摘"要：航空壓氣機葉片通道內(nèi)流動呈強逆壓梯度，為了減小流動損失、擴大穩(wěn)定工作范圍，針對壓氣機靜子葉型提出一種新型開槽葉片，槽道由葉片前緣進氣吸力面出氣，使用來流速度沖量有效抑制吸力面附面層的發(fā)展。采用計算機數(shù)值模擬方法，研究不同吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置的可控擴散葉型開槽對葉柵氣動性能的影響。研究結(jié)果表明：在設(shè)計工況下，開槽可有效抑制吸力面附面層發(fā)展，降低葉柵損失，增加氣流轉(zhuǎn)角；吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置越向尾緣，在整個進氣角范圍內(nèi)，開槽降低損失程度越大，并且由于攻角越大吸力面附面層越厚，開槽降低損失程度越大。

關(guān)鍵詞：壓氣機；葉柵；載荷分布；開槽葉型；氣動性能；流動控制

中圖分類號：V231.3""文獻標(biāo)志碼：A""文章編號：1671-5276（2024）02-0020-05

Influence of Load Distribution on Aerodynamic Performance of

Slotted Compressor Blade

ZENG Lingxiao， ZHOU Zhenggui

（College of Energy and Power Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China）

Abstract：As the flow in aviation compressor blade channel assumes a strong reverse pressure gradient， this paper proposes a new type of slotted blade for the compressor stator blade in order to reduce the flow loss and expand the stable working range. Through the channel， the pressure inlets from the leading edge of the blade and exhales from the suction surface， and the inflow velocity impulse is used to effectively suppress the development of the suction surface and the boundary layer. The influence of controlled diffusion blade slot with different suction surface peak isentropic Mach number positions on the aerodynamic performance of cascade is studied by computer numerical simulation. The results show that under the design condition， slotting can effectively suppress the development of the suction surface boundary layer， reduce the cascade loss and increase the flow angle. The more the position of peak isentropic Mach number of the suction surface is toward the trailing edge， the greater the degree of loss reduction by slotting is in the whole range of inlet angle; the larger the angle of attack is， the thicker the boundary layer on the suction surface is， and the greater the reduction loss of slotting is.

Keywords：compressor；cascade；load distribution；slotted blade profile；aerodynamic performance；flow control

0"引言

亞音和高亞音葉型在航空壓氣機中廣泛應(yīng)用，其載荷分布規(guī)律直接影響氣動性能。通常認為載荷分布符合可控擴散規(guī)律的葉型氣動性能較好。BURGUBURU S等［1］通過用Bezier曲線修改葉片吸力面型線來改變載荷分布，使得效率改善得到提高。趙清偉等［2］通過貝塞爾曲線擬合葉型厚度分布，優(yōu)化葉型前部加載變大，總壓損失系數(shù)降低。李夢雪等［3］研究得出結(jié)論：對于控制擴散葉型，載荷分布會影響擴壓梯度大小，影響激波產(chǎn)生和附面層發(fā)展，造成全攻角范圍內(nèi)性能變化。孫奇等［4］等采用實驗對后加載和高負荷前加載葉型進行了研究，結(jié)果表明高負荷前加載葉型相對于后加載葉型具有更大的負荷特性。

20世紀(jì)60年代后期，ROCKENBACH R W［5］提出在葉片上開槽，利用壓力面與吸力面之間的壓力差形成射流抑制葉片吸力面附面層發(fā)展，實驗表明：射流可抑制葉中截面流動分離。NERGER D等 ［6］進行了高負荷靜子葉柵的實驗研究，在端壁和吸力面引入射流，得出的結(jié)論是，若不考慮引氣能量，則射流在大多數(shù)情況下可以有效降低流動損失，若考慮引氣能量，則難以降低流動損失。ALEXANDER M L等［7］提出了兩種內(nèi)部幾何結(jié)構(gòu)的槽道，一種為兩個直通道在葉片中心相交，另一種具有一個增壓室內(nèi)部結(jié)構(gòu)的葉片。研究結(jié)果表明帶增壓室葉片射流速度和性能會更好。RAMZI M等［8］等進行了低馬赫數(shù)高負荷壓氣機葉柵開槽的數(shù)值研究，得出結(jié)論：開槽葉片相對于不開槽葉片的氣流轉(zhuǎn)角增加，損失系數(shù)降低。STURM W等［9］研究認為，外接氣源形成射流進行吸力面附面層主動控制時，應(yīng)將噴氣速度提高至與當(dāng)?shù)刂髁魉俣认喈?dāng)、噴氣方向盡可能與主流方向平行，可有效控制附面層、減小流動損失。KIRTLEY K R等［10］對超低稠度設(shè)計的第三級靜子，在四級低速軸流壓氣機試驗臺進行了外引射流控制吸力面附面層的研究，提高了靜子的性能。CULLEY D E等［11］利用多級低速軸流壓氣機，研究采用非定常吸力面射流控制靜子角區(qū)流動并與定常射流進行比較，試驗結(jié)果表明非定常射流效果更好。張相毅等［12］研究表明經(jīng)開孔射流處理能有效改善葉片吸力面尾緣的流動特性，從而提高壓氣機性能和穩(wěn)定工作范圍。馮冬民等［13］對采用孔隙射流的某大折轉(zhuǎn)角壓氣機葉柵進行了實驗研究，其結(jié)果表明開多孔方案對葉柵氣動性能的影響要強于單孔方案。周敏等［14］研究設(shè)計了一種兩段式轉(zhuǎn)折槽結(jié)構(gòu)方案，數(shù)值計算結(jié)果表明在壓氣機較大工作范圍內(nèi)能明顯提高壓氣機效率和增壓比。

本文針對高亞音靜子葉型，采用開槽設(shè)計進行流動控制，通過與不開槽葉型對比，研究吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置對可控擴散葉型氣動性能的影響。

1"可控擴散葉型設(shè)計

本文可控擴散規(guī)律葉型設(shè)計采用自動優(yōu)化設(shè)計方法，優(yōu)化模塊采用遺傳算法并結(jié)合單純形法的局部尋優(yōu)能力改善［15-17］。優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)設(shè)置如下：

F=C11－Δβ－ΔβobjΔβobj+C21-Bobj-BL+

C31-∑3j=1Maj－∑3j=1Maj3∑3j=1Maj+C4（1－ω）（1）

式中：F為目標(biāo)函數(shù)值；第1個分目標(biāo)中，Δβ、Δβobj為計算及目標(biāo)氣流轉(zhuǎn)折角，此分目標(biāo)為達到給定的氣流轉(zhuǎn)角；第2個分目標(biāo)中，Bobj為目標(biāo)峰值馬赫數(shù)位置，B為計算峰值馬赫數(shù)位置，B為軸向弦長，此分目標(biāo)為達到給定吸力面峰值馬赫數(shù)位置；第3個分目標(biāo)中，Maj中j取值1、2、3，分別對應(yīng)壓力面相對軸向弦長0.1、0.4、0.8位置處的馬赫數(shù)，此分目標(biāo)通過約束壓力面在此3處位置的馬赫數(shù)差值，從而實現(xiàn)壓力面等熵馬赫數(shù)近于不變；第4個分目標(biāo)中，ω為總壓損失系數(shù)，此分目標(biāo)為損失最小。權(quán)重系數(shù)設(shè)置為C1=20、C2=100、C3=10、C4=5。優(yōu)化40代，每代210個個體。

本文采用的是基于修改量的參數(shù)化方法（即在原始葉型上疊加修改量），在不改變原始葉型弦長與安裝角的情況下對其型線進行修改。對葉型型面的修改主要分為對中弧線和對葉型厚度的修改。修改量的給定包括修改的位置和修改量的變化范圍。修改位置取弦向的相對位置，修改量的大小用變化量相對于最大厚度的值來表示。為了避免葉型厚度局部出現(xiàn)負值，修改量的取值應(yīng)小于1。對葉型優(yōu)化的修改值如表1所示。

采用以上優(yōu)化設(shè)計方法，進行表2所示葉柵不同吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置的葉型設(shè)計，得到峰值位置為0.10、0.15和0.20倍軸向弦長的3種葉型，如圖1所示。分別將3種葉型命名為0.10unslotted、0.15unslotted、0.20unslotted，加unslotted是為了與后面的開槽（slotted）葉型區(qū)分。表3所示為優(yōu)化所得3種葉型基本達到給定氣流轉(zhuǎn)角和吸力面峰值馬赫數(shù)位置。圖2所示為3種葉型表面等熵馬赫數(shù)分布符合可控擴散規(guī)律。

2"開槽葉型設(shè)計

通常采用開槽方法控制壓氣機葉片通道內(nèi)流動，所開的槽是由壓力面進氣吸力面出氣；本文提出的槽道由葉片前緣進氣吸力面出氣，使用來流速度沖量有效抑制吸力面附面層發(fā)展。如圖3所示，D1為槽道進口中心距葉型前緣距離，D2為槽道出口距前緣距離，D3為槽道進口寬度，D4為槽道出口寬度。針對前面所述3種吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置的葉型，通過以上4個關(guān)鍵槽道幾何參數(shù)對葉柵氣動性能影響研究，確定最佳參數(shù)數(shù)值如表4所示。由于槽道內(nèi)通過的流量很小，葉型開槽不改變其表面等熵馬赫數(shù)基本分布，但在槽出口處產(chǎn)生局部高速區(qū)，如圖4所示。

3"設(shè)計工況結(jié)果分析

葉柵設(shè)計進氣角（即0°攻角對應(yīng)的進氣角）為42°，表5給出設(shè)計工況葉柵氣動性能。該表表明，在設(shè)計工況，開槽可降低葉柵損失，氣流轉(zhuǎn)角也有所增加，并且吸力面峰值馬赫數(shù)位置越向尾緣，損失降低幅度越大。如圖5所示，葉片開槽可明顯降低吸力面附面層增長，并且吸力面峰值馬赫數(shù)位置越向尾緣，附面層降低幅度越大。圖6為設(shè)計工況不開槽與對應(yīng)開槽葉柵通道內(nèi)馬赫數(shù)云圖，不開槽與開槽對比表明，開槽明顯可減小吸力面附面層厚度。

4"全工況性能分析

圖7為開槽和不開槽葉柵損失與進氣角關(guān)系曲線。該圖表明，對于可控擴散葉型吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置越向尾緣，曲線越向右移，并且整體損失越大。當(dāng)此位置為0.15時，設(shè)計進氣角近似位于低損失進氣角范圍的中間且損失較小。該圖也表明，吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置越向尾緣，在整個進氣角范圍內(nèi)，開槽降低損失程度越大；并且由于攻角越大吸力面附面層越厚，開槽降低損失程度越大。

5"結(jié)語

本文針對壓氣機靜子葉型提出一種新型開槽葉片，槽道由葉片前緣進氣吸力面出氣，使用來流速度沖量有效抑制吸力面附面層的發(fā)展。采用計算機數(shù)值模擬方法，研究了不同吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置的可控擴散葉型開槽對葉柵氣動性能的影響。主要結(jié)論如下。

1）在設(shè)計工況下，開槽可有效抑制吸力面附面層發(fā)展，降低葉柵損失、增加氣流轉(zhuǎn)角。

2）吸力面峰值等熵馬赫數(shù)位置越向尾緣，在整個進氣角范圍內(nèi)，開槽降低損失程度越大，并且由于攻角越大吸力面附面層越厚，開槽降低損失程度越大。

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收稿日期：20220921