低雷諾數(shù)下前緣形狀耦合壓力梯度調(diào)控附面層機(jī)理研究

徐華鋒,王名揚(yáng),趙勝豐,韓戈,羅喬丹

(1. 中國科學(xué)院工程熱物理研究所,100190,北京;2. 中國科學(xué)院大學(xué)航空宇航學(xué)院,100049 北京;3. 中國科學(xué)院輕型動(dòng)力創(chuàng)新研究院,100190,北京)

增壓級(jí)作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮系統(tǒng)的重要組成部分,具有葉尖切線速度低、負(fù)荷高、流道呈現(xiàn)負(fù)曲率的特點(diǎn)。在高空狀態(tài)下,基于葉片弦長的特征雷諾數(shù)(Re)迅速降低,甚至處于臨界值以下。此時(shí),葉片表面層流區(qū)迅速擴(kuò)展,層流邊界層在強(qiáng)烈的逆壓梯度作用下極易發(fā)生分離,轉(zhuǎn)捩完成后誘導(dǎo)出層流分離泡,導(dǎo)致葉型損失顯著增加,也嚴(yán)重制約壓氣機(jī)部件的效率和穩(wěn)定裕度的提升。因此,亟需理解高空低Re環(huán)境下增壓級(jí)葉型表面的分離、轉(zhuǎn)捩特性,發(fā)展高效的設(shè)計(jì)方法及流動(dòng)調(diào)控策略,最大限度地削弱低雷諾數(shù)效應(yīng)對(duì)增壓級(jí)葉型氣動(dòng)性能的不利影響。

自20世紀(jì)60年代以來,國內(nèi)外科研人員對(duì)壓氣機(jī)葉型表面分離、轉(zhuǎn)捩流動(dòng)特征及調(diào)控策略開展了大量研究。Horton[1]概述了低Re下葉片表面層流分離的流動(dòng)機(jī)理,并提出了基于半經(jīng)驗(yàn)的經(jīng)典分離泡預(yù)測模型。Tselepidakis等[2]采用耦合轉(zhuǎn)捩預(yù)測的k-ω湍流模型研究了某可控?cái)U(kuò)散葉型前緣的流動(dòng)特性,表明葉片前緣發(fā)生層流分離,且分離泡隨攻角增大而迅速增大。Leggett等[3]分別采用雷諾平均(RANS)和大渦模擬(LES)方法,預(yù)測低Re下V103葉型的氣動(dòng)損失,結(jié)果表明在設(shè)計(jì)工況下RANS和LES預(yù)測的結(jié)果基本一致,并且都可以捕捉到葉片表面的分離和轉(zhuǎn)捩過程。Liu等[4]通過高保真直接數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究,探討了范圍從4.5×104到1.2×105不同Re下,壓氣機(jī)葉片表面分離現(xiàn)象及其尾跡特征。結(jié)果顯示,隨著Re增加,葉片表面層流分離泡長度和厚度會(huì)減小,但葉片尾緣流動(dòng)分離幾乎不會(huì)受到Re影響。

在研究低Re葉片吸力面分離及轉(zhuǎn)捩損失機(jī)理的基礎(chǔ)上,研究人員隨后開展了層流分離及轉(zhuǎn)捩調(diào)控策略的研究,以期提升低Re下葉片的氣動(dòng)特性。具體包括:壁面粗糙度或絆線等壁面處理技術(shù)[5-7],壁面壓力梯度調(diào)節(jié)、仿生學(xué)前緣設(shè)計(jì)等葉片修型方法[8-9]以及壁面抽吸、局部變形面和等離子體合成射流激勵(lì)等主動(dòng)控制激勵(lì)器策略[10-12]。上述結(jié)果表明:當(dāng)采用合理的流動(dòng)調(diào)控策略重新組織葉片表面的層流分離及轉(zhuǎn)捩特性時(shí),有望顯著提升低Re下壓氣機(jī)葉片的氣動(dòng)特性。

國內(nèi)在低Re條件下壓氣機(jī)葉型流動(dòng)特征及轉(zhuǎn)捩調(diào)控的研究起步較晚,文獻(xiàn)[13]敘述了壓氣機(jī)葉片的高空低雷諾數(shù)效應(yīng),文獻(xiàn)[14-16]運(yùn)用數(shù)值方法研究了低Re下葉片表面層流分離的調(diào)控策略,文獻(xiàn)[17-18]對(duì)葉型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),獲得低Re下抗分離的新葉型。這些研究指出,有效控制葉型吸力面附面層發(fā)展是解決葉片低雷諾數(shù)效應(yīng)問題的關(guān)鍵,在峰值Ma后,保持均勻的氣流擴(kuò)散、減小逆壓梯度能夠抑制分離泡的發(fā)展,提高葉片的抗分離能力。

總的來看,高空低Re效應(yīng)會(huì)明顯改變壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)損失特性,從而嚴(yán)重惡化壓氣機(jī)的氣動(dòng)效率和穩(wěn)定工作裕度。已有研究結(jié)果表明,提升低Re下葉型性能的關(guān)鍵在于抑制葉片表面分離泡的生成和發(fā)展。葉片修型方法憑借結(jié)構(gòu)簡單、易于實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn),在流動(dòng)控制中獲得廣泛應(yīng)用。然而,已有的研究主要集中在單一的流動(dòng)策略上,而對(duì)于耦合流動(dòng)控制影響研究較少。此外在高Re下,前緣壓力尖峰被視為一種不利的能量擾動(dòng)導(dǎo)致附面層提前轉(zhuǎn)捩,摩阻損失增大而增加葉型損失[19-21]。在低Re下,為增強(qiáng)流體抗分離能力,通常利用壁面處理在局部產(chǎn)生較強(qiáng)擾動(dòng),促進(jìn)近壁動(dòng)量交換,因此前緣壓力尖峰在低Re下能否作為有效轉(zhuǎn)捩調(diào)控策略以及對(duì)葉片表面附面層的影響及機(jī)制尚未明晰,亟需進(jìn)一步研究。

基于此背景,本文針對(duì)高負(fù)荷增壓級(jí)下壓流道內(nèi)正交葉片某一截面處的葉型為研究對(duì)象,通過用形狀函數(shù)變換(CST)[22]造型方法進(jìn)行改型設(shè)計(jì),利用數(shù)值模擬手段,研究了低Re下層流分離及轉(zhuǎn)捩特性對(duì)不同葉型的響應(yīng)規(guī)律,闡明了增壓級(jí)典型葉型關(guān)鍵幾何參數(shù)對(duì)附面層發(fā)展的調(diào)控機(jī)制,相關(guān)結(jié)果為適應(yīng)于高空低Re流動(dòng)條件的高負(fù)荷增壓級(jí)先進(jìn)葉型設(shè)計(jì)方法提供一定理論支撐。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 研究對(duì)象

本文研究對(duì)象為高負(fù)荷增壓級(jí)下壓流道正交葉片某一截面處的葉型(標(biāo)注為葉型A),設(shè)計(jì)進(jìn)口馬赫數(shù)(Ma)為0.6,弦長為26.9 mm。該基元級(jí)葉型如圖1所示,其中β1、β2和βs分別表示進(jìn)、出口氣流角和安裝角,Cax和s分別表示軸向弦長和葉型柵距。該葉型部分幾何和氣動(dòng)參數(shù)如表1所示。

表1 葉型A的部分關(guān)鍵幾何及氣動(dòng)參數(shù)

圖1 葉型A基元級(jí)示意圖Fig.1 Cascade-A cascade parameters

在原始葉型A的基礎(chǔ)上,在保證關(guān)鍵幾何參數(shù)不變的前提下,通過利用CST方法進(jìn)行型面優(yōu)化。該方法由類別函數(shù)C(φ)和形狀函數(shù)S(φ)相乘,再加上一個(gè)表示尾緣特征的函數(shù)來擬合葉片型線,即為

ξ(φ)=C(φ)S(φ)+φΔξ

(1)

ξ(φ)=[φN1(1-φ)N2]·

(2)

利用CST方法,將原始葉型載荷前移,獲得葉型B;引入前緣修正,獲得了帶有前緣壓力尖峰葉型C;將葉型C的載荷前移獲得前緣壓力尖峰耦合載荷梯度葉型D。4種基元級(jí)葉型示意、厚度分布和吸力面型線傾斜角變化分別如圖2～4所示。可以看出,3個(gè)變型葉型B、C和D的最大厚度有所減少,前加載葉型B的最大厚度位置向前移動(dòng)了17%軸向弦長;帶有前緣尖峰葉型C最大厚度位置基本保持不變;前緣尖峰耦合載荷梯度葉型D的厚度在20%～60%軸向弦長處有一段平臺(tái)式分布特征,且均有一定幅度減小。兩個(gè)前加載葉型B和D在40%軸向弦長前吸力面型線傾斜角降低幅度更大;前緣尖峰耦合載荷梯度葉型D在30%～40%軸向弦長處傾斜角保持相對(duì)平緩的分布,40%～80%軸向弦長處傾斜角變化較為劇烈;葉型C傾斜角變化和原始葉型A類似,但前緣處傾斜角變化明顯,前緣半徑變大。

圖2 4種基元級(jí)葉型示意圖Fig.2 Four types of cascade diagrams

圖3 4種葉型厚度分布的對(duì)比Fig.3 Comparison of thickness distribution of four cascades

圖4 4種葉型吸力面型線傾斜角分布Fig.4 Inclination angle distribution of suction surface of four cascades

1.2 數(shù)值計(jì)算方法

本文采用CFX軟件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,選取耦合轉(zhuǎn)捩γ-Reθ模型的SSTk-ω湍流模型,計(jì)算域進(jìn)口位于葉片上游1.5倍軸向弦長處,給定總溫、總壓和氣流角;出口位于葉片下游2倍軸向弦長處,給定平均靜壓。葉片表面給定絕熱無滑移邊界,計(jì)算域周向和展向給定周期性邊界條件。計(jì)算網(wǎng)格為Auto-Grid5生成O4H結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格拓?fù)?近壁面網(wǎng)格尺度加密處理,保證y+≤1,經(jīng)網(wǎng)格無關(guān)校核(見圖5)確定單層網(wǎng)格數(shù)約為5萬,計(jì)算網(wǎng)格如圖6所示。

圖5 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證Fig.5 Mesh independency study

圖6 計(jì)算域網(wǎng)格示意圖Fig.6 The grid for calculation

1.3 數(shù)值計(jì)算結(jié)果校核

為驗(yàn)證本文數(shù)值計(jì)算方法的可靠性,利用文獻(xiàn)已有實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的V103葉型進(jìn)行數(shù)值校核。V103葉型作為典型高亞聲速壓氣機(jī)葉型,設(shè)計(jì)進(jìn)口Ma=0.67,在低雷諾數(shù)下表現(xiàn)為層流分離轉(zhuǎn)捩模式[23],與本文研究的葉型來流進(jìn)口馬赫數(shù)為0.6相近。采用與1.2節(jié)完全相同的計(jì)算參數(shù)設(shè)置,計(jì)算和實(shí)驗(yàn)獲得的Re=1.5×105下葉片表面等熵Ma(Maisen)分布如圖7所示。

圖7 V103葉型等熵Ma數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.7 Experimental and numerical results of Ma distribution for V103 cascade

整體來看,Re=1.5×105下計(jì)算獲得的葉片表面等熵Ma的分布和實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好,特別是數(shù)值計(jì)算準(zhǔn)確捕捉到了葉片吸力面40%～60%軸向弦長處的“平臺(tái)式”載荷分布,表明本文采用的數(shù)值計(jì)算方法成功預(yù)測了低Re下葉片表面層流分離泡的尺寸和位置。因此,說明本文的數(shù)值計(jì)算方法在預(yù)測低Re下壓氣機(jī)葉片分離、轉(zhuǎn)捩特性方面具有很高可信度。

2 結(jié)果分析與討論

2.1 葉型變化攻角-總壓性能分析

本文在來流進(jìn)口馬赫數(shù)為0.6、雷諾數(shù)為1.0×105、湍流度為3.8%的條件下,以處在下壓流道中高負(fù)荷增壓級(jí)正交葉片某一截面處的葉型為原始葉型,采用CST方法進(jìn)行改型設(shè)計(jì),通過對(duì)平面葉柵開展數(shù)值研究,獲得葉型變化前、后的氣動(dòng)性能特性。

圖8定量衡量了葉型變化前、后的葉型攻角i特性。其中,總壓損失定義如下

圖8 4種葉型的攻角特性Fig.8 Incidence characteristic of four cascades

(3)

式中:P01、P02分別表示計(jì)算域進(jìn)、出口總壓;P1表示計(jì)算域進(jìn)口靜壓。由圖8可以看出,改型后的3種葉型B、C、D的總壓損失均低于原始葉型A,低總壓損失攻角范圍明顯增大,尤其是前緣尖峰耦合載荷梯度葉型D的負(fù)攻角范圍的性能得到大幅度提升。相比于原始葉型,設(shè)計(jì)工況下3種改型葉型損失分別降低了12.4%、12.5%和18.9%。

圖9分別給出了4種葉型在,0°、±2°、±4°攻角下的吸力面位移厚度沿流向分布圖。位移厚度定義[24]如下

(a)葉型A

(b)葉型B

(c)葉型C

(4)

式中:δ代表邊界層名義厚度;ρ、u分別代表密度和速度;下標(biāo)E代表主流。位移厚度δ*在一定程度上反映了層流分離及轉(zhuǎn)捩特性導(dǎo)致邊界層迅速增長而誘發(fā)的堵塞效果?？梢钥闯?種葉型的位移厚度沿流向緩慢增長,且攻角越大,位移厚度增長越快。在不同攻角下,葉型A和葉型C在40%～60%軸向弦長處位移厚度達(dá)到局部峰值;葉型B和葉型D在不同攻角下位移厚度局部峰值前移至25%～40%軸向弦長處。上述結(jié)果表明,前緣形狀和壓力梯度對(duì)葉片表面的分離及轉(zhuǎn)捩特性均有顯著的調(diào)控效果。

圖10分別給出了4種葉型在0°、±2°、±4°攻角下的吸力面動(dòng)量厚度沿流向分布。動(dòng)量厚度定義如下

(b)葉型B

(c)葉型C

(d)葉型D

(5)

動(dòng)量厚度一定程度上反映葉型損失的大小,且動(dòng)量厚度急劇增大的位置近似認(rèn)為是轉(zhuǎn)捩位置。4種葉型動(dòng)量厚度分布結(jié)果進(jìn)一步證明了轉(zhuǎn)捩特性對(duì)前緣形狀和壓力梯度較為敏感,且轉(zhuǎn)捩完成后,湍流區(qū)動(dòng)量厚度增長速率也存在一定差異,從而影響整體氣動(dòng)損失水平。具體來說,原始葉型A和葉型C在不同攻角下,尾緣處θ變化不大,而葉型B和葉型D在不同攻角下,尾緣處θ隨攻角的減小而減小。

2.2 前緣形狀對(duì)附面層發(fā)展的調(diào)控機(jī)制

葉片吸力面轉(zhuǎn)捩位置直接決定了分離泡的結(jié)構(gòu)和邊界層增長速率。高Re下,葉片表面分離尺度較小,湍流區(qū)黏性耗散對(duì)葉型損失有決定性影響。此時(shí),前緣壓力尖峰通常由于觸發(fā)轉(zhuǎn)捩提前而顯著增加湍流區(qū)黏性損失,最終惡化壓氣機(jī)性能。但是,低Re條件下,層流區(qū)迅速擴(kuò)展,層流分離尺度(或分離泡大小)則成為葉型損失產(chǎn)生的主導(dǎo)因素。此時(shí),前緣壓力尖峰在前緣局部產(chǎn)生較強(qiáng)擾動(dòng),加強(qiáng)高低速區(qū)動(dòng)量交換,觸發(fā)轉(zhuǎn)捩提前而抑制分離泡發(fā)展,有望降低氣動(dòng)損失。

圖11對(duì)比了4種葉型吸力面載荷分布?？梢钥闯?當(dāng)引入前緣尖峰后,吸力面“平臺(tái)式”載荷區(qū)的位置及大小表現(xiàn)出顯著差異,表明分離及轉(zhuǎn)捩特性發(fā)生明顯改變。

圖11 i=0°時(shí)吸力面等熵Ma分布Fig.11 Suction surface isentropic Ma distribution under i=0°

圖12給出了i=0°時(shí)葉型A和葉型C吸力面壁面摩擦系數(shù)Cf分布情況,表2給出了層流分離點(diǎn)(xs)和湍流再附點(diǎn)位置(xr)?？梢钥闯?層流分離點(diǎn)位置幾乎不受前緣壓力尖峰的影響,而湍流再附著點(diǎn)由于前緣壓力尖峰的存在而向葉片前緣移動(dòng),即前緣壓力尖峰的存在減小了層流分離泡的長度。對(duì)比葉型A和葉型C可以看出,吸力面層流分離泡(Laminar Separation Bubbles, LSB)長度LLSB減少了接近10%軸向弦長。顯然,在低雷諾數(shù)下,前緣壓力尖峰可以有效地抑制層流分離泡的發(fā)展,減小流動(dòng)損失。

表2 葉型吸力面層流分離泡結(jié)構(gòu)

圖12 i=0°時(shí)吸力面壁面摩擦系數(shù)Cf分布Fig.12 Skin fraction coefficient distribution under i=0°

為進(jìn)一步分析前緣壓力尖峰對(duì)分離泡發(fā)展的調(diào)控機(jī)理,圖13給出了i=0°時(shí)兩種葉型吸力面近壁區(qū)速度場分布,其中uin為進(jìn)口速度,虛線為形狀因子H12分布。形狀因子H12為邊界層位移厚度和動(dòng)量厚度的比值,反映了邊界層速度型分布,Walker[25]把H12=3.7作為壓氣機(jī)葉片表面流動(dòng)分離的判斷準(zhǔn)則?？梢钥闯?0°攻角下峰值位置近似表示分離泡最大厚度位置(也即是轉(zhuǎn)捩位置),且H12峰值越大,分離泡越厚,近壁區(qū)回流越強(qiáng)。對(duì)比發(fā)現(xiàn):前緣壓力尖峰在設(shè)計(jì)攻角(i=0°)下明顯減小了H12峰值,對(duì)應(yīng)的分離泡最大厚度也相應(yīng)減小,這進(jìn)一步證明前緣壓力尖峰能夠有效調(diào)控附面層轉(zhuǎn)捩特性,從而消弱層流分離尺度,減小氣動(dòng)損失。

(a)葉型A

(b)葉型B

圖14給出了i=0°葉型吸力面流向沿20%～70%軸向弦長處邊界層速度型分布?？梢钥闯?在分離之前(x/Cax=30%),邊界層內(nèi)速度型發(fā)展平緩,厚度較薄。隨著氣流向下游發(fā)展,進(jìn)入逆壓區(qū)域,邊界層動(dòng)量迅速減少,開始出現(xiàn)流動(dòng)分離。在x/Cax=40%處,葉型A和葉型C邊界層速度型上揚(yáng)擠壓主流,形成更加飽滿的速度型,發(fā)展出分離剪切層。結(jié)合圖13可以看出,此時(shí)邊界層內(nèi)部形成分離泡結(jié)構(gòu),在其后部出現(xiàn)回流現(xiàn)象,加大了流動(dòng)摻混損失。在70%軸向弦長處,葉型A和葉型C速度型呈現(xiàn)典型的湍流邊界層特征,表明轉(zhuǎn)捩完成。對(duì)比來看,在x/Cax=40%位置上游,葉型A和葉型C邊界層速度分布相似。但是,當(dāng)轉(zhuǎn)捩完成后(x/Cax=50%),引入的前緣壓力尖峰能夠通過抑制分離泡的發(fā)展,延緩邊界層增長,湍流區(qū)各流向位置處邊界層厚度減小,降低氣動(dòng)損失,這和上文結(jié)論一致。

(a)x/Cax=20%

(b)x/Cax=30%

(c)x/Cax=40%

(d)x/Cax=50%

(e)x/Cax=60%

(f)x/Cax=70%

圖15給出了i=-4°和i=4°兩種葉型吸力面近壁區(qū)速度分布云圖?？梢钥闯?在非設(shè)計(jì)攻角下,帶有前緣壓力尖峰葉型C的分離泡增長幅度均小于葉型A,近壁低能回流大幅減小,且分離泡下游湍流區(qū)邊界層增長更為緩慢,明顯減小了尾緣流動(dòng)堵塞和摻混損失。上述結(jié)果表明:當(dāng)通過合理設(shè)計(jì)前緣形狀,所引入的前緣壓力尖峰能夠在設(shè)計(jì)和非設(shè)計(jì)攻角下,有效調(diào)控葉片表面轉(zhuǎn)捩特性,抑制分離泡發(fā)展,消弱甚至消除尾緣大尺度流動(dòng)分離,降低氣動(dòng)損失,從而更加適應(yīng)于低Re流動(dòng)條件。

(a)葉型A,i=-4°

(b)葉型C,i=-4°

(d)葉型C,i=4°

2.3 壓力梯度對(duì)附面層發(fā)展的調(diào)控機(jī)制

除了引入前緣尖峰外,通過合理調(diào)整葉片壓力梯度,也有望控制葉片表面分離、轉(zhuǎn)捩過程,降低葉型氣動(dòng)損失。本文在進(jìn)行葉型表面壓力梯度分布調(diào)整時(shí),將0°攻角時(shí)吸力面峰值Ma位置前移至8%軸向弦長處(見圖11),獲得前加載葉型B。詳細(xì)對(duì)比了葉型A和葉型B兩種葉型表面分離、轉(zhuǎn)捩特性,明晰壓力梯度分布對(duì)附面層發(fā)展的調(diào)控機(jī)制。

圖16給出了i=0°時(shí)吸力面壁面摩擦系數(shù)Cf分布情況?？梢钥闯?葉型B在x/Cax=25.6%軸向位置處發(fā)生層流分離,在x/Cax=46.5%位置處發(fā)生湍流再附,相比于原始葉型A,前加載葉型表面分離泡長度減小6.9%Cax。這表明:葉型壓力梯度前移能夠有效抑制分離泡發(fā)展,進(jìn)而影響氣動(dòng)損失大小。

圖16 i=0°時(shí)吸力面壁面摩擦系數(shù)Cf分布Fig.16 Skin fraction coefficient distribution under i=0°

圖17給出了i=0°兩種葉型吸力面近壁區(qū)速度分布云圖?？梢钥闯?前加載葉型B吸力面分離泡位置前移,分離泡長度和最大厚度均有所降低,對(duì)應(yīng)的H12峰值減小。另外,從圖18中湍流度分布云圖可知,在轉(zhuǎn)捩完成后,分離泡下游的高湍流度區(qū)域也顯著縮小,表明湍流區(qū)黏性耗散也有所降低。因此,前加載壓力梯度分布能夠同時(shí)減小分離泡內(nèi)部轉(zhuǎn)捩損失和湍流區(qū)黏性耗散損失,從而顯著提升低Re下葉型氣動(dòng)性能。

(a)葉型A

(b)葉型B

(a)葉型A

(b)葉型B

上述研究結(jié)果表明,前緣壓力尖峰和前加載壓力梯度均能調(diào)控轉(zhuǎn)捩進(jìn)程,從而降低葉型氣動(dòng)損失。同時(shí)可以注意到,在負(fù)攻角條件下,原始葉型吸力面分離泡尺度較大,當(dāng)通過前緣壓力尖峰或載荷前移抑制吸力面分離泡發(fā)展時(shí),能顯著改善葉型氣動(dòng)性能。但是,隨著正攻角逐漸增大,葉片吸力面速度峰值Ma前移,分離泡尺度逐漸減小乃至消失。因此,較大正攻角下通過前緣壓力尖峰或載荷前移來抑制分離泡發(fā)展,從而降低損失的效果不明顯,甚至當(dāng)正攻角下分離泡被完全消除后,前加載壓力梯度分布有可能導(dǎo)致尾緣附近出現(xiàn)湍流分離,葉型損失迅速增大,從而限制了正攻角失速范圍的提升。

為探究前緣壓力尖峰與前加載壓力梯度對(duì)轉(zhuǎn)捩特性及氣動(dòng)損失的耦合調(diào)控作用,將帶有前緣壓力尖峰的葉型C載荷進(jìn)一步前移,獲得葉型D。圖19給出了前緣壓力尖峰耦合前加載葉型D在不同攻角下吸力面近壁區(qū)速度分布云圖?？梢钥闯?在不同攻角下前緣壓力尖峰耦合前加載葉型D吸力面H12均保持較低水平,且轉(zhuǎn)捩位置進(jìn)一步前移,對(duì)應(yīng)的分離泡長度和最大厚度也進(jìn)一步較小。這表明,前緣壓力尖峰耦合前加載葉型D繼承了前緣壓力尖峰和載荷前移帶來的氣動(dòng)優(yōu)勢,能夠更大幅度地提升低雷諾數(shù)下葉型的氣動(dòng)性能。該結(jié)果能夠?yàn)榈蚏e下增壓級(jí)下壓流道典型正交葉型設(shè)計(jì)提供有益借鑒。

(a)i=-4°

(b)i=0°

(c)i=4°

3 結(jié) 論

本文以高負(fù)荷增壓級(jí)下壓流道內(nèi)正交葉片某一截面處的葉型為研究對(duì)象,通過高精度參數(shù)化方法對(duì)原始葉型進(jìn)行改型設(shè)計(jì),獲得適合3套不同幾何構(gòu)型的增壓級(jí)葉型。利用數(shù)值計(jì)算方法對(duì)比了低Re下不同葉型的附面層發(fā)展特性,闡明了低Re下前緣壓力尖峰耦合壓力梯度對(duì)轉(zhuǎn)捩及損失的調(diào)控機(jī)制,主要結(jié)論如下。

(1)低雷諾數(shù)下引入前緣壓力尖峰能夠在不引起前緣流動(dòng)分離的情況下,增強(qiáng)分離泡近壁區(qū)動(dòng)量交換,從而誘發(fā)轉(zhuǎn)捩提前,減小分離泡尺寸,降低了分離泡內(nèi)部回流強(qiáng)度,相比于原型,設(shè)計(jì)點(diǎn)葉型總壓損失降低12.4%。

(2)在低雷諾數(shù)下,葉型載荷前移不僅能夠通過促使轉(zhuǎn)捩提前發(fā)生來抑制分離泡發(fā)展,降低分離泡內(nèi)回流強(qiáng)度和轉(zhuǎn)捩過程帶來的損失,也能延緩?fù)牧鬟吔鐚釉鲩L,降低湍流區(qū)黏性損失,使得葉型總壓損失降低了12.5%,從而大幅提升低雷諾數(shù)下葉片氣動(dòng)性能。

(3)前緣壓力尖峰耦合前加載葉型同時(shí)繼承了上述優(yōu)點(diǎn),能夠更為顯著地觸發(fā)轉(zhuǎn)捩提前,更大幅度地延緩邊界層增長,葉型總壓損失下降了18.9%,同時(shí)拓寬了低損失攻角范圍,更進(jìn)一步提升低雷諾數(shù)下葉型的氣動(dòng)性能。