間隙變化對(duì)壓氣機(jī)靜葉葉柵氣動(dòng)性能的影響

王子楠 ， 耿少娟， 張宏武,*

1.中國(guó)科學(xué)院大學(xué)， 北京 100190

2.中國(guó)科學(xué)院 工程熱物理研究所， 北京 100190

間隙變化對(duì)壓氣機(jī)靜葉葉柵氣動(dòng)性能的影響

王子楠1,2， 耿少娟2， 張宏武2,*

1.中國(guó)科學(xué)院大學(xué)， 北京 100190

2.中國(guó)科學(xué)院 工程熱物理研究所， 北京 100190

利用壓氣機(jī)平面葉柵試驗(yàn)，在大負(fù)攻角工況、設(shè)計(jì)工況和角區(qū)失速工況下，研究間隙變化對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響，并分析內(nèi)部流動(dòng)變化與氣動(dòng)性能變化的關(guān)聯(lián)。試驗(yàn)結(jié)果表明，不同工況下間隙變化對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響不同，因而對(duì)葉柵性能的影響規(guī)律也不同。大負(fù)攻角工況下，不同間隙葉柵內(nèi)在壓力面前緣附近都存在一對(duì)由端壁向葉展中部發(fā)展的分離渦，間隙增大可以使葉柵總損失近似線性減小，并使間隙側(cè)氣流折轉(zhuǎn)能力略微提升。設(shè)計(jì)工況下，無(wú)間隙側(cè)吸力面角區(qū)存在輕微的角區(qū)分離，小間隙(0.2%展長(zhǎng))的引入首先會(huì)加劇間隙側(cè)角區(qū)分離，當(dāng)間隙進(jìn)一步增大時(shí)，角區(qū)分離消失并形成泄漏渦結(jié)構(gòu)。葉柵總損失隨間隙增大呈先增大后減小再增加的趨勢(shì)，角區(qū)分離的消除有助于提高間隙側(cè)氣流折轉(zhuǎn)能力。角區(qū)失速工況下，間隙的引入可以削弱并移除間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)，從而使葉柵總損失下降，并在0.5%展長(zhǎng)間隙時(shí)達(dá)到最小值，同時(shí)間隙側(cè)氣流折轉(zhuǎn)能力得到增強(qiáng)。當(dāng)間隙進(jìn)一步增大時(shí)，葉柵損失變化不大。在間隙變化過(guò)程中，兩側(cè)端部流動(dòng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生相互影響，使兩側(cè)流場(chǎng)性能變化呈相反趨勢(shì)。通過(guò)對(duì)比全工況范圍內(nèi)的氣動(dòng)性能，葉柵在選取0.5%展長(zhǎng)間隙時(shí)整體性能最優(yōu)。

壓氣機(jī)； 平面葉柵； 靜葉； 氣動(dòng)性能； 非設(shè)計(jì)工況； 泄漏流

軸流壓氣機(jī)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)及工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)的核心部件。如何在保證高效率和工作裕度的前提下，使壓氣機(jī)向高負(fù)荷方向發(fā)展，是當(dāng)前壓氣機(jī)設(shè)計(jì)工作的重點(diǎn)[1-2]。

在壓氣機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，可采取懸臂式或圍帶式2種不同的靜葉結(jié)構(gòu)，不同的靜葉結(jié)構(gòu)會(huì)對(duì)壓氣機(jī)整體性能帶來(lái)不同的影響[3]。Swoboda[4]和Campobasso[5]等認(rèn)為采用懸臂式靜葉的壓氣機(jī)裕度較高，而采用圍帶式靜葉時(shí)整體效率較好。蔡睿賢[6]、Lange[7]等的試驗(yàn)則表明采用懸臂式靜葉的壓氣機(jī)整體性能較優(yōu)。Dong等[8]在單級(jí)壓氣機(jī)上試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，在近失速工況下，采用懸臂式靜葉損失更小。Yoon等[9]則認(rèn)為壓氣機(jī)反動(dòng)度是決定采用不同靜葉結(jié)構(gòu)壓氣機(jī)氣動(dòng)性能優(yōu)劣的關(guān)鍵參數(shù)。

以上研究表明，針對(duì)不同壓氣機(jī)平臺(tái)及不同工況，不同靜葉結(jié)構(gòu)對(duì)壓氣機(jī)性能的影響機(jī)理并未有統(tǒng)一結(jié)論。需要進(jìn)一步研究靜葉內(nèi)部流動(dòng)結(jié)構(gòu)的變化特性，以及流動(dòng)結(jié)構(gòu)變化所引起的氣動(dòng)性能的改變。

壓氣機(jī)靜葉在壓氣機(jī)實(shí)際運(yùn)行過(guò)程中，存在大負(fù)攻角工況[10-12]、設(shè)計(jì)工況和角區(qū)失速工況[13-14]等3種典型工況。其中大負(fù)攻角工況對(duì)應(yīng)于壓氣機(jī)啟停機(jī)和部分轉(zhuǎn)速運(yùn)行，而角區(qū)失速則會(huì)在壓氣機(jī)近失速工況時(shí)產(chǎn)生，不同工況下靜葉端部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)有很大不同[15-16]。針對(duì)以上3種典型工況，本文利用壓氣機(jī)平面葉柵試驗(yàn)，通過(guò)改變間隙大小來(lái)模擬壓氣機(jī)懸臂式及圍帶式靜葉結(jié)構(gòu)，對(duì)比不同間隙大小對(duì)葉柵整體氣動(dòng)性能及典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，為不同工況下靜葉流場(chǎng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化及上下游葉片的匹配設(shè)計(jì)提供參考，并為相關(guān)工況的數(shù)值模擬工作提供對(duì)比數(shù)據(jù)。

1 試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)臺(tái)

試驗(yàn)采用的壓氣機(jī)平面葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)段示意圖及相關(guān)測(cè)量設(shè)備位置如圖1所示。來(lái)流總壓在試驗(yàn)段前的穩(wěn)壓箱內(nèi)測(cè)量，來(lái)流靜壓在柵前1倍軸向弦長(zhǎng)cax位置測(cè)量。葉柵出口氣流特性在柵后40%軸向弦長(zhǎng)位置S3截面通過(guò)七孔氣動(dòng)探針測(cè)量。

圖1 葉柵試驗(yàn)段及測(cè)量位置Fig.1 Cascade test section and measurement positions

試驗(yàn)中所有壓力值使用PSI9116型壓力掃描閥測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量得到，壓力測(cè)量誤差小于±2.5 Pa。由2臺(tái)步進(jìn)電機(jī)控制氣動(dòng)探針在柵后測(cè)量截面移動(dòng)，得到柵后性能云圖。利用油流法顯示葉柵內(nèi)不同位置的表面極限流線。

本試驗(yàn)中，進(jìn)口來(lái)流馬赫數(shù)Ma保持在0.2。在此條件下，利用總壓探針在柵前1倍軸向弦長(zhǎng)位置測(cè)量得到進(jìn)口邊界層厚度約占15%展長(zhǎng)。在來(lái)流展向中部，利用熱線風(fēng)速儀系統(tǒng)，測(cè)量得到進(jìn)口主流湍流度約為0.5%。

1.2 葉柵葉型和氣動(dòng)參數(shù)

本文所使用葉型為某高負(fù)荷壓氣機(jī)后部某級(jí)可控?cái)U(kuò)散葉型(Controlled Diffusion Airfoil,CDA)靜葉展向中部葉型。葉型示意圖如圖1所示，其關(guān)鍵幾何參數(shù)和葉柵試驗(yàn)氣動(dòng)參數(shù)如表1所示。為詳細(xì)研究間隙大小C變化對(duì)葉柵性能的影響，除零間隙外，本文還設(shè)置了4種不同的間隙大小，在間隙變化過(guò)程中，保持流道展向高度不變，最大間隙占葉柵流道展長(zhǎng)的2%。

表1 葉柵幾何和氣動(dòng)參數(shù)Table 1 Cascade geometry and aerodynamic parameters

2 設(shè)計(jì)工況

2.1 間隙變化對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響

首先在無(wú)間隙葉柵環(huán)境下，測(cè)量得到柵后S3全截面總壓損失系數(shù)隨攻角的變化特性，如圖2所示?？倝簱p失系數(shù)ω為

(1)

式中：pt0、pd為進(jìn)口展向中部主流總壓和動(dòng)壓，pti為柵后S3截面的質(zhì)量平均總壓值。

圖2 無(wú)間隙葉柵總壓損失系數(shù)隨攻角變化特性Fig.2 Total pressure loss coefficient characteristic of non-clearance cascade with angle of attack variation

圖3 -5.6° 攻角下不同間隙葉柵柵后總壓損失系數(shù)云圖 Fig.3 Cascade outlet total pressure loss coefficient contours with different clearances at -5.6° angle of attack

圖2中無(wú)間隙葉柵特性線兩側(cè)總壓損失較大，而在中部可以保持一定范圍的低總壓損失區(qū)，在此范圍內(nèi)葉柵損失基本不受攻角變化影響。其中，本文選取-5.6° 攻角作為低總壓損失設(shè)計(jì)工況，研究間隙變化所帶來(lái)的影響，首先測(cè)量得到設(shè)計(jì)工況下不同間隙葉柵總壓損失系數(shù)云圖，如圖3 所示。由于受探針體積限制，單個(gè)云圖測(cè)量范圍在展向上(圖高)涵蓋3%～97%展長(zhǎng)區(qū)域，在周向上(圖寬)涵蓋一個(gè)柵距區(qū)域，上端對(duì)應(yīng)無(wú)間隙側(cè)端壁(Non-clearance Side， NCS)，下端對(duì)應(yīng)間隙側(cè)端壁(Clearance Side, CS)。各柵后云圖展向中部都存在高損失尾跡區(qū)，其左側(cè)對(duì)應(yīng)壓力面?zhèn)?Pressure Side, PS)，右側(cè)對(duì)應(yīng)吸力面?zhèn)?Suction Side, SS)。

設(shè)計(jì)工況下，端部高總壓損失區(qū)(ω>0.6)主要集中于吸力面?zhèn)冉菂^(qū)。在無(wú)間隙葉柵中，兩側(cè)端部高總壓損失區(qū)較小。當(dāng)葉柵引入間隙時(shí)，無(wú)間隙側(cè)端部高總壓損失區(qū)形狀幾乎不變。但在間隙側(cè)端部，高總壓損失區(qū)形狀隨間隙變化發(fā)生明顯改變。當(dāng)存在0.2 mm間隙時(shí)，間隙側(cè)端部高總壓損失區(qū)形狀與無(wú)間隙側(cè)相近，但面積有所增大。當(dāng)間隙進(jìn)一步增大時(shí)，高總壓損失區(qū)形狀發(fā)生明顯變化，逐漸呈橢圓形。

對(duì)比不同間隙葉柵整體損失如圖4所示，帶間隙葉柵的整體損失均大于無(wú)間隙葉柵。在間隙增大的過(guò)程中，在0.2 mm處存在局部損失峰值，比無(wú)間隙葉柵損失提高近15%。當(dāng)間隙繼續(xù)增大時(shí)，葉柵損失會(huì)有所下降，隨后又會(huì)增大。將柵后S3截面進(jìn)一步分為上下半展長(zhǎng)，分析無(wú)間隙側(cè)和間隙側(cè)半個(gè)展長(zhǎng)區(qū)域總壓損失隨間隙的變化。在間隙變化過(guò)程中，葉柵整體性能變化規(guī)律與間隙側(cè)半展長(zhǎng)變化規(guī)律相似，而無(wú)間隙側(cè)半展長(zhǎng)區(qū)域流場(chǎng)損失幾乎不變。這說(shuō)明，設(shè)計(jì)工況下葉柵整體性能的變化主要由間隙側(cè)流場(chǎng)所主導(dǎo)。

圖5給出不同間隙葉柵，在柵后S3截面的總壓損失系數(shù)的展向分布對(duì)比。

圖4 -5.6° 攻角下間隙變化對(duì)葉柵總壓損失系數(shù)的影響Fig.4 Influence of clearance variation on cascade total pressure loss coefficient at -5.6° angle of attack

圖5 -5.6° 攻角下不同間隙葉柵總壓損失系數(shù)展向分布Fig.5 Spanwise distribution of cascade total pressure loss coefficient for different clearances at -5.6° angle of attack

圖5中縱軸0 mm位置對(duì)應(yīng)間隙側(cè)端壁，100 mm處對(duì)應(yīng)無(wú)間隙側(cè)端壁。在30%～100%展向范圍內(nèi)，不同間隙葉柵總壓損失系數(shù)分布線幾乎重合，間隙變化主要影響間隙側(cè)端壁附近30%展長(zhǎng)區(qū)域，因此在圖5(b)中對(duì)該區(qū)域進(jìn)行局部放大。0～25%展長(zhǎng)范圍內(nèi)，除0.2 mm間隙葉柵，在相同展向位置，葉柵損失隨間隙增大而增大。對(duì)比0.2 mm和0.5 mm間隙葉柵，在0～15%展長(zhǎng)范圍內(nèi)，二者損失相近，但在15%～30%展長(zhǎng)范圍內(nèi)，0.2 mm間隙損失更高。因此圖4中0.2 mm間隙葉柵的局部損失峰值是由于15%～30%展長(zhǎng)范圍內(nèi)損失增大所引起的。

與總壓損失系數(shù)展向分布相似，不同間隙下，無(wú)間隙側(cè)端部折轉(zhuǎn)角展向分布線變化較小，如圖6 所示。從展向中部到無(wú)間隙側(cè)端壁，折轉(zhuǎn)能力逐漸減弱，并在距端部約10%展長(zhǎng)位置產(chǎn)生最小折轉(zhuǎn)角，進(jìn)一步靠近端壁時(shí)，折轉(zhuǎn)角又逐漸增大，從而使無(wú)間隙葉柵端部附近折轉(zhuǎn)角分布呈近似拋物線形。但在間隙側(cè)端部，間隙大小的變化對(duì)折轉(zhuǎn)角展向分布特性產(chǎn)生較大影響。當(dāng)存在0.2 mm間隙時(shí)，在間隙側(cè)端壁附近30%展長(zhǎng)范圍內(nèi)折轉(zhuǎn)角進(jìn)一步下降。當(dāng)間隙增大到0.5 mm時(shí)，間隙側(cè)端部折轉(zhuǎn)角相對(duì)0.2 mm間隙葉柵大幅提升，并且折轉(zhuǎn)角展向分布線形狀有明顯的改變，即從展向中部到間隙側(cè)端壁，折轉(zhuǎn)角先減小后增大，形成局部折轉(zhuǎn)角最大值，之后在端壁附近8%展長(zhǎng)區(qū)域又快速減小。

從0.5 mm到2.0 mm間隙變化過(guò)程中，間隙側(cè)折轉(zhuǎn)角展向分布特性相似，但隨著間隙的增大，在端壁附近的局部折轉(zhuǎn)角峰值逐漸增大，且峰值位置向展向中部移動(dòng)。在折轉(zhuǎn)角局部峰值展向位置以下，折轉(zhuǎn)能力下降更為明顯，下降幅值也變得更大。

圖6 -5.6° 攻角下不同間隙葉柵折轉(zhuǎn)角展向分布Fig.6 Spanwise distribution of cascade turning angle for different clearances at -5.6° angle of attack

相對(duì)于總壓損失系數(shù)，折轉(zhuǎn)角展向分布特性受間隙變化影響更為明顯，并且當(dāng)圖3中間隙側(cè)端部高總壓損失區(qū)域形狀不同時(shí)，間隙側(cè)折轉(zhuǎn)角展向分布特性線也會(huì)有很大不同，這預(yù)示著在間隙引入和增大過(guò)程中，間隙側(cè)端部流動(dòng)結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生變化。

2.2 葉柵內(nèi)部流動(dòng)油流顯示

為進(jìn)一步顯示流道內(nèi)部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，在葉片壓力面、吸力面表面及端壁進(jìn)行油流顯示，得到相應(yīng)位置處的表面極限流線圖，如圖7所示。

設(shè)計(jì)工況下，不同間隙葉柵壓力面的表面流線與主流方向一致，與端壁平行。表面極限流線的偏折主要出現(xiàn)在吸力面表面。圖中左側(cè)為前緣(Leading Edge, LE)，右側(cè)對(duì)應(yīng)尾緣(Trailing Edge, TE)，下端對(duì)應(yīng)間隙所在位置。需要說(shuō)明的是，不同間隙葉柵中都存在分離泡轉(zhuǎn)捩結(jié)構(gòu)，造成弦向中部局部油流的堆積。另外在試驗(yàn)葉片尾緣由于尾跡區(qū)影響及葉片水平放置，也會(huì)有油流堆積，在吹風(fēng)結(jié)束后會(huì)有小幅回流現(xiàn)象，如圖7中尾緣附近區(qū)域所示，但并不影響整體結(jié)構(gòu)顯示。

圖7 -5.6° 攻角下不同間隙葉柵吸力面表面極限流線Fig.7 Blade suction-side surface limiting streamline patterns for different clearances at -5.6° angle of attack

在無(wú)間隙葉柵中，角區(qū)分離結(jié)構(gòu)會(huì)引起尾緣處流體向展向中部偏轉(zhuǎn)。在0.2 mm間隙葉柵中，間隙側(cè)尾緣處流體向展向中部的偏折依然存在，并且偏折程度有所加強(qiáng)。當(dāng)間隙增大到2.0 mm時(shí)，間隙側(cè)端部流線特征發(fā)生明顯改變，間隙側(cè)流線向展向中部的偏折減弱，在間隙附近的流線甚至出現(xiàn)向端壁的偏折現(xiàn)象，而這一流動(dòng)特性與泄漏渦中流體繞渦核旋轉(zhuǎn)的結(jié)構(gòu)特征是一致的。

為顯示端部流動(dòng)結(jié)構(gòu)在周向上的變化，圖8給出不同間隙葉柵的間隙側(cè)端壁表面極限流線圖。圖8為近似展向視角，上端對(duì)應(yīng)葉柵出口，下端對(duì)應(yīng)葉片前緣進(jìn)口，葉片左側(cè)為壓力面?zhèn)取Ｔ跓o(wú)間隙葉柵中，由于存在角區(qū)分離，使油流產(chǎn)生軸向回流，因此在吸力面角區(qū)滯留，但角區(qū)分離只局限于吸力面尾緣較小區(qū)域。

當(dāng)存在0.2 mm間隙時(shí)，軸向回流不僅沒(méi)有消失，而且回流區(qū)域向流道周向中部移動(dòng)并有所增大，這說(shuō)明此時(shí)角區(qū)分離結(jié)構(gòu)不僅沒(méi)有消失，而且結(jié)構(gòu)有所增大。當(dāng)間隙繼續(xù)增大到0.5 mm時(shí)，軸向回流消失，使油流在端壁表面的滯留現(xiàn)象消失，這說(shuō)明此時(shí)端部不存在角區(qū)分離結(jié)構(gòu)。端壁上從前緣到尾緣形成一條連續(xù)而清晰的分界線，并且從0.5 mm到2.0 mm間隙變化中都會(huì)存在。文獻(xiàn)[16]中在與本文相同的葉柵結(jié)構(gòu)環(huán)境下，通過(guò)數(shù)值模擬證明，這一分界線是由泄漏渦和端部附近二次流動(dòng)相互作用形成的。這說(shuō)明當(dāng)間隙增大0.5 mm后，角區(qū)分離結(jié)構(gòu)消失，并形成泄漏渦結(jié)構(gòu)。

圖8 -5.6° 攻角下不同間隙葉柵端壁表面極限流線 Fig.8 Cascade endwall surface streamline patterns for different clearances at -5.6° angle of attack

結(jié)合不同間隙葉柵吸力面表面和端壁極限流線結(jié)構(gòu)特性，以及柵后S3面高總壓損失區(qū)形狀，可以分析得出：在設(shè)計(jì)工況下，當(dāng)存在小間隙時(shí)(如0.2 mm)，角區(qū)分離不僅沒(méi)有消失，而且結(jié)構(gòu)有所增大。當(dāng)間隙進(jìn)一步增大時(shí)，不存在軸向回流現(xiàn)象，角區(qū)分離結(jié)構(gòu)消失，且間隙側(cè)端部形成泄漏渦結(jié)構(gòu)，從而使折轉(zhuǎn)角展向分布特性以及柵后S3面高總壓損失區(qū)域形狀發(fā)生了較大的變化。要達(dá)到葉柵整體損失和折轉(zhuǎn)能力綜合最優(yōu)，應(yīng)選擇具有輕微角區(qū)分離的0 mm間隙值或具有較好折轉(zhuǎn)角展向分布的0.5 mm間隙值，且要避免間隙過(guò)小所引起的局部角區(qū)分離加劇。

3 大負(fù)攻角工況

3.1 間隙變化對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響

選取-20.6° 攻角作為大負(fù)攻角工況代表，測(cè)量得到不同間隙下的葉柵柵后總壓損失系數(shù)云圖，如圖9所示。

圖9 -20.6° 攻角下不同間隙葉柵柵后總壓損失系數(shù)云圖Fig.9 Cascade outlet total pressure loss coefficient contours with different clearances at -20.6° angle of attack

在不同間隙下，葉柵高總壓損失區(qū)域主要集中在展向中部的葉片尾跡區(qū)域和兩側(cè)端部區(qū)域。與設(shè)計(jì)工況不同的是，大負(fù)攻角下展向中部的高總壓損失區(qū)域有明顯的三維特征，其寬度在展向上并不均勻，并且在展向中部損失區(qū)域最寬。兩側(cè)端壁附近的高總壓損失區(qū)高度與來(lái)流邊界層厚度相當(dāng)。隨著間隙的增大，展向中部的高總壓損失區(qū)結(jié)構(gòu)沒(méi)有明顯的變化，主要變化發(fā)生在間隙側(cè)端壁附近，在葉片尾跡兩側(cè)有一對(duì)渦結(jié)構(gòu)生成。在1.0 mm間隙時(shí)，端壁附近的渦結(jié)構(gòu)最為明顯，而當(dāng)間隙繼續(xù)增大時(shí)，渦結(jié)構(gòu)顯示出減小的趨勢(shì)。

圖10顯示隨著間隙的增大，葉柵整體損失幾乎呈線性減小，2.0 mm間隙葉柵相對(duì)無(wú)間隙葉柵總壓損失系數(shù)降低6%。無(wú)間隙側(cè)半展長(zhǎng)區(qū)域整體性能受間隙變化影響相對(duì)較小，而間隙側(cè)半展長(zhǎng)區(qū)域損失變化特性與葉柵整體特性相同。這說(shuō)明間隙增大主要降低了間隙側(cè)半展長(zhǎng)區(qū)域流場(chǎng)的損失。

圖10 -20.6° 攻角下間隙變化對(duì)葉柵總壓損失系數(shù)的影響Fig.10 Influence of clearance variation on cascade total pressure loss coefficient at -20.6° angle of attack

圖11中不同間隙葉柵的總壓損失系數(shù)展向分布也顯示，損失變化主要發(fā)生在間隙側(cè)半展長(zhǎng)區(qū)域內(nèi)，而無(wú)間隙側(cè)總壓損失系數(shù)曲線在不同間隙下幾乎重合。對(duì)于無(wú)間隙葉柵，在20%～80%展長(zhǎng)區(qū)域，與圖9中高總壓損失區(qū)域分布特點(diǎn)相對(duì)應(yīng)，總壓損失系數(shù)分布并不均勻，從端壁向展向中部移動(dòng)，總壓損失系數(shù)先減小后增大，并在展向中部形成局部損失峰值，而在20%和80%展長(zhǎng)位置有明顯的局部最小損失點(diǎn)。隨著間隙的增大，主要降低了距間隙側(cè)端壁15%～50%展長(zhǎng)區(qū)域的總壓損失，其中在20%展長(zhǎng)位置總壓損失的減小幅度最大，在圖9中也可以觀察到此范圍內(nèi)高總壓損失區(qū)域在周向上隨間隙的增大而逐漸變小。

圖12給出間隙增大對(duì)葉柵折轉(zhuǎn)角展向分布的影響。在無(wú)間隙葉柵中，折轉(zhuǎn)角在展向中部分布較均勻，而在兩側(cè)端壁附近呈拋物線型衰減。當(dāng)間隙增大時(shí)，各葉柵在無(wú)間隙側(cè)端壁附近折轉(zhuǎn)角分布特性相似。而在此之外的展向中部區(qū)域，折轉(zhuǎn)角隨間隙增大而增大，2.0 mm間隙葉展中部折轉(zhuǎn)角相對(duì)于無(wú)間隙葉柵增大近1°。在間隙側(cè)端壁附近，折轉(zhuǎn)角則大幅減小。

圖11 -20.6° 攻角下不同間隙葉柵總壓損失系數(shù)展向分布Fig.11 Spanwise distribution of cascade total pressure loss coefficient for different clearances at -20.6° angle of attack

圖12 -20.6° 攻角下不同間隙葉柵折轉(zhuǎn)角展向分布Fig.12 Spanwise distribution of cascade turning angle for different clearances at -20.6° angle of attack

以上現(xiàn)象說(shuō)明，在大負(fù)攻角工況下，間隙的存在不止會(huì)影響間隙附近流場(chǎng)，還會(huì)影響更大展向范圍的氣動(dòng)性能。相對(duì)于設(shè)計(jì)工況，大負(fù)攻角工況下，間隙的增大對(duì)折轉(zhuǎn)角展向分布特性的影響相對(duì)較小。

3.2 葉柵內(nèi)部流動(dòng)油流顯示

與設(shè)計(jì)工況不同的是，大負(fù)攻角下流道內(nèi)主要的分離結(jié)構(gòu)存在于壓力面附近。圖13中顯示，無(wú)間隙葉柵流道內(nèi)部存在2個(gè)對(duì)稱的渦結(jié)構(gòu)，并且渦結(jié)構(gòu)圍繞于壓力面前緣端壁附近的焦點(diǎn)(Focus Point)存在。該對(duì)稱渦結(jié)構(gòu)在弦向上并不會(huì)占據(jù)全部葉柵流道，而是與尾緣附近有明顯的分界線。由于不同流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相互作用，在展向中部距尾緣25%cax處形成一個(gè)鞍點(diǎn)(Saddle Point)。在分離渦結(jié)構(gòu)外部區(qū)域，表面極限流線方向與主流方向基本一致，與端壁基本平行。

圖13 -20.6° 攻角下無(wú)間隙葉柵壓力面表面極限流線Fig.13 Blade pressure-side surface limiting streamline pattern of non-clearance cascade at -20.6° angle of attack

為了顯示圖13中分離渦結(jié)構(gòu)中流體的流動(dòng)方向，在壓力面弦向中部靠近端壁位置局部釋放油流，進(jìn)行吹風(fēng)試驗(yàn)，得到吹風(fēng)后局部表面極限流線結(jié)構(gòu)如圖14所示。圖中右側(cè)為進(jìn)口前緣，經(jīng)吹風(fēng)后，油流并沒(méi)有全部向下游尾緣處流動(dòng)，而是有一部分流體向上游前緣處回流，結(jié)合圖13中整體表面極限流線結(jié)構(gòu)，可知壓力面前部的渦結(jié)構(gòu)是分離渦，其在展向中部與主流流動(dòng)方向相反。由于圖14仍有部分流體向下游流動(dòng)與主流一致，而與分離渦流動(dòng)方向相反，可推知壓力面分離渦與流道其他區(qū)域流體有明確的分界線。

在分離渦的回流過(guò)程中，流體從端壁向展向中部流動(dòng)，從而證明在圖13中，流道前部的分離渦結(jié)構(gòu)是從端壁向展向中部發(fā)展形成的，并且分離渦整體結(jié)構(gòu)在弦向上逐漸增大。結(jié)合圖9中高總壓損失區(qū)域的分布特點(diǎn)，可推知圖13中前緣分離渦是造成葉柵流道高損失的主要流動(dòng)結(jié)構(gòu)。圖14 還顯示，在不同間隙下，葉柵壓力面間隙側(cè)回流結(jié)構(gòu)并不會(huì)消失，且整體結(jié)構(gòu)形狀幾乎一致，因此圖9中高總壓損失區(qū)域并沒(méi)有隨間隙增大而明顯變化，折轉(zhuǎn)角的展向分布特性也相似。

由于大負(fù)攻角下分離渦位于流道前部，因此與設(shè)計(jì)工況不同的是，在無(wú)間隙側(cè)吸力面角區(qū)完全沒(méi)有低速流體的堆積，即角區(qū)分離并未發(fā)生，如圖15所示。圖中按照流線發(fā)展方向，可將端壁分為2個(gè)子區(qū)域。一個(gè)為占流道大部分面積的主流區(qū)域，其流線基本依照流道的折轉(zhuǎn)方向從前緣向尾緣流動(dòng)。另一個(gè)為圖15中2條紅線所夾區(qū)域，受端壁附近渦結(jié)構(gòu)影響，其流線方向與主流區(qū)域相比有明顯偏折。因此隨著間隙的增大，該區(qū)域整體面積也存在先增大后減小的規(guī)律，與圖9中間隙側(cè)端部附近渦結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律相同。

圖14 -20.6° 攻角下不同間隙葉柵分離渦流動(dòng)方向顯示Fig.14 Flow orientation visualization of cascade separation vortexes for different clearances at -20.6° angle of attack

圖15 -20.6°攻角下不同間隙葉柵端壁表面極限流線Fig.15 Cascade endwall surface limiting streamline patterns for different clearances at -20.6° angle of attack

由于在大負(fù)攻角下，間隙增大對(duì)葉柵整體損失和折轉(zhuǎn)能力都有正面的影響，且內(nèi)部流動(dòng)結(jié)構(gòu)相似，所以應(yīng)盡量選取較大間隙值。

4 角區(qū)失速工況

4.1 間隙變化對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響

麻省理工學(xué)院的Lei等[14]明確地提出了角區(qū)失速的定義，并將其與角區(qū)分離進(jìn)行區(qū)分。他們認(rèn)為角區(qū)分離始終存在，但并不一定導(dǎo)致失速。當(dāng)存在壓力面PS和吸力面SS強(qiáng)壓差時(shí)，在端壁和吸力面附近同時(shí)發(fā)生嚴(yán)重回流，才發(fā)生角區(qū)失速，如圖16所示[14]。

根據(jù)角區(qū)失速流動(dòng)結(jié)構(gòu)特征的定義，本文選取0.4° 攻角工況作為角區(qū)失速工況，得到該工況下不同間隙葉柵柵后總壓損失系數(shù)云圖，如圖17所示。此時(shí)無(wú)間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)會(huì)引起較大的高總壓損失區(qū)。與設(shè)計(jì)工況類似，間隙的引入和變化會(huì)改變間隙側(cè)端部高總壓損失區(qū)形狀，并且在較小間隙(0.2 mm)下，間隙側(cè)高總壓損失區(qū)形狀依然與無(wú)間隙側(cè)相近。與大負(fù)攻角工況和設(shè)計(jì)工況都不同的是，在角區(qū)失速工況，隨著間隙的變化，兩側(cè)端部流場(chǎng)性能都有較大的變化，并且無(wú)間隙側(cè)和間隙側(cè)半展長(zhǎng)區(qū)域總壓損失系數(shù)隨間隙變化規(guī)律相反，如圖18所示。

圖16 角區(qū)失速結(jié)構(gòu)特征[14]Fig.16 Topological flow feature of corner stall[14]

結(jié)合圖17中的柵后兩端高總壓損失區(qū)形狀隨間隙變化特性分析，可以認(rèn)為，無(wú)間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)隨間隙的增大，先增大后減小，造成該區(qū)域損失也先增大后減小。而在間隙側(cè)端部，隨著間隙的增大，間隙側(cè)半展長(zhǎng)區(qū)域損失先減小到最小值，之后隨著間隙的繼續(xù)增大，損失又有所回升。在兩側(cè)端部流場(chǎng)相互作用下，葉柵總損失在小間隙范圍內(nèi)下降明顯，最大降幅可達(dá)無(wú)間隙葉柵損失的6%，之后隨間隙增大基本保持不變。

圖17 0.4° 攻角下不同間隙葉柵柵后總壓損失系數(shù)云圖Fig.17 Cascade outlet total pressure loss coefficient contours with different clearances at 0.4° angle of attack

圖18 0.4°攻角下間隙變化對(duì)葉柵總壓損失系數(shù)的影響Fig.18 Influence of clearance variation on cascade total pressure loss coefficient at 0.4° angle of attack

圖19所示的總壓損失系數(shù)展向分布也反映了相似的兩側(cè)端部流動(dòng)結(jié)構(gòu)隨間隙變化的規(guī)律。在無(wú)間隙端部，由于不同間隙葉柵都存在角區(qū)失速結(jié)構(gòu)，所以整體曲線形狀特性不變，但在相同展向位置總壓損失系數(shù)大小會(huì)隨間隙變化而有所改變。而在間隙側(cè)，角區(qū)失速結(jié)構(gòu)會(huì)造成40%展長(zhǎng)范圍的高總壓損失區(qū)。在間隙增大到0.5 mm過(guò)程中，高總壓損失區(qū)域展向范圍逐漸減小至25%展長(zhǎng)。當(dāng)間隙繼續(xù)增大時(shí)，高總壓損失區(qū)展向范圍基本不再變化，但在端部附近的25%展長(zhǎng)區(qū)域內(nèi)總壓損失逐漸增大。

如圖20所示，在間隙增大過(guò)程中，無(wú)間隙側(cè)端部流動(dòng)整體折轉(zhuǎn)能力先減小后增大。這一變化規(guī)律與圖17中所顯示無(wú)間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)大小變化相反，即角區(qū)失速結(jié)構(gòu)增大，折轉(zhuǎn)能力則降低。在間隙側(cè)，間隙變化對(duì)折轉(zhuǎn)角展向分布特性的影響與設(shè)計(jì)工況相似。與0 mm間隙葉柵相比，0.2 mm間隙葉柵間隙側(cè)折轉(zhuǎn)角有所增大，除近端壁的局部區(qū)域，整體分布線形狀相似。當(dāng)間隙增大到0.5 mm時(shí)，間隙側(cè)折轉(zhuǎn)能力得到大幅提升。當(dāng)間隙進(jìn)一步增大時(shí)，在15%展長(zhǎng)位置以上的折轉(zhuǎn)角逐漸增大，但端壁附近的折轉(zhuǎn)能力則快速下降。

圖19 0.4° 攻角下不同間隙葉柵總壓損失系數(shù)展向分布 Fig.19 Spanwise distribution of cascade total pressure loss coefficient for different clearances at 0.4° angle of attack

圖20 0.4° 攻角下不同間隙葉柵折轉(zhuǎn)角展向分布Fig.20 Spanwise distribution of cascade turning angle for different clearances at 0.4° angle of attack

4.2 內(nèi)部流動(dòng)油流顯示

與設(shè)計(jì)工況相比，圖21、圖22所示0.4° 攻角下，吸力面和端壁表面極限流線都顯示出較大的回流結(jié)構(gòu)，符合角區(qū)失速定義。

圖21中，角區(qū)失速結(jié)構(gòu)占據(jù)近40%展向范圍區(qū)域。這一流動(dòng)結(jié)構(gòu)特征造成了如圖19所示的大展向范圍的高總壓損失。當(dāng)存在0.2 mm間隙時(shí)，無(wú)間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)有所增大，而在間隙側(cè)角區(qū)流線向展向中部偏轉(zhuǎn)程度減小，角區(qū)失速結(jié)構(gòu)特征消失，且此時(shí)間隙側(cè)角區(qū)流動(dòng)結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜。當(dāng)間隙增大到2.0 mm時(shí)，間隙側(cè)吸力面表面沒(méi)有回流現(xiàn)象，表面極限流線形狀與圖7中設(shè)計(jì)工況下2.0 mm間隙葉柵相似。

圖21 0.4° 攻角下不同間隙葉柵吸力面表面極限流線Fig.21 Blade suction-side surface limiting streamline patterns for different clearances at 0.4° angle of attack

圖22中無(wú)間隙葉柵的端壁表面極限流線顯示角區(qū)失速結(jié)構(gòu)占據(jù)了較大的流道區(qū)域。不論在周向上還是弦向上，角區(qū)失速結(jié)構(gòu)都比圖8中所示的角區(qū)分離結(jié)構(gòu)要大很多，會(huì)對(duì)流道產(chǎn)生較大的堵塞效應(yīng)。當(dāng)存在0.2 mm間隙時(shí)，盡管可以清晰地在葉片間隙處觀測(cè)到泄漏流，但仍存在較強(qiáng)的角區(qū)分離現(xiàn)象，使端壁油流產(chǎn)生較嚴(yán)重的軸向回流。不過(guò)此時(shí)分離結(jié)構(gòu)相比無(wú)間隙葉柵已有所減弱，從而使葉柵損失相比無(wú)間隙葉柵輕微降低，折轉(zhuǎn)能力有所回升。隨著間隙的進(jìn)一步增大，在0.5 mm間隙葉柵中，軸向回流消失，分界線形成，間隙側(cè)端壁表面極限流線顯示出典型的泄漏渦結(jié)構(gòu)特征。當(dāng)間隙繼續(xù)增大時(shí)，泄漏渦分界線向流道周向中部偏移，顯示出泄漏渦結(jié)構(gòu)周向范圍的增大，這與圖17中所顯示的0.5～2.0 mm間隙葉柵間隙側(cè)高總壓損失區(qū)周向變化一致。結(jié)合葉柵性能展向分布特性分析可知，當(dāng)泄漏渦結(jié)構(gòu)增大時(shí)，會(huì)引起間隙側(cè)損失增大，并使間隙側(cè)端壁附近折轉(zhuǎn)能力下降。

由于間隙從0 mm增大到0.5 mm過(guò)程中，同一流道內(nèi)無(wú)間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)增大會(huì)使無(wú)間隙側(cè)流動(dòng)損失增大?？梢酝茢?，在0.5 mm間隙下，間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)消除所帶來(lái)的間隙側(cè)流場(chǎng)性能提升程度大于無(wú)間隙側(cè)流動(dòng)性能的惡化程度，從而使得葉柵整體損失減小。而當(dāng)間隙繼續(xù)增大時(shí)，泄漏渦結(jié)構(gòu)增大所帶來(lái)的損失增大與無(wú)間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)減小所引起的損失降低程度相當(dāng)，因此葉柵整體性能變化較小。

圖22 0.4° 攻角下不同間隙葉柵端壁表面極限流線Fig.22 Cascade endwall surface streamline patterns for different clearances at 0.4° angle of attack

綜上所述，角區(qū)失速工況下，間隙側(cè)角區(qū)失速的移除可以減輕流道內(nèi)堵塞效應(yīng)，降低損失并提高間隙側(cè)折轉(zhuǎn)能力，但較大結(jié)構(gòu)的泄漏渦會(huì)極大地降低間隙側(cè)距端壁較近區(qū)域的折轉(zhuǎn)角。為優(yōu)化葉柵整體性能，應(yīng)選擇0.5～1.0 mm范圍內(nèi)的間隙大小。

5 葉柵氣動(dòng)性能隨攻角變化趨勢(shì)

為顯示除以上3種典型工況外，其他工況下靜葉葉柵氣動(dòng)性能的變化規(guī)律，在圖23、圖24中給出攻角從-20.6°增至4.4°時(shí)，無(wú)間隙葉柵半展長(zhǎng)區(qū)域的總壓損失系數(shù)和折轉(zhuǎn)角展向分布。

圖23 不同攻角下無(wú)間隙葉柵總壓損失系數(shù)展向分布Fig.23 Spanwise distribution of total pressure loss coefficient at different angles of attack for non-clearance cascade

圖24 不同攻角下無(wú)間隙葉柵折轉(zhuǎn)角展向分布Fig.24 Spanwise distribution of turning angle at different angles of attack for non-clearance cascade

圖23顯示，在攻角從-20.6° 增大到-5.6° 的過(guò)程中，距端壁15%展長(zhǎng)范圍內(nèi)，即進(jìn)口邊界層厚度內(nèi)，葉柵性能相近。-20.6° 攻角總壓損失特性線從展向中部向端部出現(xiàn)彎曲，使20%展長(zhǎng)處出現(xiàn)最低損失點(diǎn)。隨著攻角增大，葉展中部損失逐漸減小，展向損失分布變得均勻。由于-10.6° 攻角和-5.6° 攻角都處于低總壓損失工作范圍，展向分布特性線幾乎重合。當(dāng)攻角從-5.6° 向4.4° 增大時(shí)，高總壓損失區(qū)域由于角區(qū)失速的發(fā)生，迅速向展向擴(kuò)張，而端壁附近流動(dòng)損失則逐漸減小。

圖24中，在攻角從-20.6° 增大到-10.6° 的過(guò)程中，葉片折轉(zhuǎn)能力增強(qiáng)，且折轉(zhuǎn)角展向分布相對(duì)均勻。隨著攻角的進(jìn)一步增大，盡管葉柵整體折轉(zhuǎn)能力增強(qiáng)，但相對(duì)于展向中部，端部流體折轉(zhuǎn)能力迅速下降，并呈近似拋物線形分布。在發(fā)生角區(qū)失速的0.4° 攻角下，端部折轉(zhuǎn)角相對(duì)展向中部主流有近6° 的減小，而隨著攻角的進(jìn)一步增大，葉柵整體的折轉(zhuǎn)能力已不能提升。

以上結(jié)果表明，本文選取的3個(gè)典型攻角工況代表性地給出了葉柵在全攻角范圍內(nèi)的典型流動(dòng)狀態(tài)，可以推斷在其他工況下，間隙的影響規(guī)律均可參照與之類似的典型工況的變化規(guī)律。

6 結(jié) 論

本文通過(guò)壓氣機(jī)靜葉平面葉柵試驗(yàn)，以設(shè)計(jì)工況、大負(fù)攻角工況和角區(qū)失速工況為代表，對(duì)不同間隙葉柵內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行研究，并分析了間隙變化對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響。

1) 設(shè)計(jì)工況下，在間隙增大的過(guò)程中，葉柵性能的變化由間隙側(cè)流場(chǎng)主導(dǎo)，葉柵整體損失先增大后減小再增大。無(wú)間隙葉柵吸力面角區(qū)存在輕微角區(qū)分離，小間隙(0.2%展長(zhǎng))的引入首先會(huì)加劇角區(qū)分離，從而使葉柵整體損失相對(duì)無(wú)間隙時(shí)增大近15%，并使端部折轉(zhuǎn)能力下降。隨著間隙繼續(xù)增加到0.5%展長(zhǎng)，角區(qū)分離消除，并形成泄漏渦結(jié)構(gòu)，使葉柵中整體損失又有所減小，同時(shí)使端部折轉(zhuǎn)能力提升。當(dāng)間隙繼續(xù)增大時(shí)，泄漏渦結(jié)構(gòu)增大使葉柵損失成近似線性增長(zhǎng)。角區(qū)分離的削弱和消除有助于提高端部氣流折轉(zhuǎn)能力。

2) 大負(fù)攻角工況下，無(wú)間隙葉柵流道前部壓力面附近在展向上存在2個(gè)對(duì)稱的分離渦結(jié)構(gòu)，該分離渦是從端壁向葉展中部發(fā)展形成。除上下端壁外，柵后展向中部也是高損失集中的區(qū)域。引入間隙后，分離渦結(jié)構(gòu)不會(huì)消失，因此葉柵展向性能分布特性隨間隙變化較小。間隙的增大可以使葉柵整體損失近似線性減小，葉展中部的氣流折轉(zhuǎn)能力略微增強(qiáng)。

3) 角區(qū)失速工況下，間隙的引入可以削弱間隙側(cè)角區(qū)失速結(jié)構(gòu)，使間隙側(cè)流場(chǎng)損失減小，同時(shí)提升折轉(zhuǎn)能力。但當(dāng)間隙繼續(xù)增大時(shí)，泄漏渦結(jié)構(gòu)的形成和增大又會(huì)使間隙側(cè)流動(dòng)損失增大。在此過(guò)程中，無(wú)間隙側(cè)端部角區(qū)失速結(jié)構(gòu)大小也會(huì)隨間隙變化而改變，并且無(wú)間隙側(cè)流場(chǎng)性能變化趨勢(shì)與間隙側(cè)相反。在兩側(cè)流動(dòng)結(jié)構(gòu)相互作用下，葉柵總損失在小間隙范圍內(nèi)下降明顯，并在0.5%展長(zhǎng)間隙時(shí)達(dá)到最小值，之后葉柵損失隨間隙增大變化很小。間隙側(cè)氣流折轉(zhuǎn)角的變化趨勢(shì)與設(shè)計(jì)工況相近。

4) 綜合考慮減小損失和避免端部折轉(zhuǎn)能力大幅下降兩方面因素，初步建議在采用懸臂式靜葉時(shí)，選取0.5%展長(zhǎng)大小間隙。進(jìn)一步的結(jié)論需要在三維造型葉片上開(kāi)展更深入的研究分析。

[1] 蔣洪德, 任靜, 李雪英, 等. 重型燃?xì)廨啓C(jī)現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)[J]. 中國(guó)電機(jī)工程學(xué)報(bào), 2014, 34(29): 5096-5102.

JIANG H D, REN J, LI X Y, et al. Status and development trend of the heavy duty gas turbine[J]. Proceedings of the CSEE, 2014, 34(29): 5096-5102 (in Chinese).

[2] 劉永泉, 劉太秋, 季路成. 航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)技術(shù)發(fā)展的若干問(wèn)題與思考[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(8): 2563-2576.

LIU Y Q, LIU T Q, JI L C. Some problem and thoughts in the development of aero-engine fan/compressor[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(8): 2563-2576 (in Chinese).

[3] FREEMAN C. Effect of tip clearance flow on compressor stability and engine performance: VKILS-1985-05[R]. Brussels: VKILS, 1985.

[4] SWOBODA M, IVEY P C, WENGER U, et al. An experimental examination of cantilevered and shrouded stators in a multistage axial compressor: ASME-98-GT-282[R]. New York: ASME, 1998.

[5] CAMPOBASSO M S, MATTHESIS A, WENGER U, et al. Complementary use of CFD and experimental measurements to assess the impact of shrouded and cantilevered stators in axial compressors： ASME-GT-208[R]. New York: ASME, 1999.

[6] 蔡睿賢, 王錫剛, 彭惠君, 等. 靜葉內(nèi)圍帶對(duì)軸流式壓氣機(jī)氣動(dòng)性能的影響及4500馬力機(jī)車燃?xì)廨啓C(jī)的熱力性能[J]. 工程熱物理學(xué)報(bào), 1980, 1(1): 3-9.

CAI R X, WANG X G, PENG H J, et al. Influence of stator shroud on aerodynamic performance of axial-flow compressor and thermodynamic test results of a 4500 HP locomotive gas turbine[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 1980, 1(1): 3-9 (in Chinese).

[7] LANGE M, MAILACH R, VOGELER K. An experimental investigation of shrouded and cantilevered stators at varying clearance sizes： ASME-GT2010-22106[R]. New York: ASME, 2010.

[8] DONG Y, GALLIMORE S J, HODSON H P. Three dimensional flows and loss reduction in axial compressors[J]. Journal of Turbomachinery, 1987, 109(3): 354-361.

[9] YOON S, SELMEIER R, CARGILL P, et al. Effect of the stator hub configuration and stage design parameters on aerodynamic loss in axial compressors[J]. Journal of Turbomachinery, 2015, 137(9): 091001-1-091001-10.

[10] KEY N. PIV Study of negative incidence stator unsteady aerodynamics: AIAA-2002-0014[R]. Reston: AIAA, 2002.

[11] HOWARD J. Sub-idle modelling of gas turbines: altitude relight and windmilling[D]. Bedfordshire: Cranfield University, 2007: 23-30.

[12] ZACHOS P K, GRECH N, CHARNLEY B, et al. Experimental and numerical investigation of a compressor cascade at highly negative incidence[J]. Engineering Applications of Computational Fluid Mechanics, 2011, 5(1): 26-36.

[13] HORLOCK J H, LOUIS J F, PERCIVAL P M E, et al. Wall stall in compressor cascades[J]. Journal of Basic Engineering, 1966, 88(3): 637-648.

[14] LEI V M, SPAKOVSZKY Z S, GREITZER E M. A criterion for axial compressor hub-corner stall[J]. Journal of Turbomachinery, 2008, 130(3): 031006-1-031006-10.

[15] MCDOUGAL N M. A comparison between the design point and near-stall performance of an axial compressor[J]. Journal of Turbomachinery, 1990, 112(1): 109-115.

[16] 王子楠, 高磊, 耿少娟, 等. 不同端壁間隙下壓氣機(jī)平面葉柵角區(qū)流動(dòng)的數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究[J]. 工程熱物理學(xué)報(bào), 2015, 36(7): 1428-1432.

WANG Z N, GAO L, GENG S J, et al. Numerical and experimental investigation on corner flow structure in a planar compressor cascade with different clearances[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2015, 36(7): 1428-1432 (in Chinese).

王子楠男， 博士研究生。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)熱力學(xué)。

Tel.: 010-82543134

E-mail: wangzinan@iet.cn

耿少娟女， 博士， 副研究員。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)力學(xué)。

Tel.: 010-82543094

E-mail： gengsj@iet.cn

張宏武男， 博士， 研究員， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)熱力學(xué)。

Tel.: 010-82543075

E-mail: zhw@iet.cn

*Correspondingauthor.Tel.：010-82543075E-mail:zhw@iet.cn

Influenceofclearancevariationonaerodynamicperformanceofacompressorstatorcascade

WANGZinan1,2,GENGShaojuan2,ZHANGHongwu2,*

1.UniversityofChineseAcademyofSciences,Beijing100190,China2.InstituteofEngineeringThermophysics,ChineseAcademyofSciences,Beijing100190,China

Inthispaper,alinearcompressorcascadeisusedtoexperimentallyinvestigatetheinfluenceofclearancevariationontheflowstructuresandcascadeaerodynamicperformanceatthehighlynegativeangleofattack,designconditionandcornerstallcondition.Theassociationbetweentheflowstructureandcascadeperformanceisalsoanalyzed.Theexperimentalresultsshowthattheinfluenceofclearancevariationonflowstructuresandcascadeperformanceisdifferentatdifferentworkingconditions.Athighlynegativeangleofattack,apairofthree-dimensionalseparationvortexesnearthepressure-sideleadingedgeisoriginatedfromtheendwallindifferentclearancecascades.Withtheincreaseofclearancesize,thecascadetotalpressurelossdecreases,andtheclearancesidecascadeturningabilityisslightlyincreased.Atdesigncondition,aslightcornerseparationexistsbetweenbladesuctionsurfaceandendwall.Bybringinginasmallclearance(0.2%span),cornerseparationisfirstaggravated.Astheclearancesizecontinuestoincrease,thecornerseparationcanbeeliminated,andleakagevortexisformed.Withtheincreaseofclearancesize,thecascadetotalpressurelossfirstincreases,thendecreasesandfinallygoesupagain.Theeliminationofcornerseparationwillimproveclearancesidecascadeflowturningability.Atcornerstallcondition,theintroductionandincreaseofclearancecanimpairandeliminatethecornerstallstructure,andthusthecascadelossdecreasesandreachestheminimumvaluewitha0.5%spanclearancesize.Butthecascadelossalmostremainsthesameasclearancecontinuestoincrease.Flowstructuresatbothenwallscaninfluenceeachotherasclearancevaries,andthechangetrendsofperformanceneartwoendwallsareopposite.Bycomparingtheoverallcascadeaerodynamicperformanceatallworkingconditions,the0.5%spanclearancecascadeshowsanoptimalperformance.

compressor;linearcascade;stator;aerodynamicperformance;off-designcondition;leakageflow

2015-12-09；Revised2016-01-14；Accepted2016-03-07；Publishedonline2016-03-151114

URL：www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20160315.1114.002.html

NationalNaturalScienceFoundationofChina(50906080)

2015-12-09；退修日期2016-01-14；錄用日期2016-03-07； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-03-151114

www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20160315.1114.002.html

國(guó)家自然科學(xué)基金 (50906080)

*

.Tel.：010-82543075E-mailzhw@iet.cn

王子楠， 耿少娟， 張宏武． 間隙變化對(duì)壓氣機(jī)靜葉葉柵氣動(dòng)性能的影響J． 航空學(xué)報(bào),2016,37(11):3304-3316.WANGZN,GENGSJ,ZHANGHW.InfluenceofclearancevariationonaerodynamicperformanceofacompressorstatorcascadeJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(11):3304-3316.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0066

V211.7

A

1000-6893(2016)11-3304-13