端壁合成射流激勵(lì)參數(shù)變化對(duì)跨聲速軸流壓氣機(jī)性能的影響

王廣,楚武利,張皓光,郭正濤

(西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院,710129,西安)

相對(duì)于其他位置,端壁區(qū)域更適合對(duì)壓氣機(jī)進(jìn)行流動(dòng)控制,科研人員針對(duì)壓氣機(jī)端壁的流動(dòng)控制進(jìn)行了大量的研究。端壁被動(dòng)控制手段有機(jī)匣處理[1]、端壁造型[2]和渦流發(fā)生器[3]等。由于缺少與壓氣機(jī)節(jié)流程度和轉(zhuǎn)速變化相關(guān)的可控變量,被動(dòng)控制手段通常只能優(yōu)化個(gè)別工況的壓氣機(jī)性能,作用效果不能隨壓氣機(jī)運(yùn)行工況的變化而變化。除此之外,被動(dòng)控制手段在提升壓氣機(jī)性能的同時(shí),往往還伴隨著效率下降,這對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)來說可能是難以接受的。為了實(shí)現(xiàn)壓氣機(jī)全工況性能改善,近年來,主動(dòng)控制手段在國內(nèi)外也受到了許多研究人員的關(guān)注。端壁主動(dòng)控制手段有附面層抽吸[4]、機(jī)匣周向單槽抽吸[5]、葉頂噴氣[6]和等離子激勵(lì)[7]等,但是這些主動(dòng)控制手段都需要復(fù)雜的外部管路和設(shè)備,這就限制了它們?cè)谡鎸?shí)壓氣機(jī)上的應(yīng)用。

合成射流是一種基于旋渦運(yùn)動(dòng)的零質(zhì)量射流[8]。與其他主動(dòng)控制手段不同,它具有不需要復(fù)雜管路系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)緊湊、功耗小和重量輕等優(yōu)點(diǎn),因此首先在機(jī)翼等外流流動(dòng)控制領(lǐng)域得到了系統(tǒng)研究[9]。隨著微機(jī)電系統(tǒng)技術(shù)的快速發(fā)展,合成射流也受到越來越多壓氣機(jī)流動(dòng)控制研究人員的關(guān)注,并展現(xiàn)出良好的應(yīng)用前景。Matejka等將合成射流激勵(lì)器布置于低速壓氣機(jī)葉柵前緣額線位置,對(duì)其抑制角區(qū)分離進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究[10],結(jié)果發(fā)現(xiàn),出口總壓損失和二次流損失最大降低約1.8%、6.0%。De Giorgi等認(rèn)為,合成射流增強(qiáng)了射流出口流場中旋渦的產(chǎn)生,促進(jìn)了附面層低能流體與主流之間的動(dòng)量摻混,使得分離附面層能克服逆壓力梯度并保持再附[11]。Culley等在壓氣機(jī)靜子葉片吸力面布置6個(gè)合成射流激勵(lì)孔[12],實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,合成射流推遲了輪轂處的流動(dòng)分離,總壓損失降低了4%。Zheng等在壓氣機(jī)葉柵實(shí)驗(yàn)臺(tái)上證實(shí)了在葉片吸力面和機(jī)匣上開孔兩種合成射流對(duì)于流動(dòng)分離控制的有效性[13]。Qin等分別以低速、高速壓氣機(jī)葉柵為數(shù)值模擬對(duì)象,對(duì)吸力面、端壁合成射流進(jìn)行了參數(shù)化研究,揭示了合成射流抑制角區(qū)分離、減少損失的機(jī)理[14-15]。劉艷明等同樣以壓氣機(jī)葉柵為對(duì)象,分別進(jìn)行端壁和吸力面合成射流的數(shù)值模擬[16],結(jié)果發(fā)現(xiàn)合理的合成射流激勵(lì)推遲了分離,增強(qiáng)了分離區(qū)內(nèi)外的摻混,降低了損失,改善了葉柵內(nèi)的流動(dòng)狀況。Benini等將合成射流布置在跨聲速壓氣機(jī)NASA Rotor37吸力面[17-18],數(shù)值模擬結(jié)果表明,與原型相比,轉(zhuǎn)子近失速點(diǎn)氣動(dòng)效率提高了1.4%。

綜合已有的研究成果可知:一方面,合成射流確實(shí)可以降低壓氣機(jī)的流動(dòng)損失或者提高效率;另一方面,除了文獻(xiàn)[17-18]外,其他的研究對(duì)象都是壓氣機(jī)葉珊,合成射流在真實(shí)壓氣機(jī)中的應(yīng)用研究極其少見。因此,對(duì)于高負(fù)荷跨聲速軸流壓氣機(jī)來說,端壁合成射流能否改善其氣動(dòng)性能仍是未知的。基于以上原因,本文以NASA Rotor35為數(shù)值模擬對(duì)象,針對(duì)端壁合成射流的射流頻率和射流峰值速度兩個(gè)關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行研究,為合成射流在壓氣機(jī)中的深化應(yīng)用和優(yōu)化設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。

1 研究對(duì)象

選擇典型的跨聲速軸流壓氣機(jī)Rotor35為研究對(duì)象。它是Stage35的轉(zhuǎn)子部分,Stage35是由Reid和Moore共同設(shè)計(jì)的跨聲速軸流壓氣機(jī)進(jìn)口級(jí)[19]。雖然設(shè)計(jì)于1970年代,但Stage35具有現(xiàn)代跨聲速軸流壓氣機(jī)的典型特征,許多研究人員將它作為研究跨聲速軸流壓氣機(jī)流場和測(cè)試流動(dòng)控制效果的對(duì)象。Rotor35有36個(gè)葉片,展弦比為1.19,輪轂比為0.7,設(shè)計(jì)流量為20.188 kg/s,設(shè)計(jì)的總壓比和絕熱效率分別為1.865和0.865,設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速為17 188.7 r/min,葉尖速度為454.456 m/s。更多的設(shè)計(jì)參數(shù)可以參考文獻(xiàn)[19]。

2 數(shù)值計(jì)算方法

2.1 網(wǎng)格劃分和計(jì)算設(shè)置

數(shù)值計(jì)算的網(wǎng)格由IGG/Autogrid5生成。沿徑向布置93個(gè)節(jié)點(diǎn)。葉片通道采用O4H型網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu),其中,繞葉片布置217個(gè)節(jié)點(diǎn)。葉頂間隙采用蝶形網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu),沿徑向布置17個(gè)節(jié)點(diǎn)。壓氣機(jī)的進(jìn)出口均采用H型網(wǎng)格。近壁面網(wǎng)格都進(jìn)行了加密處理,第一層網(wǎng)格距離為3×10-6m,以保證y+<1。原型壓氣機(jī)計(jì)算網(wǎng)格數(shù)約為180萬。

利用商業(yè)軟件ANSYS CFX 18.0在100%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下進(jìn)行單通道計(jì)算。流體假定為理想氣體,選擇κ-ωSST湍流模型求解三維雷諾時(shí)均N-S方程。壁面設(shè)置為絕熱無滑移邊界,對(duì)流項(xiàng)和湍流項(xiàng)采用高精度格式,進(jìn)口給定絕對(duì)總壓為101 325 Pa、絕對(duì)總溫為288.15 K,進(jìn)口空氣紊流度為5%,出口條件為平均靜壓。

2.2 數(shù)值計(jì)算精度的確認(rèn)

圖1 實(shí)驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值模擬獲得的壓氣機(jī)總性能對(duì)比Fig.1 Comparison of overall performance between experimental measurement and numerical simulation

(a)33%軸向弦長位置

(b)55%軸向弦長位置

(c)72%軸向弦長位置 圖2 實(shí)驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值模擬獲得的峰值效率點(diǎn)切向速度對(duì)比Fig.2 Comparison of tangential velocity at peak efficiency point between experimental measurement and numerical simulation

圖1給出了實(shí)驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值模擬獲得的壓氣機(jī)總性能對(duì)比(EXP表示實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果,CAL表示數(shù)值計(jì)算結(jié)果)。與Reid和Moore的實(shí)驗(yàn)結(jié)果相比,數(shù)值計(jì)算的堵塞點(diǎn)流量偏小、總壓比偏低。造成這種誤差的原因可能與數(shù)值計(jì)算的湍流模型假設(shè)、理想氣體設(shè)置等因素有關(guān)。圖2給出了峰值效率點(diǎn)處的實(shí)驗(yàn)測(cè)量[20]和數(shù)值計(jì)算在3個(gè)不同截面的切向速度Vt分布,C表示軸向弦長,從圖中可以看出,無論是數(shù)值大小,還是葉頂泄漏渦的分布,數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果都吻合很好。因此,本文建立的數(shù)值模型是可靠的。

2.3 跨聲速壓氣機(jī)Rotor35的失速機(jī)理

(a)設(shè)計(jì)工況 (b)近失速工況圖3 原型壓氣機(jī)95%葉高處的相對(duì)馬赫數(shù)云圖Fig.3 Relative Mach number cloud diagram at 95% span of the compressor

為了探尋端壁合成射流的最佳位置,首先分析該跨聲速壓氣機(jī)的失速原因。原型壓氣機(jī)95%葉高處的相對(duì)馬赫數(shù)云圖如圖3所示。從圖3a中可以看出,原型壓氣機(jī)處于設(shè)計(jì)工況時(shí),葉頂通道內(nèi)的氣流流動(dòng)順暢,在葉片前緣進(jìn)口處有一道清晰的正激波,在葉片吸力面尾緣出現(xiàn)了輕微的附面層分離。葉頂泄漏流分為3段,葉頂前緣和中部的泄漏流通過激波后速度降低,相互裹挾著流出壓氣機(jī)通道,葉片尾緣的泄漏則直接流出壓氣機(jī)通道。如圖3b所示,隨著反壓增大至近失速工況,正激波前移形成脫體激波,吸力面附面層分離點(diǎn)前移,分離范圍也明顯增大,形成了通道內(nèi)的一個(gè)低速區(qū)。圖4給出了原型壓氣機(jī)的葉頂泄漏流線圖。在通道中靠近壓力面?zhèn)瘸霈F(xiàn)了另一個(gè)面積更大、速度更低的低速區(qū),由圖4b可知,這是由于葉頂前緣泄漏流通過激波后與主流相互作用,形成具有明顯卷起現(xiàn)象的間隙泄漏渦,堵塞了葉頂通道。葉片中后部的泄漏流在逆壓梯度作用下只有少部分能流出壓氣機(jī)通道,大部分被卷入葉頂泄漏渦之中后形成了二次泄漏。因此,葉頂泄漏渦和吸力面流動(dòng)分離形成的兩個(gè)低速區(qū)幾乎堵塞了整個(gè)通道,造成流通能力急劇下降,是導(dǎo)致壓氣機(jī)失速的主要原因。

(a)設(shè)計(jì)工況 (b)近失速工況圖4 原型壓氣機(jī)的葉頂泄漏流線圖Fig.4 Tip leakage velocity of the compressor

3 端壁合成射流設(shè)計(jì)

由圖3b可知,近失速工況下,壓氣機(jī)葉頂?shù)亩氯麉^(qū)域主要在25%軸向弦長附近,因此本文將合成射流的激勵(lì)位置固定于該位置,端壁合成射流幾何結(jié)構(gòu)如圖5所示。為了模擬端壁合成射流對(duì)壓氣機(jī)氣動(dòng)性能的影響,在Rotor35機(jī)匣上沿周向開設(shè)一個(gè)寬度和深度均為1 mm的淺槽。槽壁為絕熱無滑移壁面條件,槽頂為速度進(jìn)口條件,合成射流速度表達(dá)式為

V(t)=Vmaxsin(2πft+φ)

(1)

圖5 端壁合成射流幾何結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Geometric structure of the endwall synthetic jet

本文主要對(duì)合成射流的激勵(lì)頻率f和射流峰值速度Vmax兩個(gè)關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行研究。由于合成射流的周向覆蓋率是100%,初始相位角對(duì)射流結(jié)果沒有影響,因此,初始射流角φ在本文中均設(shè)置為0。非定常計(jì)算時(shí),時(shí)間項(xiàng)的離散采用二階向后歐拉格式,時(shí)間步長設(shè)置為一個(gè)合成射流吸氣-吹氣周期T的1/20,每個(gè)時(shí)間步的最大內(nèi)迭代次數(shù)為10。

4 合成射流參數(shù)變化影響的結(jié)果分析

由于合成射流激勵(lì)對(duì)壓氣機(jī)輸入了能量,在計(jì)算壓氣機(jī)的效率時(shí)應(yīng)考慮這部分能量的影響,Bae提出的合成射流能量計(jì)算方法[21]為

(2)

式中:ρ為合成射流進(jìn)口處的空氣密度;A為合成射流進(jìn)口的面積。

考慮合成射流能量輸入的壓氣機(jī)效率計(jì)算式為

(3)

為了定量比較原型和施加合成射流激勵(lì)后壓氣機(jī)的穩(wěn)定性變化,引入流量裕度改變量

(4)

式中:mbaseline、msj分別表示原型、合成射流激勵(lì)作用下的壓氣機(jī)流量。

4.1 射流頻率的影響及分析

圖6 不同射流頻率的合成射流對(duì)壓氣機(jī)總性能的影響Fig.6 Effect of synthetic jet with different jet frequencies on the overall performance of the compressor

圖6給出了不同射流頻率的合成射流對(duì)壓氣機(jī)總性能的影響。此時(shí),激勵(lì)處于最佳位置25%C,射流峰值速度固定為150 m/s。從圖中可以看出,在3種不同頻率的合成射流激勵(lì)下,壓氣機(jī)的近失速流量差別不大,因此本節(jié)不進(jìn)行流量裕度的分析,而是重點(diǎn)關(guān)注壓氣機(jī)的總壓比和等熵效率的變化機(jī)理。射流頻率為300 Hz時(shí),壓氣機(jī)的總壓比和等熵效率均下降。射流頻率提高到600 Hz時(shí),壓氣機(jī)的總壓比仍然低于原型,而等熵效率則與原型相當(dāng)。射流頻率繼續(xù)提高到1 200 Hz時(shí),壓氣機(jī)的總壓比和等熵效率均高于原型。這說明,射流頻率對(duì)壓氣機(jī)的氣動(dòng)性能具有很大的影響,同時(shí)也表明它存在一個(gè)介于600～1 200 Hz之間的閾值,只有當(dāng)激勵(lì)頻率高于該閾值時(shí),才能全面提高壓氣機(jī)的氣動(dòng)性能。否則,即使合成射流處于最佳激勵(lì)位置,并且射流峰值速度很大,也不能提高壓氣機(jī)的氣動(dòng)性能。

為了探究不同頻率合成射流激勵(lì)對(duì)壓氣機(jī)總壓比的影響機(jī)理,圖7給出了4個(gè)典型時(shí)刻95%葉高的靜壓系數(shù)Cp分布(f=0 Hz的圖例表示原型壓氣機(jī))。此時(shí),原型壓氣機(jī)和帶不同頻率合成射流激勵(lì)壓氣機(jī)的流量近似相等,原型壓氣機(jī)處于近失速工況。靜壓系數(shù)定義如下

(5)

式中:p為靜壓;p1為進(jìn)口測(cè)量截面的平均靜壓。

(a)0T

(b)0.25T

(c)0.5T

(d)0.75T圖7 壓氣機(jī)95%葉高處的靜壓系數(shù)Fig.7 Static pressure coefficient distributions at 95% span

從圖7中可以看出,從0T到0.25T,隨著合成射流吹氣速度增大,壓力面靜壓系數(shù)也從0時(shí)的低于原型逐漸升高到0.25T時(shí)的高于原型,說明壓力面一側(cè)的流通能力有所增強(qiáng),這是合成射流吹氣效應(yīng)將壓力面一側(cè)低速氣流吹除的結(jié)果。合成射流頻率為300和600 Hz時(shí),吸力面激波之前(約35%C)的靜壓系數(shù)從0時(shí)的高于原型下降到了0.25T時(shí)的低于原型,說明靠近吸力面一側(cè)的堵塞反而比原型嚴(yán)重。特別是300 Hz激勵(lì)時(shí),吸力面50%C以后的靜壓系數(shù)也明顯減小,說明吸力面附面層分離程度加大。這可能是由于射流頻率較小時(shí),合成射流單位時(shí)間內(nèi)的射流動(dòng)量不足,難以抑制吸力面分離。而合成射流的頻率為1 200 Hz時(shí),0.25T時(shí)的吸力面30%C之前的靜壓系數(shù)仍然高于原型。因此在這個(gè)階段,射流頻率為1 200 Hz激勵(lì)時(shí),壓氣機(jī)的負(fù)荷最大,總壓比也最高。

從0.25T到0.5T,合成射流的吹氣速度越來越小,不同頻率激勵(lì)下的壓氣機(jī)靜壓系數(shù)又逐漸恢復(fù)到原型壓氣機(jī)的水平。但是,值得注意的是,射流頻率為300 Hz時(shí),吸力面40%C之后的靜壓系數(shù)低于原型,射流頻率為600 Hz時(shí),吸力面60%C之后的靜壓系數(shù)低于原型,說明此時(shí)壓氣機(jī)的負(fù)荷低于原型,因此總壓比也相應(yīng)低于原型。

從0.5T到0.75T,合成射流轉(zhuǎn)入吸氣階段,隨著吸氣速度增大,不同頻率合成射流激勵(lì)下的靜壓系數(shù)幾乎重合,壓力面靜壓系數(shù)與原型相差不大,吸力面30%C之前的靜壓系數(shù)高于原型,說明壓氣機(jī)流通能力增強(qiáng)、總壓比升高,也說明合成射流的吸氣作用比吹氣作用對(duì)提高壓氣機(jī)的總壓比有益。

從0.75T到下一個(gè)射流周期的0T,合成射流的吸氣速度越來越小,吸力面靜壓系數(shù)變化不大。壓力面靜壓系數(shù)降低,300 Hz和600 Hz激勵(lì)下的靜壓系數(shù)降低更多,因此總壓比也更低。同時(shí),比較吹氣階段和吸氣階段靜壓系數(shù)的不同變化幅度,可以推斷,射流頻率不同的合成射流對(duì)壓氣機(jī)總壓比的影響差異不是來自吸氣階段,而主要來自吹氣階段。因?yàn)椴煌l率合成射流單位時(shí)間內(nèi)對(duì)葉頂?shù)退贇饬魇┘拥纳淞鲃?dòng)量不同,射流頻率大于閾值時(shí),單位時(shí)間內(nèi)注入的射流動(dòng)量更大,可以將葉頂?shù)退贇饬鞔党?/p>

壓氣機(jī)通道中產(chǎn)生損失的來源眾多,不同位置的損失對(duì)應(yīng)著不同的機(jī)理。Li從流體耗散的角度探究產(chǎn)生損失的誘因,通過引入損失源的概念,提出了一種描述壓氣機(jī)葉柵中三維損失的定義[22]。由不同源產(chǎn)生的損失可以通過對(duì)相應(yīng)區(qū)域內(nèi)的耗散函數(shù)進(jìn)行體積分來得到,并用進(jìn)口動(dòng)壓無量綱化后得到損失源,定義如下

(6)

φ表示耗散函數(shù),其張量形式定義如下

(7)

式中:vx、vy、vz為速度分量;μeff表示綜合黏度系數(shù),它等于流體的動(dòng)力黏度與湍流黏度之和。

借鑒Li對(duì)損失進(jìn)行分類的做法,本文將它推廣到跨聲速壓氣機(jī)損失描述中。將總壓損失源及對(duì)應(yīng)耗散函數(shù)積分區(qū)域劃分為如圖8所示4部分。

圖8 軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的損失源劃分示意圖Fig.8 Loss source division of the axial compressor rotor

(1)輪轂端壁損失γHUB。軸向范圍為葉根前緣至尾緣、徑向范圍為輪轂至2%葉高之間的區(qū)域。值得注意的是,2%葉高并不是附面層厚度,而是近似表示輪轂?zāi)Σ翆?dǎo)致的近壁強(qiáng)剪切流動(dòng)尺度。

(2)激波損失γSHK。分為兩部分:①軸向范圍為葉根前緣至尾緣、徑向范圍為85%葉高至機(jī)匣之間,而且lg(p)>7的區(qū)域;②進(jìn)口測(cè)量截面至葉根前緣、徑向范圍為輪轂至機(jī)匣之間,而且lg(p)>7的區(qū)域。值得注意的是,對(duì)激波損失區(qū)的規(guī)定來自對(duì)數(shù)值流場的觀測(cè)。由于發(fā)現(xiàn)葉頂激波附近的壓力梯度普遍大于107Pa/m,因此,規(guī)定lg(p)>7的區(qū)域?yàn)榧げǖ挠绊懛秶?/p>

(3)葉頂泄漏及分離損失γTIP。軸向范圍為葉根前緣至尾緣、徑向范圍為85%葉高至機(jī)匣之間,而且lg(p)<7的區(qū)域。

(4)通道分離損失γPAS。見圖8中其他區(qū)域。

圖9給出了不同激勵(lì)頻率下?lián)p失源相對(duì)于原型壓氣機(jī)的變化。此時(shí),原型壓氣機(jī)和帶不同頻率合成射流激勵(lì)壓氣機(jī)的流量近似相等,原型壓氣機(jī)處于近失速工況。

在合成射流的吹氣階段,從0T至0.25T,隨著吹氣速度越來越大,射流頻率為300 Hz和600 Hz的合成射流激勵(lì)時(shí),相對(duì)于原型壓氣機(jī),輪轂端壁附近的摩擦損失和激波損失增大,說明輪轂端壁的二次流運(yùn)動(dòng)強(qiáng)烈,激波強(qiáng)度增大,而射流頻率為1 200 Hz的合成射流激勵(lì)時(shí),輪轂端壁附近的摩擦損失和激波損失均減小,說明高頻射流對(duì)二次流和激波均起到了有效的抑制作用。3種射流頻率合成射流激勵(lì)下,葉頂泄漏損失均相對(duì)于原型壓氣機(jī)增大,說明壓氣機(jī)的葉頂泄漏流流量增大,泄漏渦的強(qiáng)度增強(qiáng)。

從0.25T至0.5T,隨著吹氣速度越來越小,3種頻率激勵(lì)下的葉頂泄漏及分離損失均減小。射流頻率為300 Hz的合成射流激勵(lì)時(shí),相對(duì)于原型壓氣機(jī),輪轂端壁附近的摩擦損失和激波損失繼續(xù)增大,但它的通道分離損失降低最多。

(a)0T

(b)0.25T

(c)0.5T

(d)0.75T圖9 不同頻率合成射流激勵(lì)下的壓氣機(jī)損失源變化 Fig.9 Variations of compressor loss source excited by synthetic jet with different frequencies

從0.5T至0.75T,合成射流轉(zhuǎn)入吸氣階段,隨著吸氣速度越來越大,3種頻率激勵(lì)下的各區(qū)域損失均減小,說明合成射流的吸氣作用通過對(duì)葉頂?shù)退贇饬鞯奈?有效降低了端壁的二次流強(qiáng)度、激波強(qiáng)度、葉頂泄漏流強(qiáng)度以及通道分離程度。同時(shí),這也表明,合成射流的吸氣作用比吹氣作用對(duì)降低壓氣機(jī)損失、提高效率更有益。

從0.75T到下一個(gè)合成射流循環(huán)吹氣階段的0時(shí)刻,頻率為300 Hz的合成射流激勵(lì)時(shí),激波損失、葉頂泄漏及分離損失和通道損失仍然高于原型壓氣機(jī),而頻率為600 Hz的合成射流激勵(lì)時(shí),只有激波損失和通道損失高于原型壓氣機(jī),而頻率為1 200 Hz的合成射流激勵(lì)時(shí),所有損失均低于原型壓氣機(jī)。

4.2 射流峰值速度對(duì)壓氣機(jī)總性能的影響及分析

圖10給出了不同射流峰值速度的合成射流對(duì)壓氣機(jī)總性能的影響。此時(shí),射流位置仍然處于最佳位置25%C,激勵(lì)頻率為超過閾值頻率1 200 Hz。從圖中可以看出,在3種不同射流峰值速度的合成射流激勵(lì)下,壓氣機(jī)的流量裕度、總壓比和等熵效率均高于原型壓氣機(jī),且射流峰值速度越大,壓氣機(jī)的近失速流量越小,也就是流量裕度改變量越大,近失速工況點(diǎn)的總壓比越高,等熵效率提升也越大。這就可以充分證明,只要激勵(lì)位置是最佳位置,且射流頻率大于閾值,即使射流峰值速度不大,合成射流也能全面提升壓氣機(jī)的性能。同時(shí),這也可以表明,射流峰值速度對(duì)壓氣機(jī)總性能的影響不如激勵(lì)位置和射流頻率。

圖10 不同射流峰值速度合成射流對(duì)壓氣機(jī)總性能的影響Fig.10 Effect of synthetic jet with different peak velocities on the overall performance of the compressor

為了定量地描述壓氣機(jī)阻塞區(qū)域大小,揭示不同射流峰值速度合成射流激勵(lì)下壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度的變化機(jī)理,引入衡量壓氣機(jī)阻塞程度的參數(shù)B[23]。將密流小于平均密流的區(qū)域視為阻塞區(qū),定義如下

(8)

B=S1/S2

(9)

(b)0.25T

(c)0.5T

(d)0.75T 圖11 不同射流峰值速度合成射流激勵(lì)下的壓氣機(jī)通道阻塞情況 Fig.11 Compressor channel blockage status excited by synthetic jets with different peak velocities

圖11給出了不同射流峰值速度合成射流激勵(lì)下壓氣機(jī)通道中阻塞參數(shù)B的分布(圖中z·C-1表示壓氣機(jī)通道的相對(duì)軸向位置,Vmax=0 m/s的圖例表示原型壓氣機(jī))。此時(shí),原型和帶不同射流峰值速度合成射流激勵(lì)壓氣機(jī)的流量近似相等,原型壓氣機(jī)處于近失速工況。原型壓氣機(jī)的阻塞參數(shù)B在25%C附近達(dá)到最大,表明壓氣機(jī)堵塞最大的地方位于該處,反過來說明本文將合成射流激勵(lì)設(shè)計(jì)于該位置是合理的。在合成射流的吹氣階段,壓氣機(jī)的阻塞程度與原型壓氣機(jī)相當(dāng),只是在25%C附近大于原型。當(dāng)合成射流進(jìn)入吸氣階段后,壓氣機(jī)的阻塞程度越來越小,而且合成射流峰值速度越大,阻塞程度越小,說明壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度越大。這也表明,合成射流提高壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度主要來自它的吸氣作用,而不是吹氣作用。

(a)0T

(b)0.25T

(c)0.5T

圖12給出了不同射流峰值速度合成射流激勵(lì)下?lián)p失源相對(duì)于原型壓氣機(jī)的變化。此時(shí),原型和帶不同射流峰值速度合成射流激勵(lì)壓氣機(jī)的流量近似相等,原型壓氣機(jī)處于近失速工況。從圖中可以看出,在合成射流的吹氣階段,壓氣機(jī)損失的增加主要來自激波損失、輪轂端壁損失和通道分離損失,而葉頂泄漏及分離損失則是減小的,說明合成射流吹氣作用主要削弱了葉頂泄漏流的流量,減小了吸力面的分離程度。在合成射流的吸氣階段,射流峰值速度為50 m/s和100 m/s時(shí),激波損失增大,其他3種損失均減小,而射流峰值速度為150 m/s時(shí),所有損失均減小,并且射流峰值速度越大,損失減小越多,因此壓氣機(jī)的等熵效率提升越多。

5 結(jié) 論

通過研究,本文主要得到如下結(jié)論:

(1)近失速工況下,原型壓氣機(jī)葉頂泄漏流通過激波后,在逆壓梯度作用下不能順暢地流出壓氣機(jī)通道,而是聚集在葉頂通道中形成了葉頂泄漏渦,且渦核隨著反壓增大而膨脹,導(dǎo)致葉頂大面積堵塞,同時(shí)吸力面附面層在逆壓梯度作用下也發(fā)生嚴(yán)重分離。兩個(gè)方面的共同影響是導(dǎo)致該跨聲速壓氣機(jī)失速的主要原因。

(2)端壁合成射流的最佳位置是25%C的堵塞核心位置。在固定最佳激勵(lì)位置和最大射流峰值速度的基礎(chǔ)上,激勵(lì)頻率對(duì)壓氣機(jī)的流量裕度影響不大,但對(duì)總壓比和效率具有很大影響,而且激勵(lì)頻率存在一個(gè)閾值,只有當(dāng)激勵(lì)頻率大于該閾值時(shí),壓氣機(jī)才能獲得總壓比和等熵效率的全面提升。不同時(shí)刻的計(jì)算結(jié)果說明,不同頻率合成射流激勵(lì)時(shí),吸氣作用比吹氣作用對(duì)提高壓氣機(jī)的性能更有效。

(3)在固定最佳激勵(lì)位置和大于閾值的射流頻率的基礎(chǔ)上,射流峰值速度對(duì)壓氣機(jī)性能同樣具有重要影響,但其影響效果不如激勵(lì)頻率。計(jì)算結(jié)果表明,只要射流頻率大于閾值,即使射流峰值速度較小,也能提高壓氣機(jī)的流量裕度、總壓比和等熵效率,但射流峰值速度越大,壓氣機(jī)的性能提升越多。