案1比方案3的AVDR更接近1，說明采用抽吸能夠保證葉柵的二維性。

抽吸負壓反映抽吸時需要外界提供能量的大小，抽吸負壓越小，對設備成本要求越低。對比3種抽吸方案的抽吸負壓可知，方案1的抽吸負壓最小，方案3的抽吸負壓最大，因此方案1在相同的流量下更節省成本。

為探究抽吸對展向流場氣動性能的影響，圖7給出不同抽吸方案與原型以及二維葉柵沿葉高方向的出氣角與總壓損失分布。其中將原型的端壁面以及中間葉高截面設置為周期性邊界作為二維模型進行計算^［12］。圖7（a）原型出氣角沿展向變化較大，呈現先增大后減小的趨勢，且越靠近端壁變化越顯著，表明在近端壁區域低能流體迅速聚集，葉片表面附面層快速增厚，使得氣流流動逐漸偏轉，出氣角顯著增大。抽吸后附面層厚度降低，出氣角變化較小，與二維流動接近。對比3個不同的抽吸方案發現：方案1最接近二維流動，其出氣角從中間葉高截面至端壁逐漸減小；方案2、3出氣角分布皆呈現先增大后減小的趨勢。

圖7（b）展示了葉柵總壓損失沿展向的變化，其中原型在中間葉高處的總壓損失與其他方案差距較小，而在相對葉高30%以下越靠近端壁總壓損失越大，表明流動分離從30%葉高截面處開始影響流場，使得損失增大，流場品質降低。抽吸后總壓損失沿展向數值變化小，與二維結果相近，流場品質得到明顯改善。

為進一步分析抽吸對總壓損失的影響規律，圖8給出出口截面的總壓損失分布。圖8（d）原型在端壁附近存在明顯的高損耗區（ωgt;0.2）。抽吸后出口流道內高損耗區范圍顯著減小，近端壁區域總壓損失降低，流體通流面積增大。與方案2、3相比，方案1中沿展向分布的條狀損失帶更窄且分布更均勻。

綜合上述對總壓損失、靜壓比、出氣角以及AVDR等氣動性能的分析可知：本文的抽吸方案能夠顯著改善葉柵的氣動性能，其中方案1的葉柵流動相較其他方案與二維流動更一致，氣動性能更好，且需要的設備成本也更低。

2.2 不同抽吸方案流場結構分析

2.2.1 流場分離結構分析

本節分析抽吸對流場分離結構的影響規律。圖9 為吸力面及端壁的極限流線與靜壓云圖。圖中葉片高度為總葉高的1/2，頂部為中間葉高截面。圖9（d） 原型葉柵在吸力面側有較大角渦，分離線從前緣約2.7%cax處延伸至尾緣，展向高度約占32%葉高，漩渦運動造成大量能量耗散，使得低能流體在角區聚集，通流面積大幅降低，流道靜壓沿展向分布不均勻。抽吸后，聚集在端壁的低能流體被吸除，吸力面及端壁角渦影響范圍減小，吸力面靜壓沿展向分布均勻，分離線豎直平行于尾緣線，表明抽吸能夠有效控制軸向密流比，使流場結構與理想二維流場更加吻合。

對比不同抽吸方案，發現圖9（a）方案1中分離泡尺寸約占70%葉高，圖9（b）方案2中分離泡尺寸約占85%葉高且寬度增加，圖9（c）方案3中抽吸槽靠近前緣導致前緣激波受到影響，激波邊界層干涉區域擴大，其分離泡貫穿整個葉高，寬度在3個抽吸方案中最大，激波邊界層干涉造成的損失增大。比較3種方案分離線可知；圖9（a）方案1中抽吸槽位于尾緣附近，有效將尾緣角渦削弱，分離線后角渦范圍最小，約占10%葉高，31%cax；圖9（b）方案2中分離線整體向前緣移動，角渦最寬處約占22%葉高，44%cax；圖9（c）方案3中分離線跟隨抽吸槽位置向前緣移動，與激波邊界層干涉產生的分離泡相交，使得吸力面流動分離位置相較方案1、方案2更接近前緣，隨著分離線的前移，角區分離范圍也大幅增加。綜合上述分析可知，抽吸槽越靠近前緣，受激波影響越大，吸力面以及端壁角區分離情況越嚴重，流場品質越差。

為進一步探究流道內部流場結構及分離情況，圖10給出流道S3流面的馬赫數分布云圖。每個圖共有11個截面，各截面之間間隔相同的軸向弦長距離。觀察圖10（d）原型葉柵的馬赫數分布發現，從前緣至尾緣角渦面積逐漸增大，占據大量流道空間，使得通流面積減小。前緣激波主要出現在葉中截面附近，近端壁區域附面層較厚激波強度較小，葉柵三維效應較強，使得增壓能力下降，靜壓比減小。抽吸后角區分離顯著減小，三維效應被削弱，軸向密流比得到控制。

圖10（a）方案1吸力面側近端壁區域低能流體相較其他方案最小，其面積占據70%cax～100%cax4個截面；圖10（c）方案3低能流體所占的截面數最多，其面積占據50%cax～100%cax6個截面。另發現方案3抽吸槽靠近前緣部分的馬赫數較大，這是由于端壁部分附面層流體被吸除，附面層厚度減小，氣流速度增大，前緣激波入射點后移，使得抽吸槽處流動分離加劇，損失增大。綜上所述，當抽吸槽越靠近前緣，對流動分離的控制效果越差。

圖11展示了流道內三維漩渦結構，本文選取Q準則為107等值面顯示三維渦系，圖11中等值面顏色表示軸向渦量Ωx的大小。對比原型與抽吸方案的渦系結構，發現抽吸后大型角渦被去除，集中脫落渦尺度顯著減小，流道通流面積增加。表明抽吸能夠有效去除角渦，并削弱集中脫落渦的影響。此外，抽吸槽誘導產生了位于抽吸槽上游的誘導渦，3個抽吸方案的誘導渦尺度相近，其位置取決于抽吸槽位置。

對比3個抽吸方案的渦系結構，發現方案3有較大尺度通道渦，該通道渦從壓力面前緣一直延伸至尾緣，而方案1及方案2的通道渦尺度較小且靠近前緣。此外，隨著抽吸槽位置逐漸靠近前緣，葉片尾緣的集中脫落渦影響范圍逐漸擴大，位置向葉中截面移動，抽吸對流動分離的控制作用逐漸減弱。

綜合上述對極限流線、流道馬赫數以及三維渦系結構的分析得到：本文抽吸方案能夠顯著去除角渦結構，使得葉柵通流面積增加，流場品質提高。相比另兩種方案，方案3的流場結構更加復雜，吸力面以及角區分離面積較大，渦結構影響范圍較大，其對流場的控制效果更差。結合2.1節氣動性能的分析可知，當抽吸槽靠近尾緣的時候，抽吸效果更好，因此本文的方案1是最優方案。

2.2.2 流場激波結構分析

為探究抽吸對激波結構的影響規律，本文選取抽吸效果最好的方案1，相對抽吸流量設置為3.5%進行激波結構分析。圖12為原型及方案1在10%、25%、50%葉高處激波結構以及葉片表面等熵馬赫數分布。如圖12（c）、12（f）所示，在50%葉高截面處，原型及方案1均表現出較強的通道正激波，原型超聲速區域在24%cax處最大馬赫數可達1.327，方案1在21%cax處最大馬赫數為1.303，抽吸后激波向前緣移動。另外對比二者尾跡可以看到，方案1尾跡范圍變大，這是由于抽吸后葉柵AVDR減小，流道寬度增大，此時激波后的亞聲速氣流減速增壓不再受到抑制，逆壓梯度增大，導致尾緣附面層厚度增大，進而使得尾跡變寬^［28］。如圖12（b）、12（e）所示，在25%葉高截面處，原型超聲速區域面積減少，通道激波強度明顯下降，激波位置向前緣移動；抽吸后，通道激波強度及位置相較50%葉高截面基本沒有變化。如圖12（a）、12（d）所示，在10%葉高截面處，原型激波位置移動至前緣，激波強度微弱；抽吸后，通道激波強度以及位置相較于50%葉高截面基本沒有變化，表明抽吸可維持展向激波強度，使得葉柵流動與二維流動更一致。另外觀察圖12中吸力面尾跡分離情況可知，原型在10%葉高截面處分離范圍已超過cax的1/2，占據大面積的流道區域，使得氣流堵塞，損失增大，而抽吸后尾跡面積在不同葉高截面上基本沒有變化，表明抽吸能夠有效吸除低能流體，削弱葉柵三維效應，減小尾跡范圍。

圖12（g）～12（i）給出葉片表面等熵馬赫數分布。可以看出：抽吸后50%葉高截面處通道激波向前緣移動，吸力面與壓力面的等熵馬赫數數值整體相較原型下降；在25%葉高截面處，原型激波的等熵馬赫數峰值減小，尾緣部分等熵馬赫數升高，抽吸后激波結構相較中間葉高截面幾乎沒有變化；在10%葉高截面處，原型激波移至前緣，且吸力面側與壓力面側等熵馬赫數數值相近，幾乎失去增壓能力，抽吸后的葉片表面等熵馬赫數分布仍能維持較好的激波強度，與原型相差較大。以上結果均表明，抽吸使得近端壁激波強度增大，提高了葉柵的增壓能力。

2.3 不同抽吸流量對抽吸效果的影響分析

上述分析過程均控制相對抽吸流量為3.5%，為探究不同抽吸流量對葉柵性能以及流場結構的影響，本節取抽吸方案1，改變其相對抽吸流量進行分析。

表3給出方案1在5種不同相對抽吸流量下，中間葉高截面的出氣角、靜壓比、總壓損失以及AVDR的數值。通過表3可以看出，當抽吸流量改變時，流場氣動性能數值隨之改變。其中，隨著流量的減小，出氣角、靜壓比以及總壓損失都減小，而AVDR增大。

圖13給出方案1中不同相對抽吸流量下葉柵氣動性能沿展向的變化情況。如圖13（a）所示，葉柵的AVDR自25%葉高截面至端壁逐漸增大；隨著流量的減小，AVDR逐漸增大，但AVDR均在1附近，各流量方案之間相差小。圖13（b）中，出氣角自25%葉高截面至端壁之間逐漸減小；不同流量之間出氣角變化差異較小，而15%～50%葉高以內隨著相對抽吸流量的增大，出氣角逐漸增大。圖13（c）中總壓損失在不同相對抽吸流量下變化趨勢一致；當流量增大時，在15%～50%葉高以內總壓損失逐漸增大但各流量方案之間差異較小。圖13（d）中葉柵靜壓比在不同相對抽吸流量下變化趨勢一致，由中間截面至端壁呈現出先減小后增大的趨勢；隨著相對抽吸流量的增大，靜壓比逐漸增大，其中r=2.88%時，靜壓比明顯小于其他流量，r=3.11%以及r=3.50%的方案在35%～50%葉高截面處靜壓比大小基本一致。

圖14給出方案1在相對抽吸流量為2.88%、3.50%、3.94%下的吸力面極限流線情況。由圖可見，氣流在流動過程中于前緣附近產生通道激波，吸力面表面發生流動分離而后再附形成一個狹長的閉式分離泡，氣流繼續流動，速度逐漸降低，在靠近尾緣的位置發生分離，形成幾乎垂直于尾緣的分離線，角區部分形成角渦。隨著相對抽吸流量的減小，角渦范圍逐漸增大，其中r=3.94%約占4.5%葉高，r=3.50%約占5%葉高，r=2.88%約占7%葉高。說明相對抽吸流量減小對角區低能流體的抽吸效果減弱，角區分離加劇。觀察分離泡的尺寸可知，隨著相對抽吸流量的減小，分離泡所占展向高度逐漸減小，其中r=3.94%時約占33%葉高，r=3.50%時約占31%葉高，r=2.88%時約占29%葉高，而分離泡寬度幾乎沒有變化。研究結果表明，隨著相對抽吸流量的增大，激波產生的范圍增大，結合上文葉柵氣動性能的分析可知，葉柵增壓能力上升。因此表明相對抽吸流量較大時角區分離情況控制的更好，葉柵增壓能力更強。

3 結 論

本文以某F級重型燃氣輪機跨聲速壓氣機首級動葉的30%葉高處葉柵作為研究對象，對原型以及3種抽吸方案進行數值模擬，分析不同抽吸位置、抽吸流量對葉柵氣動性能、流場結構的影響，得到結論如下。

（1）在跨聲速葉柵中，沿弦向的端壁抽吸槽有效地吸除角區低能流體，葉柵總體的總壓損失系數降低，靜壓比提高，AVDR控制在1附近。抽吸后出氣角以及總壓損失沿展向分布均勻；出口的高損耗區（ωgt;0.2）顯著減小，通流面積增大，流場品質得到改善；角渦范圍減小，吸力面靜壓分布沿展向分布均勻，葉柵流場與二維流場較為一致，集中脫落渦強度降低；近端壁激波強度增大，葉柵增壓能力增強。

（2）靠近尾緣的抽吸槽方案1在3種抽吸方案中對角區分離的控制效果最佳，且需要最小的抽吸負壓，對設備成本要求最低。在方案1中，抽吸槽距離角渦近且遠離通道激波，抽吸槽流場受激波影響小，抽吸效果好，吸力面角區分離范圍最小，約占10%葉高， 31%cax；近端壁區域的低能流體面積最小，通道渦以及集中脫落渦影響范圍最小，流場二維性最好。

（3）當抽吸流量增大時，靜壓比逐漸增大，AVDR逐漸下降但基本維持在1附近，出氣角以及總壓損失系數隨流量變化小；角渦范圍隨著抽吸流量的增大逐漸減小，角區分離減弱，其中r=3.94%為較大流量，角渦約占4.5%葉高，展向長度最小；分離泡范圍逐漸增大，增壓能力增強，其中r=3.94%時分離泡約占33%葉高，展向長度最大。綜上可知，當相對抽吸流量較大時，對角區分離的控制效果較好，增壓效果也更好。

參考文獻：

［1］蔣洪德， 任靜， 李雪英， 等. 重型燃氣輪機現狀與發展趨勢［J］. 中國電機工程學報， 2014， 34（29）： 5096-5102.

JIANG Hongde， REN Jing， LI Xueying， et al. Status and development trend of the heavy duty gas turbine［J］. Proceedings of the CSEE， 2014， 34（29）： 5096-5102.

［2］陳升， 邱超， 宋華芬. 渦輪平面葉柵變幾何試驗研究［J］. 熱能動力工程， 2011， 26（1）： 7-12.

CHEN Sheng， QIU Chao， SONG Huafen. Variable geometry experimental study of a turbine plane cascade［J］. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power， 2011， 26（1）： 7-12.

［3］劉壯， 闞曉旭， 陸華偉， 等. 跨音速渦輪平面葉柵氣動性能試驗研究［J］. 大連海事大學學報， 2013， 39（2）： 123-127.

LIU Zhuang， KAN Xiaoxu， LU Huawei， et al.Experimental investigation of aerodynamic parameters in transonic turbine linear cascade［J］. Journal of Dalian Maritime University， 2013， 39（2）： 123-127.

［4］魏巍， 任思源， 馬護生， 等. 亞聲速壓氣機平面葉柵雷諾數影響試驗［J］. 航空動力學報， 2022， 37（5）： 1020-1029.

WEI Wei， REN Siyuan， MA Husheng， et al.Experiment of Reynolds number effects on subsonic compressor plane cascade［J］. Journal of Aerospace Power， 2022， 37（5）： 1020-1029.

［5］張慶典， 馬宏偉， 楊益， 等. 平面葉柵氣動試驗研究進展與展望［J］. 力學學報， 2022， 54（7）： 1755-1777.

ZHANG Qingdian， MA Hongwei， YANG Yi， et al. Progress and prospect of aerodynamic experimental research on linear cascade［J］. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics， 2022， 54（7）： 1755-1777.

［6］陳萍萍， 喬渭陽， LIESNER K， 等. 邊界層吸氣對壓氣機葉柵角區分離損失的控制［J］. 航空學報， 2014， 35（11）： 3000-3011.

CHEN Pingping， QIAO Weiyang，LIESNER K， et al. Boundary layer suction on hub-corner separation loss in a linear compressor cascade［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2014， 35（11）： 3000-3011.

［7］丁均梁， 吳云， 張海燈， 等. 典型布局端壁等離子體激勵抑制高負荷擴壓葉柵角區分離實驗［J］. 空軍工程大學學報（自然科學版）， 2018， 19（4）： 1-7.

DING Junliang， WU Yun， ZHANG Haideng， et al. An experimental study of highly-load compressor cascade corner separation with typical end-wall plasma actuation layouts［J］. Journal of Air Force Engineering University（Natural Science Edition）， 2018， 19（4）： 1-7.

［8］蘇麗蓉， 羌曉青. 波紋葉片控制擴壓葉柵流動分離的DES數值模擬［J］. 節能技術， 2020， 38（1）： 16-20.

SU Lirong， QIANG Xiaoqing. DES investigation on compressor cascade flow control using undulating blade［J］. Energy Conservation Technology， 2020， 38（1）： 16-20.

［9］張龍新， 王松濤， 王宇峰， 等. 槽道構型對吸附式葉柵損失及流場結構的影響［J］. 工程熱物理學報， 2017， 38（9）： 1855-1861.

ZHANG Longxin， WANG Songtao， WANG Yufeng， et al.Influence of aspiration slot shape on the loss and flow structures of an aspiration compressor cascade［J］. Journal of Engineering Thermophysics， 2017， 38（9）： 1855-1861.

［10］陳華寅， 楚武利， 董杰忠， 等. 端壁造型與附面層抽吸耦合流動控制對壓氣機葉柵的性能影響［J］. 推進技術， 2023， 44（2）： 51-62.

CHEN Huayin， CHU Wuli， DONG Jiezhong， et al. Effects of profiled end wall and boundary layer suction coupled flow control on compressor cascade performance［J］. Journal of Propulsion Technology， 2023， 44（2）： 51-62.

［11］劉寶， 杜政帥， 周遜. 端壁抽吸槽道布置對邊界層抽吸壓氣機平面葉柵性能的影響［J］. 實驗流體力學， 2022， 36（4）： 84-93.

LIU Bao， DU Zhengshuai， ZHOU Xun.Influence of endwall suction slot arrangement on performance of the aspirated compressor plane cascade［J］. Journal of Experiments in Fluid Mechanics， 2022， 36（4）： 84-93.

［12］李聰， 江達林， 韓吉昂， 等. 擴壓葉柵中端壁附面層抽吸對流場品質調控的研究［J］. 熱能動力工程， 2021， 36（12）： 14-23.

LI Cong， JIANG Dalin， HAN Ji’ang， et al. Study on flow field quality control of end wall boundary layer suction in compressor cascade［J］. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power， 2021， 36（12）： 14-23.

［13］陸華偉， 張永超， 劉俊， 等. 附面層抽吸對高負荷擴壓葉柵變沖角性能影響［J］. 工程熱物理學報， 2017， 38（4）： 726-732.

LU Huawei， ZHANG Yongchao， LIU Jun， et al. Investigation of boundary layer suction on compressor cascade incidence［J］. Journal of Engineering Thermophysics， 2017， 38（4）： 726-732.

［14］陳紹文， 孫士珺， 蘭云鶴， 等. 來流附面層對吸附式壓氣機葉柵影響的數值研究［J］. 機械工程學報， 2014， 50（24）： 158-163.

CHEN Shaowen， SUN Shijun， LAN Yunhe， et al. Numerical investigations on effects of inlet boundary layer characteristics on aspirated compressor cascade［J］. Journal of Mechanical Engineering， 2014， 50（24）： 158-163.

［15］茅曉晨， 劉波， 張鵬， 等. 組合抽吸對高負荷壓氣機葉柵流動分離控制的研究［J］. 推進技術， 2016， 37（1）： 8-17.

MAO Xiaochen， LIU Bo， ZHANG Peng， et al.Research on flow separation control for a highly loaded compressor cascade with combined boundary layer suction［J］. Journal of Propulsion Technology， 2016， 37（1）： 8-17.

［16］GBADEBO S A， CUMPSTY N A， HYNES T P. Control of three-dimensional separations in axial compressors by tailored boundary layer suction［J］. Journal of Turbomachinery， 2008， 130（1）： 011004.

［17］LIANG Tian， LIU Bo， SPENCE S W T. Effect of boundary layer suction on the corner separation in a highly loaded axial compressor cascade［J］. Journal of Turbomachinery， 2021， 143（6）： 061002.

［18］CAO Zhiyuan， LIU Bo， ZHANG Ting. Control of separations in a highly loaded diffusion cascade by tailored boundary layer suction［J］. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers： Part C Journal of Mechanical Engineering Science， 2014， 228（8）： 1363-1374.

［19］高麗敏， 郭彥超， 李瑞宇， 等. 高亞聲速下附面層抽吸控制壓氣機葉柵流動分離的研究［J］. 推進技術， 2022， 43（4）： 138-147.

GAO Limin， GUO Yanchao， LI Ruiyu， et al. Flow separation of compressor cascade controlled by boundary layer suction at high subsonic velocity［J］. Journal of Propulsion Technology， 2022， 43（4）： 138-147.

［20］陳勁帆， 周正貴. 端壁吸氣控制平面葉柵密流比研究［J］. 機械制造與自動化， 2022， 51（3）： 191-195.

CHEN Jinfan， ZHOU Zhenggui. Control of axial velocity density ratio in compressor cascade by endwall boundary layer suction［J］. Machine Building amp; Automation， 2022， 51（3）： 191-195.

［21］魏巍， 任思源， 李學臣， 等. 跨聲速壓氣機轉子葉柵變靜壓比實驗方法［J］. 航空動力學報， 2024， 39（11）： 167-176.

WEI Wei， REN Siyuan， LI Xuechen， et al.Experimental method of varying static pressure ratio for a transonic compressor rotor cascade［J］. Journal of Aerospace Power， 2024， 39（11）： 167-176.

［22］LICHTFUSS H J， STARKEN H. Supersonic cascade flow［J］. Progress in Aerospace Sciences， 1974， 15： 37-149.

［23］CLEMENS N T， NARAYANASWAMY V. Low-frequency unsteadiness of shock wave/turbulent boundary layer interactions［J］. Annual Review of Fluid Mechanics， 2014， 46： 469-492.

［24］BIOLLO R， BENINI E. Recent advances in transonic axial compressor aerodynamics［J］. Progress in Aerospace Sciences， 2013， 56： 1-18.

［25］LI Bai， MU Guangyuan， LUO Lei， et al. Effect of combined boundary layer suction on the separation control in a highly loaded transonic compressor cascade［J］. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers： Part A Journal of Power and Energy， 2024， 238（2）： 217-231.

［26］WANG Yangang， RAOA G， EITELBERG G. Study of shock wave control by suction amp; blowing on a highly-loaded transonic compressor cascade［J］. International Journal of Turbo amp; Jet-Engines， 2013， 30（1）： 79-90.

［27］MENG Fanjie， LI Kunhang， GUO Penghua， et al. Experimental and numerical investigations of shock-wave boundary layer interactions in a highly loaded transonic compressor cascade［J］. Journal of Thermal Science， 2024， 33（1）： 158-171.

［28］馬亞男， 周正貴. 密流比對壓氣機葉柵性能影響研究［J］. 機械制造與自動化， 2021， 50（2）： 13-17.

MA Ya’nan， ZHOU Zhenggui. Numerical study on influence of axial velocity density ratio on performance of compressor cascades［J］. Machine Building amp; Automation， 2021， 50（2）： 13-17.

（編輯 武紅江）