高杰，向宏輝，，楊榮菲，王暉，葛寧

(1.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703；2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016)

尾緣修型對(duì)探針支桿尾跡抑制作用的數(shù)值研究

高杰1，向宏輝1，2，楊榮菲2，王暉1，葛寧2

(1.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703；2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016)

為減小壓氣機(jī)試驗(yàn)中探針支桿尾跡對(duì)下游被測流場的干擾，以圓柱型探針支桿為研究對(duì)象，對(duì)其尾緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行橢圓狀修型處理，并采用數(shù)值模擬方法對(duì)支桿尾緣修型進(jìn)行參數(shù)化研究，分析了修型幾何參數(shù)對(duì)支桿尾跡旋渦抑制作用的變化規(guī)律。研究表明：支桿尾緣實(shí)施橢圓修型后所產(chǎn)生的總壓損失隨著橢圓長短半軸比值的增大而逐漸減??；當(dāng)進(jìn)口馬赫數(shù)不大于0.50時(shí)，尾緣修型可推遲支桿表面附面層的流動(dòng)分離，降低支桿尾跡摻混損失；當(dāng)進(jìn)口馬赫數(shù)大于0.50時(shí)，尾緣修型雖能降低激波強(qiáng)度，但由于未能推遲壁面附面層分離，對(duì)尾跡損失抑制作用減弱。

壓氣機(jī)試驗(yàn)；流場測量；探針支桿；尾緣修型；尾跡損失；總壓損失；附面層分離；數(shù)值模擬

1 引言

接觸式壓力探針以其方便可靠的特點(diǎn)，在壓氣機(jī)內(nèi)流場試驗(yàn)測量研究領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。但其因受結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、測量原理和加工工藝等影響，通常需要固定在具有一定厚度的支撐桿上，而支撐桿在流場中會(huì)對(duì)氣流產(chǎn)生阻礙，并在背風(fēng)面形成低壓低速尾跡區(qū)，沿下游不斷與主流相互摻混，不可避免會(huì)產(chǎn)生氣體流動(dòng)損失，同時(shí)使流場中的氣動(dòng)參數(shù)分布發(fā)生變化，導(dǎo)致測量結(jié)果與無干擾流場之間存在差異——即使是葉型探針同樣也會(huì)影響光滑靜葉表面的流動(dòng)。甚至在一些特殊狀態(tài)下，支桿尾跡沖擊葉片表面流動(dòng)，與葉片表面附面層、激波等相互作用，誘發(fā)葉片表面附面層提前分離，進(jìn)而影響整個(gè)下游流場的流動(dòng)狀態(tài)。從試驗(yàn)評(píng)估角度審視，當(dāng)前壓氣機(jī)強(qiáng)三維內(nèi)流場中軸向/徑向速度、壓力、湍流強(qiáng)度等氣動(dòng)參數(shù)變化梯度大，需要在流場中盡可能多地布置測點(diǎn)以詳細(xì)揭示流場信息，從而保證試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。這無疑要求在同一截面上布置多支探針，進(jìn)一步增大了探針本身的流道堵塞效應(yīng)，其尾跡對(duì)下游的擾動(dòng)也更加明顯。

為有效解決壓氣機(jī)內(nèi)流測量探針支桿對(duì)流場的堵塞擾動(dòng)問題，國內(nèi)外學(xué)者圍繞內(nèi)置式測量探針潛在的堵塞擾動(dòng)問題進(jìn)行了研究，主要體現(xiàn)在以下兩個(gè)方面：①修正探針頭部測量數(shù)據(jù)以提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性；②研究探針與被測流場之間的相互耦合干擾。前者主要對(duì)影響探針頭部測量數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性的因素開展了大量研究：早在上世紀(jì)70年代末，Treaster[1]、Heneka[2]等對(duì)五孔探針和多孔探針開展了校準(zhǔn)應(yīng)用與誤差分析研究；近年來，馬宏偉[3]、王洪偉[4-5]、林其勛[6]、位軍[7]等采用數(shù)值模擬與試驗(yàn)研究相結(jié)合的方法，研究了真實(shí)壓氣機(jī)試驗(yàn)測量時(shí)速度梯度、近壁效應(yīng)和雷諾數(shù)對(duì)探針測量誤差的影響，并給出了相應(yīng)的誤差修正方法。而后者主要集中在探針對(duì)流場的堵塞及尾跡干擾上：馬宏偉等[8]研究了探針支桿對(duì)低速軸流壓氣機(jī)的影響；向宏輝等[9]通過數(shù)值模擬結(jié)合試驗(yàn)驗(yàn)證的方法，研究了葉型探針不同安裝結(jié)構(gòu)對(duì)流場擾動(dòng)及損失的影響；李正等[10]基于實(shí)驗(yàn)及計(jì)算結(jié)果，得出了葉型探針徑向分布的原則，并歸納了葉型探針測試結(jié)果的經(jīng)驗(yàn)修正公式。

為減小壓氣機(jī)試驗(yàn)過程中探針支桿尾跡對(duì)下游被測流場的干擾，本文嘗試開展了支桿尾緣結(jié)構(gòu)修型處理，采用數(shù)值模擬方法研究了尾緣修型參數(shù)對(duì)支桿尾跡損失的影響規(guī)律，以期為抑制支桿尾跡旋渦發(fā)展、改善內(nèi)置式探針擾流與壓氣機(jī)流場的氣動(dòng)交互影響提供技術(shù)支持。

2 數(shù)值計(jì)算方法

計(jì)算模型源于某多級(jí)軸流壓氣機(jī)試驗(yàn)件級(jí)間壓力測量用直徑10 mm的圓柱形探針，對(duì)其后半圓結(jié)構(gòu)采用橢圓結(jié)構(gòu)替代，如圖1所示。根據(jù)不同的橢圓長短半軸比(r=R2/R1)，設(shè)計(jì)了7組(r=1.0、1.5、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0)對(duì)比方案，其中r=1.0即為原型圓柱支桿?？紤]到后續(xù)平面葉柵環(huán)境下的試驗(yàn)驗(yàn)證需要，選取某平面葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)段模型作為計(jì)算域。試驗(yàn)段高度為300 mm，支桿中心距進(jìn)口邊界約200 mm，距出口邊界為500 mm，距上下壁面均為150 mm。由于葉柵風(fēng)洞為二維平面風(fēng)洞，因此本文僅按照二維模型建模。

采用ICEM軟件對(duì)整個(gè)計(jì)算域進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。計(jì)算域大部分區(qū)域采用H型網(wǎng)格，支桿附近則采用O型網(wǎng)格。對(duì)上下端壁及支桿表面等固壁面附近網(wǎng)格進(jìn)行局部加密處理，壁面第一層網(wǎng)格高度為0.01 mm。整個(gè)計(jì)算域網(wǎng)格(圖2)總數(shù)約20 000，網(wǎng)格質(zhì)量大于0.8，滿足計(jì)算要求。

數(shù)值計(jì)算采用Fluent軟件中的基于壓力定常耦合求解器，應(yīng)用有限差分格式并結(jié)合Spalart-Allma?ras湍流模型對(duì)相對(duì)坐標(biāo)系下的三維雷諾平均N-S方程進(jìn)行求解，空間離散采用二階迎風(fēng)差分格式。邊界條件設(shè)定如下：進(jìn)口邊界按標(biāo)準(zhǔn)大氣條件給定總壓、總溫，出口設(shè)置平均靜壓，上下端壁及支桿表面等固壁面采用固體無滑移壁面邊界。計(jì)算過程中監(jiān)視計(jì)算殘差、出口總壓和進(jìn)出口流量，確保計(jì)算結(jié)果的收斂性。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

圖3給出了所有計(jì)算狀態(tài)下總壓損失隨進(jìn)口馬赫數(shù)的變化曲線。其中總壓損失定義為，下標(biāo)1、2分別表示進(jìn)、出口截面。從圖中可以看出，隨著進(jìn)口馬赫數(shù)(Ma1)的增大，氣流流過支桿所產(chǎn)生的總壓損失不斷增大；對(duì)比圓柱支桿，修型后支桿所產(chǎn)生的總壓損失隨著r的增大而逐漸減小。

圖4給出了修型后支桿相對(duì)總壓損失隨橢圓長短半軸比的變化曲線。其中相對(duì)總壓損失定義為ωr=ωe/ωc，下標(biāo)c、e分別表示圓柱支桿和修型支桿?？梢姡瑘D中以Ma1=0.50為分界線，修型后支桿的相對(duì)總壓損失呈現(xiàn)出兩種不同的變化規(guī)律：Ma1≤0.50時(shí)，支桿修型后的流場相對(duì)總壓損失隨r的增大而急劇減小，但降幅隨著r的增大逐漸減??；r=4.0時(shí)支桿修型后流場相對(duì)總壓損失下降了約35%。Ma1＞0.50時(shí)，修型支桿相對(duì)總壓損失隨著r的增大基本呈線性降低，且降低幅度明顯小于低馬赫數(shù)工況；r=4.0時(shí)最大降幅約為15%～20%。

從流場細(xì)節(jié)對(duì)上述現(xiàn)象原因進(jìn)行分析，采用圓柱支桿和r=3.0修型支桿在Ma1=0.50、0.75時(shí)的計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行對(duì)比。圖5、圖6分別給出了圓柱支桿和修型支桿在Ma1=0.50時(shí)流場的總壓、馬赫數(shù)分布云圖。從圖5可知，圓柱支桿后尾跡寬度較支桿迎風(fēng)面寬，且隨著向下游流動(dòng)與主流不斷摻混而略有降低；修型支桿尾跡寬度明顯變窄，其尾跡損失減小。從圖6可知，由于進(jìn)口馬赫數(shù)較低，此時(shí)兩者流場內(nèi)最大馬赫數(shù)均未超過0.90，流場中不存在激波。氣流繞圓柱支桿流過時(shí)，在駐點(diǎn)偏移近90°位置點(diǎn)處已發(fā)生固壁面附面層分離，并在下游逐步形成大回流區(qū)；當(dāng)支桿修型后，固壁面附面層分離點(diǎn)位置大幅向后推移，且尾跡強(qiáng)度顯著減弱。

圖7、圖8分別給出了圓柱支桿和修型支桿在Ma1=0.75時(shí)的流場總壓、馬赫數(shù)分布云圖。從圖7可知，支桿修型未能有效大幅降低尾跡損失。從圖8可知，由于此時(shí)進(jìn)口馬赫數(shù)較高，支桿表面最大馬赫數(shù)已大于1.40，流場中已出現(xiàn)激波，修型后支桿表面高馬赫數(shù)區(qū)域減小，使得支桿激波損失略有降低，但支桿表面附面層分離點(diǎn)位置未向下游推移，不能大幅降低整個(gè)流場損失。

為進(jìn)一步對(duì)比分析尾緣修型前后支桿尾跡對(duì)下游流場的干擾，圖9、圖10分別列出了Ma1=0.50和0.75時(shí)支桿中心下游10倍支桿直徑位置處尾跡總壓損失沿縱向的分布。圖中，L為尾跡損失分布的縱坐標(biāo)?？梢姡篗a1=0.50時(shí)，圓柱支桿尾跡寬度達(dá)到了30 mm，尾跡損失最大可達(dá)0.6；修型后尾跡寬度、強(qiáng)度隨著r的增大不斷降低，r=3.0時(shí)尾跡寬度不足20 mm，尾跡損失最大值降為0.4。而Ma1=0.75時(shí)，修型后支桿尾跡寬度隨著r的增大略有減小，尾跡強(qiáng)度則基本無變化，進(jìn)一步表明此時(shí)支桿修型不能有效降低尾跡損失。

綜上所述，當(dāng)Ma1≤0.50時(shí)，流動(dòng)損失主要為氣流繞支桿固壁面流動(dòng)所產(chǎn)生的沿程摩擦損失和尾跡摻混損失。對(duì)支桿尾緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行橢圓修型，延長了支桿表面流程，減弱了支桿表面氣流的逆壓梯度，使支桿表面附面層流動(dòng)分離點(diǎn)向后推遲，顯著降低了支桿的尾跡摻混損失。在此過程中，雖然會(huì)增加支桿表面沿程摩擦損失，但尾跡損失占主導(dǎo)地位，因而總體上降低了整個(gè)流場的流動(dòng)損失。當(dāng)r增大到一定程度時(shí)，支桿表面沿程損失逐漸增大，降低了尾緣修型對(duì)流動(dòng)損失的抑制效用。當(dāng)Ma1＞0.50時(shí)，流動(dòng)損失除了固壁表面沿程損失和尾跡摻混損失之外，還存在圓柱支桿繞流時(shí)所產(chǎn)生的激波損失；支桿修型后雖能減小支桿壁面附近流場中的高馬赫數(shù)區(qū)域，小幅降低激波損失，但由于壁面附面層分離點(diǎn)未能推遲，故不能有效降低流動(dòng)損失。

4 結(jié)論

(1)對(duì)圓柱型支桿尾部結(jié)構(gòu)進(jìn)行橢圓修型處理，能降低支桿對(duì)下游流場的擾動(dòng)，支桿總壓損失隨著橢圓長短半軸比的增大而逐漸減小。

(2)當(dāng)進(jìn)口馬赫數(shù)不大于0.50時(shí)，尾緣修型能推遲支桿表面附面層流動(dòng)分離，降低支桿尾跡摻混損失。當(dāng)進(jìn)口馬赫數(shù)大于0.50時(shí)，尾緣修型能減小流場中高馬赫數(shù)區(qū)域，小幅降低激波損失，但未降低流動(dòng)損失。

(3)從工程應(yīng)用角度看，對(duì)探針支桿尾緣修型，支桿沿流向尺寸增大，探針支桿剛度增大，探針在流場測量中的強(qiáng)度儲(chǔ)備增加；若進(jìn)一步綜合考慮，可適當(dāng)減小支桿直徑，繼續(xù)削弱支桿對(duì)下游流場的干擾。

[1]Treaster A L，Yocum A M.The calibration and application of five-hole probe[J].ISA Transactions，1979，18(3)：23—34.

[2]Heneka A，Bubeck H.Measuring errors of pneumatic multi-hole-probes[C]//.AIAA 11th Fluid and Plasma Dy?namics Conference.1978.

[3]馬宏偉，蔣浩康.速度梯度、近壁效應(yīng)和Re數(shù)對(duì)壓力探針測量誤差的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，1995，10(4)：337—342.

[4]王洪偉，方劍，王治.速度梯度對(duì)圓柱探針測量的影響及修正[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23(4)：712—717.

[5]王洪偉，陳小龍.五孔探針的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)處理方法[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2010，25(2)：417—423.

[6]林其勛，許都純，劉松齡.壓力探針臨壁效應(yīng)的試驗(yàn)研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，1996，11(1)：56—58.

[7]位軍.壓力探針在有限空間內(nèi)標(biāo)定的堵塞影響及修正[D].北京：北京航空航天大學(xué)，2007.

[8]Ma H W，Li S H，Wei W.Effects of probe support on the flow field of a low-speed axial compressor[J].Journal of Thermal Science，2014，23(2)：120—126.

[9]向宏輝.葉型探針對(duì)壓氣機(jī)性能影響的數(shù)值模擬與試驗(yàn)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2011.

[10]李正.壓氣機(jī)級(jí)間葉型受感部堵塞比對(duì)壓氣機(jī)性能的影響[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2011.

Numerical investigation on effects of reconstruction at probe support trailing edge on wake

GAO Jie1，XIANG Hong-hui1，2，YANG Rong-fei2，WANG Hui1，GE Ning2
(1.Key Laboratory on Aero-engine Altitude Simulation Technology，AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China；2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

Aim to weaken the disturbance of probe support wake on measured flow field in compressor ex?periments,a cylinder probe support reconstructed according to ellipse shape at trailing edge,was investigat?ed the effects of reconstruct geometric parameter on the wake vortex with numerical simulation method.The results show that the total pressure loss around reconstructed probe support decreases with the rise of ratio of long to short half axis.When the mach number at inlet is less than or equal to 0.5,support reconstructing at trailing edge could delay the boundary layer separation at wall surface and decrease its wake loss.But when the mach number is greater than 0.5,the reconstruction method could weaken shock intensity a little, however not decrease the flow loss greatly owing to that the boundary layer separation on wall surface is not delayed.

compressor experiment；flow field measurement；probe support；reconstruction at trailing edge；wake loss；total pressure loss；separation of boundary layer；numerical simulation

V231.3

：A

：1672-2620(2017)01-0028-04

2016-02-01；

：2017-02-16

江蘇省普通高校研究生科研創(chuàng)新計(jì)劃項(xiàng)目(KYLX15_0260)；四川省應(yīng)用基礎(chǔ)研究項(xiàng)目(2017JY0040)

高杰(1987-)，男，四川廣安人，工程師，碩士，主要從事葉輪機(jī)試驗(yàn)技術(shù)研究。