李鳳鳴，桂荔，錢宇，馬姍

（中國(guó)民用航空飛行學(xué)院，四川 廣漢 618307）

0 引言

為了達(dá)到更高的壓比，高負(fù)荷壓氣機(jī)已成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的主要趨勢(shì)。高負(fù)荷壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)更加復(fù)雜，尤其是在葉片吸力面和輪轂之間的三維角區(qū)內(nèi)堆積了大量的低能流體。大量實(shí)驗(yàn)研究表明［1-3］，隨著氣動(dòng)載荷的增加，軸向逆壓梯度越高，低能流體的聚積越多，這將對(duì)整級(jí)壓氣機(jī)造成不利影響。因此，消除低能流體的聚集、控制角區(qū)分離的發(fā)展成為高負(fù)荷軸流壓氣機(jī)的研究熱點(diǎn)之一。

實(shí)際上，為了控制因壓氣機(jī)內(nèi)部氣流分離帶來的性能惡化，多種主動(dòng)/被動(dòng)流動(dòng)控制方法被提出可用于航空航天領(lǐng)域［3-4］。其中，附面層抽吸技術(shù)表現(xiàn)出了顯著優(yōu)勢(shì)。該技術(shù)在軸流壓氣機(jī)上的應(yīng)用可追溯到20 世紀(jì)50 年代［5］。該技術(shù)主要用于去除端壁附近的低能流體，減少壓氣機(jī)的損失。附面層抽吸技術(shù)主要應(yīng)用于軸流壓氣機(jī)靜子通道中，Kerrebrock 等［6］提出了一種吸附式壓氣機(jī)，研究發(fā)現(xiàn)該方法可以有效去除附面層內(nèi)的低能流體，提高壓氣機(jī)的增壓能力。Gbadebo 等［7］分析了附面層吸氣槽的2 種位置對(duì)壓氣機(jī)葉片吸力面角區(qū)分離的影響。研究認(rèn)為：這2 種位置在降低總壓損失和改善通道堵塞方面表現(xiàn)出強(qiáng)大的能力。

自2011 年以來，柏林工業(yè)大學(xué)和德國(guó)航空航天中心對(duì)附面層吸氣技術(shù)影響壓氣機(jī)葉柵性能進(jìn)行了大量的研究。基于Gbadebo 的研究，Chen 等［8-9］深入分析了端壁吸氣槽位置對(duì)壓氣機(jī)葉柵性能的影響，得出結(jié)論：吸氣槽的軸向范圍應(yīng)覆蓋角區(qū)分離的起始點(diǎn)，提出了分離點(diǎn)位置與吸氣槽設(shè)計(jì)之間存在必然聯(lián)系。有學(xué)者對(duì)關(guān)于吸氣槽吸出氣體量對(duì)壓氣機(jī)葉柵性能的影響進(jìn)行了研究。Gmelin 等［10］發(fā)現(xiàn)，隨著吸出的氣體流量增大，葉柵的總壓損失逐漸減小，靜壓升系數(shù)逐漸增大。當(dāng)吸出氣體流量增大到一定值時(shí)，總壓損失和靜壓升系數(shù)趨于不變。然而，在大多數(shù)關(guān)于附面層吸氣槽對(duì)壓氣機(jī)性能影響的研究中，都使用了1%的吸氣流量比［11-12］，因?yàn)檩^大的吸氣量需要更多的外部能耗。因此，為了保證本文的研究具有參考意義，依舊選擇了吸氣流量比1%的吸氣槽作為改善壓氣機(jī)葉柵性能的主動(dòng)流動(dòng)控制方法。

本文將以全葉高吸氣槽為研究對(duì)象，試圖探討吸氣槽軸向位置與葉柵角區(qū)分離之間的關(guān)聯(lián)性。在本研究中，將實(shí)現(xiàn)以下主要目標(biāo)：

（1） 定量表示角區(qū)分離點(diǎn)位置，并討論某特定工況下吸氣槽最佳位置與分離點(diǎn)的關(guān)系。

（2） 分析不同迎角下，吸氣槽軸向位置對(duì)葉柵性能的影響，并提出吸氣槽軸向位置設(shè)計(jì)意見。

1 軸流壓氣機(jī)葉柵及吸氣方式介紹

此次研究選擇了一高亞聲速軸流壓氣機(jī)葉柵，該葉柵剖面來源于NACA-65 K48 葉型［9］。Karsten Liesner，Robert Meyer 等研究學(xué)者已經(jīng)在德國(guó)宇航中心推進(jìn)技術(shù)研究所的高亞聲速葉柵實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞中，借助油流顯示技術(shù)對(duì)該原型葉柵進(jìn)行了空氣動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)。該風(fēng)洞的葉柵入口連接一寬40 mm、長(zhǎng)90 mm的矩形噴管，噴管收縮比為1∶218，可將葉柵來流Ma數(shù)加速至0.7。本文選用的葉柵詳細(xì)氣動(dòng)及幾何參數(shù)由2.1 節(jié)給出。

1.1 壓氣機(jī)葉柵介紹

葉柵設(shè)計(jì)來流Ma數(shù)為0.67，雷諾數(shù)為560 000。表1 給出了該葉柵的真實(shí)幾何尺寸及實(shí)驗(yàn)時(shí)的主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)，表中涉及的參數(shù)可參照?qǐng)D1。圖1 反映了實(shí)驗(yàn)葉柵的二維排布方式以及重要的幾何、氣動(dòng)參數(shù)［8］。圖中的主要符號(hào)已在表1 中給出，t代 表 柵 距，LE（leading edge）代 表 葉 片 前 緣，TE（trailing edge）代表葉片尾緣。實(shí)驗(yàn)中的測(cè)量截面位于葉片尾緣下游0.4 倍弦長(zhǎng)位置處。

圖1 葉柵的二維幾何示意圖［13］Fig. 1 Two-dimensional geometry of cascade［13］

表1 壓氣機(jī)葉柵的幾何參數(shù)及氣動(dòng)參數(shù)Table 1 Geometric and aerodynamic parameters of compressor cascade［8］

1.2 吸氣槽介紹

在較大迎角下，軸流壓氣機(jī)葉柵通道內(nèi)端壁附面層會(huì)在高的橫向壓力梯度作用下被推向葉片吸力面，在葉片吸力面-端壁角區(qū)范圍內(nèi)形成流動(dòng)分離。在葉片吸力面開吸氣槽可將堆積在槽附近的附面層吸除，進(jìn)而達(dá)到改善流場(chǎng)性能的效果。

本文所研究的是一全葉高展向吸氣槽，圖2 和圖3 分別給出了葉柵的開槽示意圖。圖2 為帶吸氣槽及吸氣腔的葉柵三維幾何模型，為了模擬吸氣槽內(nèi)的真實(shí)非均勻吸力，在葉片內(nèi)部模仿了真實(shí)的吸氣葉片并建立了吸氣腔，為了使吸氣腔出口邊界處的流動(dòng)不影響吸氣槽與葉片吸力面交界面間的流動(dòng)，將吸氣槽出口長(zhǎng)度延長(zhǎng)0.5 倍葉展高度。

圖3 吸氣槽二維俯視圖Fig. 3 Two-dimensional top view of suction slot

圖3 為吸氣葉柵的二維俯視圖。本文主要研究展向吸氣槽軸向位置對(duì)葉柵性能的影響，因此借助展向槽中心點(diǎn)（圖中紅點(diǎn)所在位置）到葉片前緣的軸向距離ZSS（Z軸方向?yàn)檩S向，SS為suction slot的縮寫）來描述吸氣槽的位置。吸氣槽寬度用WSS（W為width 的縮寫）表示，本文選取的槽寬為WSS=1%C。

2 數(shù)值仿真方法

2.1 計(jì)算域及邊界條件

本文的數(shù)值仿真結(jié)果將借助商業(yè)軟件Ansys CFX 完成，計(jì)算網(wǎng)格由Numeca 軟件中的IGGAutogrid5 模塊生成，計(jì)算域、邊界條件及網(wǎng)格劃分方式如圖4 所示?？紤]到軸流壓氣機(jī)葉柵具備上下對(duì)稱結(jié)構(gòu)，因此為了簡(jiǎn)化工作量，計(jì)算域生成了一半葉高。流場(chǎng)中的固壁定義為“無滑移壁面”，葉柵通道、吸氣槽以及吸氣腔上表面定義為“對(duì)稱面”。進(jìn)口設(shè)置為總壓，并通過改變氣流角來調(diào)節(jié)迎角大小。通道出口靜壓設(shè)置為大氣壓，為確保出口氣流充分混合，出口邊界延伸至葉片尾緣下游2.5 倍軸向弦長(zhǎng)位置。吸氣腔出口設(shè)置為“靜壓”，通過對(duì)靜壓的調(diào)節(jié)來改變吸氣流量，周期性邊界設(shè)置為“平移周期”。

圖4 計(jì)算域及網(wǎng)格Fig. 4 Computing domain and grid

為保證Y+值小于1，近壁面第1 層網(wǎng)格高度定義為10-6。邊界層內(nèi)網(wǎng)格擴(kuò)張比為1.1，節(jié)點(diǎn)數(shù)為33。為保證網(wǎng)格質(zhì)量，葉片周圍采用O 形拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。為準(zhǔn)確捕捉流場(chǎng)，葉片前緣、尾緣采用加密處理。為確保網(wǎng)格質(zhì)量及計(jì)算準(zhǔn)確性，吸氣腔內(nèi)部采用蝶形拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行網(wǎng)格劃分，吸氣槽周圍網(wǎng)格進(jìn)行局部加密處理。網(wǎng)格的局部處理可在圖4 的放大圖中找到。

2.2 網(wǎng)格及數(shù)值模型驗(yàn)證

參考CHEN Pingping 等［8］針對(duì)該葉柵的數(shù)值仿真經(jīng)驗(yàn)，湍流模型采用SSTk-ω。網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證對(duì)于在節(jié)約計(jì)算資源的前提之下保證結(jié)果的準(zhǔn)確性是非常有意義的。本文采用了8 套網(wǎng)格進(jìn)行驗(yàn)證，最少一套網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)為54 萬，此后沿3 個(gè)方向等節(jié)點(diǎn)數(shù)增加（邊界層內(nèi)網(wǎng)格固定），保證每次的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)增加量為60 萬左右（葉片周圍為O 型網(wǎng)格，因此很難做到統(tǒng)一），最終得到的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)分別為54 萬、100 萬、163 萬、242 萬、298 萬、345 萬、391 萬和443 萬。提取不同網(wǎng)格數(shù)流場(chǎng)中測(cè)量截面（葉片尾緣下游0.4 倍軸向弦長(zhǎng)位置）處的質(zhì)量流量平均總壓損失系數(shù)ζ及馬赫數(shù)Ma，并將ζ和Ma隨網(wǎng)格數(shù)的變化在圖5 中給出。從圖5 中可以發(fā)現(xiàn)，隨著網(wǎng)格數(shù)的增加，ζ逐漸減小且Ma逐漸增大。當(dāng)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)大于345 萬時(shí)，ζ和Ma的數(shù)值幾乎不變。認(rèn)為當(dāng)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)大于345 萬后，網(wǎng)格數(shù)的增加對(duì)于葉柵性能影響較小。因此在進(jìn)行后續(xù)研究時(shí)，將采用345 萬網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)（半葉高）。這里提到的總壓損失系數(shù)ζ是反映壓氣機(jī)葉柵性能的重要參數(shù)，定義式為

圖5 測(cè)量截面處總壓損失系數(shù)及馬赫數(shù)隨網(wǎng)格數(shù)的變化Fig. 5 Variations of total pressure loss coefficient and Mach number on the measuring section with grid number

式 中：Pt為 總 壓；P為 靜 壓，角 標(biāo)in 代 表 進(jìn) 口 截 面；（x，y，z）表示當(dāng)?shù)貐?shù)，如圖5 中的當(dāng)?shù)匚恢眠x擇為測(cè)量截面。

圖6 將數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，用于驗(yàn)證本文所采用的數(shù)值仿真手段的可靠性。圖中的橫坐標(biāo)為無量綱化的葉片高度，縱坐標(biāo)分別為總壓損失系數(shù)ζ和出口氣流角β2。通過對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，總壓損失可以被很好地捕捉，尤其是沿葉高方向上的變化趨勢(shì)。只是在靠近葉柵端壁區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)了少量的欠預(yù)估的情況，這有可能是由于在實(shí)際測(cè)量時(shí)，近端區(qū)流場(chǎng)的測(cè)量誤差所導(dǎo)致的。另一方面，出口氣流角沿葉高的變化趨勢(shì)也基本被準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，只是整體有過預(yù)估的情況，但不明顯，對(duì)整個(gè)流場(chǎng)性能的估計(jì)影響不大。因此，認(rèn)為本文所采用的數(shù)值仿真手段合理、可靠，可以用于進(jìn)一步的研究。

圖6 數(shù)值仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)對(duì)比Fig. 6 Comparison between numerical simulation and experiment results

3 仿真結(jié)果分析

3.1 吸氣方案介紹

葉片吸力面的附面層吸氣技術(shù)可以有效吸除固壁附近的低能氣體［13-14］。有研究表明，吸氣槽的軸向位置對(duì)于葉柵總壓損失的減少具有重要影響［13］。但現(xiàn)有研究中，很少有將吸氣槽軸向位置對(duì)葉柵氣動(dòng)性能的影響進(jìn)行定量研究。因此，本文提出對(duì)葉片吸力面抽氣槽軸向位置與葉柵總壓損失之間的關(guān)聯(lián)性進(jìn)行分析。

首先對(duì)吸氣槽設(shè)計(jì)方案進(jìn)行介紹。圖7 所示為葉柵剖面圖，考慮到葉片兩端較薄，不易開槽，因此，沿Z軸方向建立如圖中的7 個(gè)吸氣槽軸向位置。圖中Z軸坐標(biāo)為無量綱化的葉柵軸向尺寸，無量綱化后的葉片軸向弦長(zhǎng)為1。吸氣槽到Y(jié)軸之間的距離為0.2～0.8，槽與槽之間間隔0.1，就得到了從0.2開始的7 個(gè)軸向位置。7 個(gè)槽（圖7 中紅色部分）的命名分別為SS1～SS7，SS1到Y(jié)軸的軸向距離為0.2C，SS2到Y(jié)軸的軸向距離為0.3C等，依此類推，如圖7所示。

圖7 吸氣方案Fig. 7 Suction scheme

當(dāng)流場(chǎng)中采用了附面層吸氣技術(shù)時(shí)，由于部分氣流從吸氣槽中流出，因此，在計(jì)算總壓損失時(shí)，應(yīng)將吸氣槽的影響考慮進(jìn)來。計(jì)算帶吸氣槽葉柵的總壓損失時(shí)，將采用修正后的總壓損失系數(shù)ζsuc：

式中：下標(biāo)ple 表示葉片吸氣腔plenum 出口截面；m?為吸氣腔出口截面處的質(zhì)量流量率，用吸氣腔出口截面流量/流場(chǎng)通道進(jìn)口截面流量得到。下文提到總壓損失系數(shù)時(shí)，不帶吸氣槽的原型葉柵指ζ，帶吸氣槽的葉柵指ζsuc。

3.2 吸氣槽性能分析

為了得到吸氣槽軸向位置與葉片吸力面角區(qū)分離之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系，將采用式（3）來描述吸氣槽位置：

式中：ZCS為對(duì)應(yīng)工況下三維角區(qū)分離起始位置到葉柵前緣LE之間的距離，角標(biāo)i代表不同吸氣槽。設(shè)計(jì)工況（0°迎角）下，ZCS的值為0.45C，如圖8 所示。因此，吸氣槽軸向位置可表示為表2 所示。

圖8 設(shè)計(jì)工況下三維角區(qū)分離Fig. 8 Three-dimensional corner separation in design conditions

表2 關(guān)聯(lián)角區(qū)分離點(diǎn)后的吸氣槽軸向位置Table 2 Axial position of suction slot behind associated corner separation point

若表2 中的軸向位置的值為負(fù)，說明吸氣槽位置在角區(qū)分離起始位置的上游，相反則位于下游。例如吸氣槽SS1，表示該槽位于角區(qū)分離起始位置上游，且到分離點(diǎn)間的軸向距離為0.56 倍的ZCS。

圖9 給出了設(shè)計(jì)工況（0°迎角）下，不同軸向位置的吸氣槽對(duì)葉柵總壓損失系數(shù)的影響。紅色虛線代表了原型葉柵的總壓損失系數(shù)值，黑色標(biāo)識(shí)代表了帶吸氣槽的葉柵總壓損失系數(shù)值。圖中藍(lán)色圓點(diǎn)代表原型葉柵分離點(diǎn)起始位置。圖9 及其后圖中的總壓損失系數(shù)值，均為在出口截面上測(cè)得的質(zhì)量流量平均值，其值為

圖9 總壓損失系數(shù)與吸氣槽的位置關(guān)系（0°迎角）Fig. 9 Relationship between total pressure loss coefficient and suction slot position（at an angle of incidence of 0°）

從圖9 中可以發(fā)現(xiàn)，隨著吸氣槽軸向位置從靠近葉片前緣的位置（SS1）向后移動(dòng)到靠近葉片尾緣（SS7）時(shí)，總壓損失系數(shù)變化較大，出現(xiàn)了先減小后增大的趨勢(shì)。可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)吸氣槽位置位于分離點(diǎn)起始位置上游時(shí)，即SS1～SS3，總壓損失系數(shù)升高（在紅色虛線上方），對(duì)葉柵性能產(chǎn)生了不利影響。當(dāng)吸氣槽位置位于分離點(diǎn)起始位置下游時(shí)，即SS4～SS7，總壓損失系數(shù)減小（在紅色虛線下方），且呈現(xiàn)出先減小后增大的趨勢(shì)，并且可以找到一個(gè)最佳位置SS5。因此可以得到以下結(jié)論：

全葉高吸氣槽的軸向位置對(duì)葉柵總壓損失影響較大。當(dāng)吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)上游時(shí)，對(duì)葉柵性能產(chǎn)生不利影響，使得總壓損失系數(shù)增加。當(dāng)吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)下游時(shí)，總壓損失系數(shù)減小，并且在SS5處得到總壓損失最小值。結(jié)合表2 可得，設(shè)計(jì)工況下，當(dāng)吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)下游，且距離分離點(diǎn)間的軸向距離為0.33 倍的ZCS時(shí)為最佳，可以使總壓損失系數(shù)降低10.9%。

為了得到形成以上結(jié)論的原因，需要對(duì)葉柵通道內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行分析。圖10 對(duì)比了原型葉柵、帶吸氣槽SS1葉柵以及帶吸氣槽SS5葉柵在設(shè)計(jì)工況下（0°迎角）的三維流場(chǎng)。SS1和SS5分別為總壓損失最大和最小的2 個(gè)典型案例。葉片吸力面吸氣槽用紅色標(biāo)記，壁面上顯示出了極限流線。圖中藍(lán)色三維等值面的提取值為vz=-0.000 1 m/s，表示被等值面包裹范圍內(nèi)的氣流速度沿軸向Z為負(fù)值，即等值面內(nèi)氣流為回流，代表氣流分離區(qū)域。在葉片尾緣下游0.4 倍弦長(zhǎng)處取一截面，并提取出該位置處總壓損失系數(shù)云圖。

圖10 典型吸氣槽軸向位置對(duì)葉柵性能的影響Fig. 10 Effect of axial position of typical suction slot on cascade performance

如圖10 a），原型葉柵中三維氣流分離起始位置出現(xiàn)于葉片前緣LE下游0.45 倍弦長(zhǎng)處，若吸氣槽可以吸除部分分離氣體，可達(dá)到改善葉柵流場(chǎng)的目的。如圖10 b），當(dāng)吸力面吸氣槽位于葉片前緣LE下游0.2 倍弦長(zhǎng)處（SS1）時(shí)，可以看到三維流動(dòng)分離區(qū)域反而增加了，主要體現(xiàn)在沿Z軸范圍內(nèi)的增加，并且葉片下游截面上的總壓損失也出現(xiàn)了顯著增加的情況。

而反觀圖10 c），當(dāng)吸氣槽位于葉片前緣LE下游0.6 倍弦長(zhǎng)處（SS5）時(shí)，三維角區(qū)分離范圍明顯減小，主要表現(xiàn)在沿Z軸范圍的減小。通過葉片下游截面上總壓損失系數(shù)云圖也可以看到，原本的損失被削弱，并且高損失區(qū)范圍也被顯著縮小，起到了很好地改善壓氣機(jī)葉柵性能的目的。通過以上分析不難總結(jié)出：

若吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)上游過多，會(huì)將吸氣槽下游部分原本已經(jīng)正常流入下游的氣流抽吸到上游來，造成更多的回流，加劇了氣流的分離。當(dāng)吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)下游某一合適的位置處時(shí)，不僅吸氣槽上游的分離現(xiàn)象幾乎消失，其下游的氣流分離區(qū)域也會(huì)顯著減小，總壓損失降低。

為進(jìn)一步說明吸氣槽軸向位置與角區(qū)分離間的聯(lián)系，將分析2°迎角下，不同軸向位置的吸氣槽對(duì)葉柵總壓損失系數(shù)的影響。從圖11 中可以看出，該工況下三維角區(qū)分離的起始位置位于葉片前緣LE下游0.32 倍的弦長(zhǎng)處。

圖11 2°迎角下三維角區(qū)分離Fig. 11 Three-dimensional corner separation at an angle of incidence of 2°

圖12 給出了2°迎角下，不同軸向位置的吸氣槽對(duì)葉柵總壓損失系數(shù)的影響。圖中標(biāo)注方法與圖9一致。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，隨著吸氣槽軸向位置從SS1向后移動(dòng)到SS7，總壓損失系數(shù)出現(xiàn)了先減小后增大的趨勢(shì)，與0°迎角下一致。不同的是，當(dāng)吸氣槽向后移動(dòng)到SS3位置處時(shí)，總壓損失系數(shù)減小到小于原型葉柵的值。這是因?yàn)樵?°迎角下，角區(qū)分離的起始位置已經(jīng)前移到了圖11 中的位置。此時(shí)的吸氣槽SS3位于了分離點(diǎn)之后，因此出現(xiàn)了總壓損失系數(shù)降低的情況。這進(jìn)一步印證了上述觀點(diǎn)，即當(dāng)吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)下游時(shí)，總壓損失系數(shù)減小。參考式（3）的表示方法，可得當(dāng)吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)下游，且距離分離點(diǎn)間的軸向距離為0.87 倍的ZCS時(shí)為最佳位置，可以使總壓損失系數(shù)降低8.2%（該值可在圖13 中得到）。

圖12 總壓損失系數(shù)與吸氣槽位置關(guān)系（2°迎角）Fig. 12 Relationship between total pressure loss coefficient and suction slot position（at an angle of incidence of 2°）

圖13 不同工況下吸氣槽SS5的影響Fig. 13 Effect of suction slot SS5 in different conditions

為了進(jìn)一步說明吸氣槽SS5的優(yōu)勢(shì)，圖13 對(duì)比了0°～6°迎角下吸氣槽對(duì)葉柵總壓損失的影響。該圖下半部分為總壓損失系數(shù)值，上半部分為采用吸氣槽SS5后的總壓損失變化量?？梢园l(fā)現(xiàn)，在小迎角工況下，吸氣槽SS5表現(xiàn)出了顯著優(yōu)勢(shì)，尤其是在設(shè)計(jì)工況下（0°迎角），總壓損失系數(shù)減小最多，減小了10.9%。迎角小于4°時(shí)，總壓損失減小量在8.2%到10.9%之間，減小較多。迎角大于4°時(shí)，吸氣槽就無法起到改善葉柵通道性能的作用了，總壓損失出現(xiàn)了少量增加的現(xiàn)象。因此，不難得到以下結(jié)論：

在中小迎角下，位于原型葉柵分離點(diǎn)下游的吸氣槽具有減少總壓損失的能力。本文所選吸氣槽為SS5，中小迎角指0°～4°。當(dāng)迎角較大時(shí)（大于4°），位于原型葉柵分離點(diǎn)下游的吸氣槽則很難起到改善葉柵性能的作用。

為進(jìn)一步分析吸氣槽SS5對(duì)不同迎角下葉柵性能的改善情況，圖14 給出了典型工況（0°、2°、4°迎角）下原型葉柵（圖14 a））和帶吸氣槽SS5葉柵（圖14 b））的三維流場(chǎng)對(duì)比圖。藍(lán)色三維等值面內(nèi)氣流為回流，代表氣流分離區(qū)域，并將三維角區(qū)分離區(qū)域用紅色虛線凸顯出來。在葉片尾緣下游0.4 倍弦長(zhǎng)處取一截面，并提取出該位置處總壓損失系數(shù)云圖。

圖14 典型工況下吸氣槽SS5對(duì)葉柵流場(chǎng)的影響Fig. 14 Effect of suction slot SS5 on cascade flow field in typical conditions

圖14 a）中，隨著迎角從0°增大到4°，三維角區(qū)分離區(qū)域沿著展向和弦向開始擴(kuò)張，導(dǎo)致三維角區(qū)分離點(diǎn)（圖中紅色圓點(diǎn)）逐漸向葉片前緣移動(dòng)。當(dāng)在原型葉柵中加入位于SS5位置處的全葉高吸氣槽時(shí)，0°和2°迎角下的三維角區(qū)分離顯著減少，尤其是位于吸氣槽上游的分離區(qū)域幾乎消失，且總壓損失核心區(qū)內(nèi)以及葉中展位置處的總壓損失也顯著減少（葉片尾緣下游0.4 倍弦長(zhǎng)處截面）。而當(dāng)迎角增大到4°時(shí)，三維角區(qū)分離范圍較原型葉柵來說減少并不多。說明當(dāng)迎角較大時(shí)，1%的吸氣流量比已難以改善通道內(nèi)部低能流體堆積的情況。通過截面上的總壓損失系數(shù)云圖可以發(fā)現(xiàn)，高損失核心區(qū)域以及葉中展位置處的總壓損失也有較明顯的減小情況，但損失區(qū)的范圍卻減小不多。

4 結(jié)論

本文以一高亞聲速葉柵為研究對(duì)象，討論了全葉高吸氣槽軸向位置變化對(duì)葉柵性能的影響，并提出以原型葉柵角區(qū)分離起始位置為基準(zhǔn)，對(duì)吸氣槽最佳軸向位置進(jìn)行量化分析，并得出以下結(jié)論：

（1） 在0°迎角和2°迎角下，隨著吸氣槽軸向位置從前向后變化，總壓損失表現(xiàn)出了先減小后增大的趨勢(shì)。并且當(dāng)吸氣槽位于葉片前緣下游0.6 倍弦長(zhǎng)處為最佳。0°迎角下，可以使總壓損失系數(shù)降低10.9%；2°迎角下，可以使總壓損失系數(shù)降低8.2%。

（2） 若將吸氣槽最佳位置與該工況下角區(qū)分離點(diǎn)相關(guān)聯(lián)，則在0°迎角下，吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)下游，且距離分離點(diǎn)間的軸向距離為0.33 倍的ZCS時(shí)為最佳位置；在2°迎角下，吸氣槽位于原型葉柵分離點(diǎn)下游，且距離分離點(diǎn)間的軸向距離為0.87倍的ZCS時(shí)為最佳位置。ZCS為對(duì)應(yīng)工況下三維角區(qū)分離起始位置到葉柵前緣LE之間的距離。

（3） 在0°迎角和2°迎角下，位于原型葉柵分離點(diǎn)下游的吸氣槽可有效減少總壓損失。當(dāng)迎角增加到4°時(shí)，吸氣槽吸除低能流體的能力開始減弱。當(dāng)迎角大于4°時(shí)，吸氣槽的優(yōu)勢(shì)便無法體現(xiàn)。

無量綱化分析有利于對(duì)吸氣槽軸向位置設(shè)計(jì)建立標(biāo)準(zhǔn)化指導(dǎo)。當(dāng)對(duì)其他軸流壓氣機(jī)葉柵進(jìn)行吸氣槽設(shè)計(jì)時(shí)，只需要找到相同工況下流場(chǎng)中對(duì)應(yīng)的分離點(diǎn)位置，就可以借助結(jié)論（2）提出吸氣槽位置的大致預(yù)估。當(dāng)然，該結(jié)論還需要大量的葉柵模型進(jìn)行理論驗(yàn)證。