王建明，何朝鋒，馬 陽(yáng)

(沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽(yáng)110136)

葉片局部彎曲對(duì)跨音速軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子性能的影響

王建明，何朝鋒，馬 陽(yáng)

(沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽(yáng)110136)

采用數(shù)值模擬方法研究了一系列彎高和不同彎角的葉片周向彎曲造型設(shè)計(jì)對(duì)NASA Rotor37跨聲速壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的氣動(dòng)性能的影響。結(jié)果表明：動(dòng)葉彎曲能夠有效地提高壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度和效率，且裕度的增量與彎高和彎角呈“雙峰”關(guān)系。動(dòng)葉的周向彎曲能夠引起葉頂?shù)湍芰黧w向主流區(qū)遷移，從而降低葉頂區(qū)域的流動(dòng)損失，但在主流區(qū)流動(dòng)損失有所增加，并且葉片通道內(nèi)流體的質(zhì)量流量沿葉高方向被重新分配。

壓氣機(jī)；動(dòng)葉；彎曲葉片；氣動(dòng)性能

當(dāng)今葉輪機(jī)械中廣泛應(yīng)用了彎曲葉片技術(shù)，其源于附面層遷移理論[1-2]，其中正彎曲葉片和反彎曲葉片都能控制葉柵通道內(nèi)的徑向壓力梯度和展向壓差，彎曲葉片的選擇由流道內(nèi)沿流向的壓力梯度決定。葉柵中的能量損失主要是由于流道內(nèi)軸向、徑向和展向3個(gè)方向的壓力變化而引起的，而彎曲葉片能夠有效地控制三維流場(chǎng)中壓力的分布。

李紹斌等[3]通過(guò)對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)靜葉進(jìn)行局部彎曲修型發(fā)現(xiàn)其具有較強(qiáng)的三維壓力場(chǎng)控制能力和端壁流動(dòng)控制能力，能夠顯著改善近端壁區(qū)域的流動(dòng)，降低流動(dòng)損失。韓萬(wàn)今等[4-5]發(fā)現(xiàn)葉片正彎有助于減少斷臂處的橫向壓力梯度，削弱斷臂二次流動(dòng)，使馬蹄渦起始分離點(diǎn)位置向流道中間偏移，促使通道渦提早發(fā)生。

Axel Fischer等[6]通過(guò)數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)研究了大彎曲靜葉在某跨聲速壓氣機(jī)中的應(yīng)用。研究表明，在高氣動(dòng)負(fù)荷的壓氣機(jī)中，從最大壓比到近失速工作范圍之間，彎曲靜葉能夠削弱流動(dòng)分離，使得總壓比和效率有所增加。而在設(shè)計(jì)點(diǎn)到近阻塞工作范圍之間，由于彎曲葉片表面摩擦損失的增大，引起總壓比和效率的下降。

Gallimore等[7]將葉片三維設(shè)計(jì)應(yīng)用到壓氣機(jī)中，研究表明正彎葉片能夠減小葉頂泄漏損失，但同時(shí)會(huì)增加葉片中部的流動(dòng)損失。Guemmer等[8-10]通過(guò)對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)的靜葉進(jìn)行三維彎掠設(shè)計(jì)，研究發(fā)現(xiàn)葉片掠能夠改變?nèi)~片沿軸向的負(fù)荷分布，同時(shí)也會(huì)對(duì)徑向負(fù)荷的分布有一定的影響；葉片彎則主要對(duì)徑向的壓力分布有影響。Sasaki等[11]發(fā)現(xiàn)前掠和正彎曲葉片能夠減小角隅失速，而直葉片則在葉頂處的負(fù)荷減小而葉片中部的負(fù)荷增加。 本文采用一種簡(jiǎn)單的積疊線彎曲形式對(duì)葉片局部進(jìn)行周向彎曲，利用數(shù)值模擬方法研究不同彎高和彎角對(duì)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的效率及穩(wěn)定裕度的影響。

1 研究對(duì)象及數(shù)值方法

1.1 壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子與計(jì)算方案

本文選擇跨聲速軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子NASA rotor37為研究對(duì)象，該壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子被廣泛的應(yīng)用到葉輪機(jī)械領(lǐng)域CFD代碼的測(cè)試中，其主要設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示，更多詳細(xì)參數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果可參考文獻(xiàn)[12]。

葉片彎曲會(huì)使葉片表面積增大，不同的葉片彎曲方式會(huì)使葉片表面積的增加值發(fā)生不同變化。為了使葉片表面積增加值最小，進(jìn)而控制葉片表面的摩擦損失的增幅在最小值，本文采用一種簡(jiǎn)單的徑向積疊線生成方法，即將葉片的積疊線形式定為折線，在葉片轉(zhuǎn)折處采用圓滑過(guò)渡。圖1為葉片彎曲的積疊線示意圖，其中控制積疊線彎曲程度的參數(shù)為：彎高用H表示，H=1/h，彎角用β表示。本文所研究的積疊線彎曲的高度在上半葉高處，彎角依次取為：10°、15°、20°；彎高依次取為：10%、15%、25%、35%。為了便于下文的結(jié)果分析，現(xiàn)給出彎曲葉片的命名規(guī)則：B表示彎，H表示彎高，A表示角度，即原型葉片表示為BH0A0。

表1 Rotor37的基本設(shè)計(jì)參數(shù)

圖1 彎曲葉片積疊線示意圖

1.2 計(jì)算網(wǎng)格與數(shù)值方法

本文采用的網(wǎng)格生成軟件為NUMECA，專門針對(duì)葉輪機(jī)械的Autogrid網(wǎng)格自動(dòng)生成軟件包。為了提高網(wǎng)格質(zhì)量，采用H-O-H型多塊的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并在葉片頂部間隙處采用蝶形網(wǎng)格，同時(shí)不改變?nèi)~片頂部間隙的幾何形狀。具體參考文獻(xiàn)[12]的網(wǎng)格劃分方法，主流通道周向45個(gè)網(wǎng)格，軸向273個(gè)網(wǎng)格，展向65個(gè)網(wǎng)格，并對(duì)壁面處網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，使壁面第一層網(wǎng)格滿足y+<5，網(wǎng)格總數(shù)約80萬(wàn)。

采用NUMECA/FINE中的Euranus求解器，數(shù)值求解三維雷諾時(shí)均Navier-Stokes方程，差分格式采用二階迎風(fēng)格式輔以矢通量分裂算法，四階Rung-Kuttag法迭代求解，湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。給定進(jìn)口總壓、總溫、氣流角，給定出口中徑處的靜壓，由徑向平衡方程計(jì)算得出其他葉高的靜壓，葉片表面和固壁均采用無(wú)滑移邊界條件和絕熱壁面條件，同時(shí)進(jìn)出口延伸段采用周期性邊界條件。采用多重網(wǎng)格技術(shù)、局部時(shí)間步長(zhǎng)和殘差光順等技術(shù)提高計(jì)算效率和精度[13]。

圖2 網(wǎng)格示意圖

2 結(jié)果與分析

2.1 計(jì)算結(jié)果及驗(yàn)證

本文首先對(duì)Rotor37進(jìn)行了數(shù)值模擬，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比(如圖3所示)。對(duì)比發(fā)現(xiàn)，數(shù)值模擬的壓比特性與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，而效率有一定的偏差(最大效率偏差約1.6%)，這種偏差在可接受范圍內(nèi)。同時(shí)，圖4顯示了在98%阻塞流量工況下，70%葉高處數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)測(cè)得的相對(duì)馬赫數(shù)等值線圖，對(duì)比結(jié)果表明：數(shù)值模擬的相對(duì)馬赫數(shù)的分布與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，并且能夠準(zhǔn)確捕捉到激波發(fā)生的位置與結(jié)構(gòu)。

2.2 總體性能對(duì)比與分析

下面對(duì)一系列不同彎高、彎角的彎曲葉片數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行分析。圖5顯示了不同彎高及彎角葉片對(duì)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子性能影響的結(jié)果對(duì)比。其中定義穩(wěn)定裕度為

(1)

式中：m和π*分別為流量和總壓比，下標(biāo)design和stall分別表示設(shè)計(jì)工況和近失速工況。

圖3 Rotor37特性線

圖5為不同彎高和彎角算例的Rotor37轉(zhuǎn)子的特性對(duì)比。從圖5a中可以看出所有彎曲葉片的算例都能獲得相比于原型更高的穩(wěn)定裕度。并且從圖5a中可以看出，穩(wěn)定裕度的變化與彎高和彎角的之間并不是呈單調(diào)關(guān)系，而是呈“雙峰”關(guān)系，即隨著彎高和彎角的不同穩(wěn)定裕度的提高會(huì)出現(xiàn)一個(gè)峰值，在彎高為25%,彎角在20°處達(dá)到最大值，裕度可提高約4.2%。由此可見，對(duì)Rotor37轉(zhuǎn)子合理的折彎可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定裕度的提高。并且從圖5b中還可以看出，轉(zhuǎn)子的效率會(huì)隨著彎高的增大而減小(最大約減小1%)，隨著彎角的增大轉(zhuǎn)子最大效率減小的幅度會(huì)變小(最大約減小1.5%)。

圖6給出了3組不同彎高和彎角的彎曲葉片與原型葉片在98%葉高處的相對(duì)馬赫數(shù)圖與二維流線圖。從圖6中可以看到，流道內(nèi)主要有兩個(gè)低速區(qū)，分別為葉頂泄漏渦和吸力面分離區(qū)，其中吸力面分離區(qū)的低速區(qū)域變化相對(duì)較小。而通過(guò)流線可以看到，葉頂泄漏渦在通過(guò)流道后半段時(shí)明顯轉(zhuǎn)向下游并且在壓力面后部形成的低速區(qū)面積相對(duì)減小。表明彎曲葉片可以減小葉頂間隙處流場(chǎng)的周向運(yùn)動(dòng)并且減少壓力面后部低能流體的堆積，提高葉頂區(qū)域的流通能力。

圖4 相對(duì)馬赫數(shù)等值線圖

圖7給出了葉型彎曲前后不同葉高截面動(dòng)葉型面的壓力系數(shù)分布圖。在98%葉高處，相比于原型葉片的最大負(fù)荷位置，彎曲葉片的最大負(fù)荷位置(即壓力面與吸力面的最大壓差處)有所滯后，且負(fù)荷有所提高如圖7a所示。隨著彎角的增大，最大負(fù)荷值也有所增大。在圖7b所示的50%葉高處，最大負(fù)荷的位置基本不變。同樣的，彎曲動(dòng)葉最大負(fù)荷位置也有所滯后。與原型葉片相比，彎曲葉片壓力面與吸力面之間的壓差也有一定的提高。這說(shuō)明葉片的周向彎曲提高了動(dòng)葉的負(fù)荷。在5%葉高處，與原型葉片相比其在0.6倍弦長(zhǎng)處的最大負(fù)荷位置出現(xiàn)滯后現(xiàn)象(如圖7c所示)。在最大負(fù)荷出現(xiàn)之前，彎曲葉片與原型葉片的壓力系數(shù)基本保持一致；在最大負(fù)荷之后，壓力面與吸力面的壓力差明顯大于原型葉片，說(shuō)明其做功能力高于原型葉片。

圖5 不同彎高和彎角算例的Rotor37轉(zhuǎn)子特性對(duì)比

圖8為出口處原型葉片與彎曲葉片軸向速度Vz沿葉高方向的分布。從圖8中可以看出：隨著彎高的增大，出口處葉片的軸向速度在35%～75%葉高之間軸向速度逐漸降低；但在75%～90%葉高之間軸向速度逐漸提高。隨著彎角的增大，出口處彎曲葉片的軸向速度在15%～75%葉高之間的軸向速度先升高后降低。這是由于聚集在葉片頂部及根部區(qū)域附近的低能流體向葉片通道的中部遷移，從而導(dǎo)致中部流道內(nèi)的流通面積相對(duì)變小，進(jìn)一步導(dǎo)致流道內(nèi)發(fā)生阻塞而引起的。由完全徑向平衡方程可知，葉片的周向彎曲所產(chǎn)生的徑向力在葉片頂部削弱了離心力的作用[13]，而在葉片根部離心力的作用更為明顯，從而改善了葉片頂部區(qū)域的流動(dòng)，但是也會(huì)對(duì)主流區(qū)的流動(dòng)產(chǎn)生較大程度的影響。另外圖8中出口處葉片軸向速度的分布也表明彎曲葉片也會(huì)對(duì)流道內(nèi)流量沿葉高方向的分布產(chǎn)生影響[14-15]。

圖6 動(dòng)葉頂部間隙內(nèi)相對(duì)馬赫數(shù)等值線和二維流線圖

圖7 動(dòng)葉型面壓力系數(shù)分布

3 結(jié)論

利用計(jì)算流體力學(xué)方法，通過(guò)數(shù)值模擬研究葉片局部彎曲的氣動(dòng)性能，得到以下結(jié)果：

(1)動(dòng)葉上半葉高正彎有利于提高動(dòng)葉的整體性能，轉(zhuǎn)子的穩(wěn)定裕度增值與彎高和彎角之間呈“雙峰”關(guān)系。設(shè)計(jì)合理的彎高和彎角都能獲得相對(duì)較高的穩(wěn)定裕度，同時(shí)轉(zhuǎn)子的最大效率也會(huì)隨著彎高的增大而減小，隨著彎角的增大而增大。

(2)動(dòng)葉的正彎可以減弱葉頂區(qū)域流場(chǎng)的周向運(yùn)動(dòng)，并且在壓力面后部低速區(qū)面積變小，提高了葉頂區(qū)域的流通能力。

圖8 出口處動(dòng)葉軸向速度沿葉高分布

(3)葉片的周向彎曲可以隨著彎高和彎角的變化改善葉片根部的壓力梯度分布，從而影響流道內(nèi)流量沿葉高方向的分布，使得壓氣機(jī)葉柵通道內(nèi)流動(dòng)損失降低。

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(責(zé)任編輯：吳萍 英文審校：趙歡)

Effects of partialbend of blade on rotor performance in transonic axial compressor

WANG Jian-ming,HE Chao-feng,MA Yang

(Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136，China)

Effects of circumferential bend designs(i.e.bowed height and bowed angles)of blade on aerodynamic performance of rotor in a transonic compressor(NASA Rotor 37)were investigated by numerical simulation mothed.The results show that the bend of blade could effectively improve rotating stall margin and adiabatic efficiency of the compressor.The increase of the rotating stall is attributed to the bowed height and bowed angles,and their relationship looks like two-peaks.The circumferential bend can make low-energy fluid of the blade tiptransportinto mainstream,resultingin flow loss in blade tip region.The bend also leads to the increase of flow loss in the mainstream,and mass flow in blade passage isredistributed alonghigh direction of the blade.

compressor;rotor blade;bowed blade;aerodynamic performance

2016-11-15

國(guó)家自然科學(xué)基金(項(xiàng)目編號(hào)：51476106)

王建明(1975-)，男，遼寧昌圖人，副教授，博士，主要研究方向：流體機(jī)械，空氣動(dòng)力學(xué)，E-mail:jmwang75@163.com。

2095-1248(2017)01-0020-06

V235.1

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.01.003