變馬赫數(shù)下壓力面小翼對擴(kuò)壓葉柵氣動特性的影響

吳宛洋，鐘兢軍

(上海海事大學(xué) 商船學(xué)院，上海 201306)

葉尖小翼技術(shù)最早的設(shè)計概念來自于自然界飛禽類的翅膀結(jié)構(gòu)特征. 早在1897年，飛機(jī)面世前，英國的空氣動力學(xué)家蘭徹斯特就首次提出在翼尖處加裝端板結(jié)構(gòu)以改善空氣動力學(xué)特性的影響，可惜由于早期航空技術(shù)及工業(yè)的限制，蘭徹斯特提出的翼梢小翼的設(shè)計理念無法付諸實現(xiàn). 一直到1976年，美國NASA研究中心的惠特科姆博士[1]才真正的通過實驗證明了翼稍小翼在改善飛機(jī)航行狀況的有效性，接著在風(fēng)力機(jī)[2]、螺旋槳[3]、軸流風(fēng)機(jī)[4]及渦輪[5]等多種葉輪機(jī)械領(lǐng)域葉尖小翼都被證明是一種有效的葉頂泄漏流動的控制手段. 壓氣機(jī)葉片厚度較小，流場中流動更為復(fù)雜，各種渦系的存在對流場的影響更為明顯，因此在壓氣機(jī)中應(yīng)用葉尖小翼技術(shù)的研究開展較晚. 國內(nèi)鐘兢軍團(tuán)隊[6-8]自2008年開始對葉尖小翼在壓氣機(jī)中的應(yīng)用開展了大量的研究，經(jīng)過多年的理論分析、數(shù)值計算及實驗測量初步確定了在低速來流條件下合適安裝位置及結(jié)構(gòu)參數(shù)的葉尖小翼可以有效地控制葉頂泄漏流動的運行軌跡，延遲泄漏流動與主流的摻混，減小葉柵中總壓損失，而在跨聲速轉(zhuǎn)子中，壓力面葉尖小翼則可以通過改變泄漏渦的流動軌跡有效提高壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的穩(wěn)定工作范圍.

由于葉尖小翼對跨聲速流場的影響效果受到多種因素的共同影響，如：葉型、來流馬赫數(shù)、沖角、進(jìn)口附面層以及間隙高度等，因此不同的學(xué)者們得到的結(jié)論不盡相同，呂和斌[9]以某擴(kuò)壓葉柵為研究對象，利用數(shù)值計算對跨聲速來流條件下葉尖小翼對流場的影響進(jìn)行了研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)吸力面葉尖小翼削弱了流場中泄漏渦的強(qiáng)度，降低了流場中總壓損失. 牛汗[10]對某跨聲速轉(zhuǎn)子進(jìn)行了葉尖小翼安裝后流場的數(shù)值計算，結(jié)果發(fā)現(xiàn)當(dāng)壓力面葉尖小翼的寬度為4倍葉頂截面寬度時，壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的流量裕度可增加24.5%. Shivaramaiah[11]針對某跨聲速轉(zhuǎn)子中加裝不同寬度的壓力面葉尖小翼和吸力面葉尖小翼對流場的影響進(jìn)行了研究，結(jié)果證明吸力面葉尖小翼的性能優(yōu)于壓力面葉尖小翼和組合小翼.

現(xiàn)有研究成果主要以低速葉柵和跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子為研究對象，在高亞聲速領(lǐng)域還存在空白，同時現(xiàn)有文獻(xiàn)資料證明葉尖小翼技術(shù)的適用性受到多種因素的共同影響，來流馬赫數(shù)的變化必然會引起控制機(jī)理上的改變，探究高亞聲速下葉尖小翼控制壓氣機(jī)葉柵葉頂間隙流動的工作將為實際工況中最佳葉尖小翼的選擇提供參考. 本文對來流馬赫數(shù)分別為Ma=0.5、Ma=0.6和Ma=0.7的3個工況下原型葉柵和加裝不同寬度壓力面葉尖小翼的擴(kuò)壓葉柵的流場進(jìn)行了實驗研究，并對測量結(jié)果進(jìn)行對比分析，探究來流馬赫數(shù)的變化對壓力面葉尖小翼間隙泄漏控制效果的影響，為高亞聲速下葉尖小翼在壓氣機(jī)中的實際應(yīng)用提供理論依據(jù).

1 實驗裝置介紹

1.1 實驗葉柵設(shè)計

研究過程的實驗測量在大連海事大學(xué)船用小型燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù)重點實驗室的高速平面風(fēng)洞完成，實驗探針為L形五孔探針. 葉柵葉型為GE某轉(zhuǎn)子葉頂?shù)慕孛?，葉型為了滿足實驗風(fēng)洞的尺寸要求，將葉型尺寸進(jìn)行等比例縮放，葉型截面如圖1所示，葉柵的主要幾何參數(shù)及氣動參數(shù)如表1所示. 壓氣機(jī)間隙高度通常不超過3%h，為了更為有效地觀察來流馬赫數(shù)的影響效果，本文選擇流場變化程度最大的3%h作為葉頂間隙高度[12].Ma=0.7為亞聲速和跨聲速的分界值，文中馬赫數(shù)選擇Ma=0.5、0.6及0.7這3個數(shù)值. 為了完成后續(xù)實驗過程中可以對葉片間隙高度進(jìn)行調(diào)節(jié)的實驗?zāi)康?，實驗過程中采用懸臂葉片變間隙的設(shè)計方案，原型葉柵和加裝不同寬度壓力面葉尖小翼的擴(kuò)壓葉柵都各有9片葉片，實驗葉柵結(jié)構(gòu)如圖2所示.

圖1 實驗葉柵葉型

表1 主要幾何參數(shù)

圖2 葉柵實驗段照片

葉尖小翼的上平面與原葉頂平面平行，無葉尖小翼命名為NW，壓力面葉尖小翼寬度分別選取當(dāng)?shù)厝~片寬度的1.0倍、1.5倍及2.0倍,分別命名為PW1.0、PW1.5及PW2.0，小翼結(jié)構(gòu)如圖3所示. 在高亞聲速的來流條件下，葉尖小翼結(jié)構(gòu)加裝在葉頂時必然要承受高速旋轉(zhuǎn)所帶來的離心力的作用，在實驗過程中小翼要承擔(dān)較大的進(jìn)口氣流帶來的作用力，為了防止小翼結(jié)構(gòu)在實驗過程中由于受力而脫落，研究過程中將小翼結(jié)構(gòu)與葉片頂部采用光滑過渡的融合設(shè)計，采用融合式葉尖小翼方案可以有效保證實驗過程的安全和準(zhǔn)確性.

圖3 不同形狀葉尖小翼示意圖

Fig.3 Schematic diagram of prototypes and different shapes of winglets

1.2 實驗測點布置

在平面葉柵實驗過程中葉頂結(jié)構(gòu)的變化對流場區(qū)域的影響只集中于葉片上半葉高[7]，為縮短實驗周期、減少實驗成本，研究過程只對葉片的上半葉高進(jìn)行了測量. 為完整測量泄漏渦與上通道渦結(jié)構(gòu)，近上端壁區(qū)域葉頂間隙區(qū)域布點加密，此外尾跡區(qū)域也加密，以保證在不同來流沖角下將主流區(qū)尾跡與角區(qū)高損失區(qū)全部覆蓋. 加密方法為對最小沖角尾跡與最大沖角尾跡之間的區(qū)域全部進(jìn)行加密，此種方法不需每次調(diào)整布點方案，減小了工作量，另一方面也規(guī)避了流場信息測量不全的風(fēng)險. 在本方案中葉高方向分布了24個不等間距測量位置，節(jié)距方向分布了23個不等間距測量位置，共有測量點552個，布點方式如圖4所示，圖中橫縱坐標(biāo)已經(jīng)分別進(jìn)行了無量綱化. 葉柵上端壁靜壓測點分布如圖5所示，共98個靜壓孔.

圖4 出口測量截面布點圖

圖5 上端壁靜壓測點分布圖

實驗結(jié)果分析過程中的性能參數(shù)定義如下：

靜壓系數(shù)為

(1)

總壓損失系數(shù)為

(2)

式中：Ps為絕對值靜壓，Psbi為葉柵上端壁各點靜壓，Pvb為柵前動壓，Ptb為柵前總壓，Pe為測量點總壓. 現(xiàn)有研究證明葉片頂部的泄漏渦起始位置對應(yīng)著上端壁壁面靜壓值最小點，靜壓斜槽的位置可以有效表征泄漏渦的運行軌跡[13-14]. 總壓損失系數(shù)是用來衡量葉輪機(jī)械氣動性能的主要參數(shù)，數(shù)值越小代表流動損失越小[15].

1.3 流場周期性

葉柵出口處的流場周期性是衡量氣流均勻性的主要參數(shù)，圖6為Ma=0.7時葉柵出口截面的總壓損失系數(shù)沿節(jié)距方向分布圖. 由圖6可知出口截面的流場周期性較好，滿足本次實驗對出口流場均勻性的要求.

圖6 葉柵出口流場周期性

1.4 誤差分析

在進(jìn)行實驗的過程中，不可避免地會存在一定的誤差，如實驗設(shè)備等絕對誤差是人工不可調(diào)解的，但其他相對誤差可以盡量減小，如使用誤差及環(huán)境誤差等. 在完成進(jìn)口、壁面及出口實驗參數(shù)測量過程中主要測量儀器精度如表2所示.

表2 主要測量儀器精度

本文實驗過程中所用的三孔探針及五孔探針的角度定位誤差均小于1°，測量點的定位誤差均小于0.5 mm，對總壓及靜壓的測量不確定度小于1%. 儀器的精度滿足本次實驗要求，可以保證測量結(jié)果的精確性.

2 結(jié)果分析

2.1 葉頂區(qū)域流場

圖7為不同馬赫數(shù)下無葉尖小翼壓氣機(jī)葉柵和

圖7 不同馬赫數(shù)葉柵上端壁靜壓系數(shù)分布

不同寬度壓力面葉尖小翼方案壓氣機(jī)葉柵的上端壁靜壓系數(shù)分布. 不同馬赫數(shù)下都存在明顯的靜壓斜槽，由低壓區(qū)域存在位置可知此時流場中泄漏渦成為主要渦系，即流動損失增加的主要因素. 隨著馬赫數(shù)的增加，NW方案低壓區(qū)域明顯增大. 當(dāng)Ma=0.5時，加裝不同寬度的壓力面葉尖小翼都可以延遲泄漏流動與主流的摻混，減少摻混損失，使泄漏渦強(qiáng)度減弱. 隨著葉尖小翼寬度的增加，對流場的改善效果越明顯，靜壓斜槽都向葉片吸力面有所遷移. 當(dāng)Ma=0.6時，由于流體動能增加，泄漏渦產(chǎn)生的損失更大，NW方案流場中的低壓區(qū)域變大，不同寬度的壓力面葉尖小翼都會減小葉頂兩側(cè)的壓力梯度，抑制泄漏流動的產(chǎn)生，降低流動損失，PW2.0方案仍然對NW流場效果改善最大. 當(dāng)Ma=0.7時，NW方案中低壓區(qū)域的增加程度明顯大于Ma=0.6與Ma=0.5時的增加程度，這是由于Ma=0.7時，流場已經(jīng)處于高亞聲速的臨界值，和其他低馬赫數(shù)工況相比流場特性發(fā)生變化，泄漏渦的強(qiáng)度變化對流場的影響程度增加，泄漏渦成為流場中最主要的渦系，壓力面葉尖小翼對其強(qiáng)度和空間位置的影響成為流場的中最為主要的變化因素. 不同寬度的葉尖小翼都使得泄漏渦強(qiáng)度減弱，起始位置有所后移，且隨著葉尖小翼寬度的增加，改善效果更加明顯.

2.2 流場內(nèi)熵變化

熵是指體系的混亂程度，是一種較為準(zhǔn)確的表征流動損失的氣動參數(shù)，由于流動損失通常是由復(fù)雜的流動渦系相互作用產(chǎn)生的，因此高熵區(qū)域通常對應(yīng)中高流動損失區(qū)域. 為了直觀地觀察葉柵流場的變化，在同樣的來流條件下對不同工況的葉柵進(jìn)行數(shù)值計算，數(shù)值計算方法的可靠性已在作者發(fā)表的文章中得到驗證[12]，從葉頂前緣為起點沿軸向截取了13個等距離截面，不同方案沿著流動方向的熵分布云圖如圖8所示.

圖8 不同馬赫數(shù)葉柵熵分布云圖

當(dāng)Ma=0.5時，不同寬度的壓力面葉尖小翼減少了葉頂兩側(cè)的壓力梯度，延遲了泄漏渦的起始位置，對壓力面?zhèn)纫M(jìn)入葉頂間隙區(qū)域的流體有阻礙作用，降低了葉頂間隙泄漏流體的速度，泄漏渦強(qiáng)度降低，高熵區(qū)域減小，流場穩(wěn)定性增加，且隨著葉尖小翼寬度的增加，改善效果愈加明顯.

當(dāng)Ma=0.6時，不同方案的壓氣機(jī)葉柵中熵增均大于各方案對應(yīng)的Ma=0.5工況，壓力面葉尖小翼對于流場的改善效果基本一致. 隨著葉尖小翼寬度的增加，葉尖小翼對于葉頂間隙泄漏流體的抑制能力加強(qiáng)，流場中熵增逐漸減弱，泄漏渦強(qiáng)度減弱，流動損失減小.

當(dāng)Ma=0.7時，流場中流動特性與其他馬赫數(shù)工況時相比有所變化，此時的流場處于向跨聲速過渡的臨界區(qū)域，流場中泄漏渦的影響范圍明顯增加，高熵區(qū)域在流動方向和節(jié)距方向都有明顯增加. PW1.0方案時，泄漏渦起始位置后移，延遲了泄漏流與主流的摻混，泄漏渦受到明顯抑制，流場中的高熵區(qū)域明顯減小. PW1.5方案時，葉尖小翼對流場的改善效果更加明顯，高熵區(qū)域進(jìn)一步減小. 當(dāng)PW2.0方案時，葉尖小翼進(jìn)一步削弱了泄漏渦的強(qiáng)度，高熵區(qū)域再次減小，流動損失明顯降低. 同時更多的附面層低能流體隨著通道渦的發(fā)展而被卷吸離開端壁，沿著流動方向橫向壓力梯度增強(qiáng)，端壁間隙區(qū)橫向流動增加，被削弱的泄漏渦無法將這部分補(bǔ)充流體卷吸形成旋渦結(jié)構(gòu)，間隙區(qū)域橫向流動加強(qiáng)，在靠近上端壁節(jié)距方向高熵區(qū)分布范圍有所擴(kuò)張.

2.3 出口截面流場

圖9與圖10分別給出了實驗測得不同方案下的出口截面總壓損失系數(shù)分布圖及二次流分布圖(對橫坐標(biāo)節(jié)距與縱坐標(biāo)葉片高度進(jìn)行無量綱化，出口截面距離前緣150%軸向弦長處). 圖中分別標(biāo)識出了各旋渦結(jié)構(gòu)，其中葉頂泄漏渦(Tip Leakage Vortex)簡稱為TLV，上通道渦(Up Passage Vortex)簡稱為UPV，上集中脫落渦(Up Concentrated Shed Vortex)簡稱為UCSV. 漏流體在流出葉頂間隙區(qū)域后在主流的作用下卷吸成為與通道渦旋向相反的葉頂泄漏渦，上通道渦主要是由于馬蹄渦在葉片壓力面的分支受到上端壁橫向壓力梯度的作用不斷卷吸上端壁附面層低能流體形成的，此時端壁附面層的低能流體會向葉片吸力面的角區(qū)進(jìn)行移動與堆積，并與主流進(jìn)行摻混. 泄漏渦與通道渦旋向相反，相互制約. 除此之外流場中還存在著上集中脫落渦，上集中脫落渦是由端壁與吸力面角區(qū)附面層的低能流體與尾緣脫落渦相互黏性剪切而產(chǎn)生的，上集中脫落渦與上通道渦旋向相反，兩者的相互作用也造成了一定的流動損失. 此時流場中的總壓損失主要是由葉頂泄漏渦、上集中脫落渦、上通道渦及三者互相的影響引起的.

圖9 不同馬赫數(shù)葉柵出口總壓損失系數(shù)分布

圖10 不同馬赫數(shù)葉柵出口二次流分布

當(dāng)Ma=0.5時，NW方案的出口截面主要存在泄漏渦、上通道渦及上集中脫落3種渦系. PW1.0方案時，小翼的出現(xiàn)削弱了葉頂兩側(cè)壓力梯度，泄漏流動得到抑制，泄漏渦渦核對應(yīng)的高損失區(qū)域面積減小，影響范圍減??；上通道渦的節(jié)距與徑向范圍有所增大，上集中脫落渦分布范圍明顯增大，但兩者的強(qiáng)度變化小于泄漏渦對流場的影響程度，因此此時泄漏渦的減弱使得流場總壓損失降低. 隨著葉尖小翼寬度的增加，泄漏渦渦核對應(yīng)的高損失區(qū)域面積進(jìn)一步減小，上集中脫落影響范圍增大，流場的流動損失逐漸減小. 其中PW2.0的改善效果最為明顯. 當(dāng)Ma=0.6時，隨著馬赫數(shù)的增加，NW、PW1.0、PW1.5及PW2.0各方案出口截面上的總壓損失都有所增加，葉尖小翼對于流場的改善規(guī)律與Ma=0.5時相同. 隨著葉尖小翼寬度的增加，泄漏渦強(qiáng)度減弱，影響范圍減小，上通道渦與上集中脫落渦強(qiáng)度增加，空間尺寸增大，流場的總壓損失降低. 當(dāng)Ma=0.7時，此時NW方案出口截面上泄漏渦成為最重要的渦系結(jié)構(gòu)，分布于整個節(jié)距范圍，上通道渦與上集中脫落渦被完全抑制. PW1.0方案時，泄漏渦強(qiáng)度明顯減弱，渦核對應(yīng)的高損失區(qū)域明顯減小，其在節(jié)距的影響范圍減小，上通道渦則在節(jié)距的尺寸增大，并出現(xiàn)上集中脫落渦. PW1.5方案時，泄漏渦進(jìn)一步減弱，集中脫落渦有所增強(qiáng). PW2.0方案時，葉尖小翼附加損失對流場的不利影響弱于其對流場中泄漏渦的強(qiáng)度的改善效果，此時泄漏渦強(qiáng)度進(jìn)一步減弱，影響范圍減小，上集中脫落渦面積明顯增大，總壓損失進(jìn)一步降低.

2.4 性能參數(shù)

圖11為不同馬赫數(shù)下無葉尖小翼壓氣機(jī)葉柵與加裝3個不同寬度壓力面葉尖小翼葉柵出口截面的節(jié)距質(zhì)量平均總壓損失系數(shù)沿葉高的分布情況. 當(dāng)Ma=0.5時，在80%h～90%h區(qū)域內(nèi)，葉尖小翼所帶來的附加摩擦損失隨著小翼寬度的增加逐漸增大. 90%h～100%h區(qū)域，葉尖小翼寬度的增加使其對流場泄漏流動的抑制作用逐漸增強(qiáng)，此時PW2.0方案最大程度地降低了流場的總壓損失. 當(dāng)Ma=0.6時，葉尖小翼對流場的控制規(guī)律與Ma=0.5時相同，PW2.0方案對流場的改善程度最大，隨著馬赫數(shù)的增加，泄漏流量增加，泄漏流體動能增強(qiáng). 泄漏渦對流場的影響更加劇烈，不同方案的葉尖小翼對流場的改善程度增加. 當(dāng)Ma=0.7時，流場中泄漏渦在徑向方向的影響范圍增加，葉尖小翼對流場的影響更為明顯，在80%h～100%h區(qū)域都可以體現(xiàn)葉尖小翼的改善作用，隨著葉尖小翼寬度的增加，泄漏渦逐漸減弱，總壓損失逐漸減小.

圖11 節(jié)距平均出口總壓損失系數(shù)沿葉高分布

Fig.11 Spanwise distribution of pitch-averaged total pressure loss coefficient

圖12為不同方案壓氣機(jī)葉柵出口截面總壓損失系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的曲線圖. 在不同的來流馬赫數(shù)工況下，不同寬度的壓力面葉尖小翼都降低了流場的總壓損失，且葉尖小翼寬度與改善程度成正比. 隨著馬赫數(shù)的增加，壓力面葉尖小翼對流場的改善程度增加. 當(dāng)Ma=0.5時，PW2.0的總壓損失與NW方案相比降低了4.06%. 當(dāng)Ma=0.6時，與NW方案相比，PW2.0的總壓損失降低了4.95%. 當(dāng)Ma達(dá)到0.7時，PW2.0的改善效果更為明顯，其總壓損失降低了6.53%.

圖12 出口質(zhì)量平均總壓損失系數(shù)

壓氣機(jī)的出口氣流角可以直接反映氣流在流動過程中的折轉(zhuǎn)程度，并在一定程度上表征流場中附面層流動及二次流渦系的分布情況. 氣流的折轉(zhuǎn)程度越小，氣流穩(wěn)定性越高[7]. 圖13為不同馬赫數(shù)下無葉尖小翼壓氣機(jī)葉柵與加裝3個不同寬度壓力面葉尖小翼葉柵出口截面節(jié)距質(zhì)量平均出口氣流角沿葉高的分布. 由于泄漏渦的形成機(jī)理與流動特性，出口氣流角會沿著葉高方向先后出現(xiàn)過偏轉(zhuǎn)和欠偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象. 當(dāng)Ma=0.5時，不同方案的壓氣機(jī)葉柵出口截面的氣流角沿葉高出現(xiàn)過/欠偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象. 隨著葉尖小翼寬度的增加，泄漏流動得到抑制，泄漏渦強(qiáng)度減弱，作用范圍減小，出口氣流角沿葉高過/欠偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象逐漸減弱，氣流均勻性增強(qiáng). 隨著馬赫數(shù)的增加，葉尖小翼對出口均勻性的改善機(jī)理相同，即當(dāng)Ma=0.6和Ma=0.7工況時，葉尖小翼寬度的增加和對出口流場的控制效果成正比，PW2.0方案都是其工況下的最佳工況. 同時馬赫數(shù)增加使得泄漏流動加強(qiáng)，可以觀察到葉尖小翼的改善程度逐漸增加.

圖13 節(jié)距平均出口氣流角沿葉高分布

3 結(jié) 論

1)在高亞聲速來流條件時，不同來流馬赫數(shù)下，不同寬度的壓力面葉尖小翼都降低了流場的流動損失，增加了出口氣流的均勻性，壓力面葉尖小翼區(qū)域的低能流體不但減弱了葉片兩側(cè)的壓力梯度，還會對進(jìn)入葉頂間隙區(qū)域的流體起到阻礙作用.

2)隨著壓力面葉尖小翼寬度的增加，泄漏流動需要流經(jīng)的路程增加，進(jìn)入葉頂間隙的流體減少，泄漏流動能量減弱，泄漏渦強(qiáng)度減弱，泄漏流動的控制效果與葉尖小翼寬度成正比.

3)隨著馬赫數(shù)的增加，流場中泄漏流動逐漸增強(qiáng)，壓力面葉尖小翼的改善效果逐漸增強(qiáng). 當(dāng)Ma=0.5時，PW2.0的總壓損失與NW方案相比降低了4.06%. 當(dāng)Ma=0.6時，與NW方案相比，PW2.0的總壓損失降低了4.95%. 當(dāng)Ma達(dá)到0.7時，PW2.0的改善效果更為明顯，其總壓損失降低了6.53%.

4)加裝壓力面葉尖小翼后，與同工況的原型葉柵相比，流場的變馬赫數(shù)敏感性有效降低，變工況下高亞聲速壓氣機(jī)葉柵流場更為穩(wěn)定，氣流更為均勻，流動狀況得到明顯改善，高亞聲速的來流條件下壓力面葉尖小翼是一種有效的泄漏流動控制手段.