高負荷吸附式壓氣機葉柵實驗研究（博士后出站報告WORD版本）

1、分類號 密級 U D C 編號 哈爾濱工程大學(xué)博士后研究工作報告黑龍江省博士后科學(xué)基金資助項目高負荷吸附式壓氣機葉柵實驗研究陳紹文工作完成日期：2007年9月-2009年9月提交報告日期： 2009年10月哈爾濱工程大學(xué)（黑龍江）2009年10月黑龍江省博士后科學(xué)基金資助項目高負荷吸附式壓氣機葉柵實驗研究MATERIALS TIIE MATERIALS CIIEMISTRY PROCESS FROM MOLECULES TO CRYSTALS博士后姓名：陳紹文合 作 導(dǎo) 師：劉順隆 教授流動站（一級學(xué)科）名稱：哈爾濱工程大學(xué)力學(xué)動力工程及工程熱物理流動站（二級學(xué)科）名稱：動力機構(gòu)及工程研究工作

2、起始時間：2007年9月研究工作期滿時間：2009年10月提 交 報 告 日 期：2009年10月哈爾濱工程大學(xué)2009年10月摘 要推重比1520或更高推重比發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)之一是提高壓縮系統(tǒng)級負荷或壓比，為了使得負荷或壓比的增加不會引起壓氣機級數(shù)的增加，就需要研制更高載荷的葉片，加大葉片對氣流的折轉(zhuǎn)能力，而這將必然導(dǎo)致葉柵流道內(nèi)三維分離的加劇，并引起二次流損失增加。附面層抽吸技術(shù)為滿足高壓比、高效率和寬喘振裕度的壓氣機設(shè)計要求提供了巨大的潛力，而吸氣槽道的設(shè)計成為應(yīng)用該項技術(shù)的關(guān)鍵點之一。利用數(shù)值和實驗手段研究了附面層抽吸對低速高負荷壓氣機葉柵氣動性能和流場特性的影響。首先，采用數(shù)值模擬手段

3、開發(fā)了適合低亞音速氣流進口、并具有大葉型折轉(zhuǎn)角的高負荷擴壓葉柵葉型，并以此葉型為基礎(chǔ)，數(shù)值研究了低速條件下附面層吸除對高負荷壓氣機葉柵氣動性能的影響，分析了葉柵出口總壓損失、擴壓因子和氣流角沿葉高的分布，并給出了吸力面極限流線及型面靜壓。結(jié)果表明，附面層吸除可有效改善葉柵氣動性能，低能流體被吸除使得吸力面及角區(qū)的分離減小，葉柵負荷及擴壓能力得到提升，且最佳吸氣位置及吸氣量的選定與擴壓過程及柵內(nèi)分離程度相關(guān)。由于吸氣槽道位置和吸氣量的設(shè)計對葉柵氣動性能和流場特性至關(guān)重要，因此在之前數(shù)值研究的基礎(chǔ)上，設(shè)計了四種不同開槽位置的高負荷葉柵進行了實驗研究，分別為距離前緣25%、35%、48%和60%軸向

4、弦長開槽位置。每個開槽方案采用了三種吸氣流量，分別為進口質(zhì)量流量的0.5%、1.0%和1.5%。采用五孔探針詳細測量了葉柵出口截面的氣動參數(shù)，在葉片表面布置了靜壓測點測量了葉片表面的靜壓力分布，并利用墨跡流場顯示方法對邊界層的發(fā)展進行了描繪。結(jié)果表明，適合的抽吸位置和抽吸量可以有效改善高負荷壓氣機內(nèi)的氣動性能和流動特性，由于低能流體被有效吸除而吸力面分離得到抑制，且分離點之后吸除效果更好；吸力面采用附面層抽吸對葉展中部區(qū)域損失的改善要好于近端壁區(qū)。此后還實驗研究了吸力面局部吸氣和端壁吸氣對葉柵氣動性能和流動特性的影響，結(jié)果表明，采用端壁吸氣對抑制角區(qū)分離流動、減弱通道渦強度和尺度、提高葉柵內(nèi)流

5、動性能的效果要優(yōu)于其它吸氣方式，積聚在角區(qū)的低能流體在較大吸氣量下被更多吸除是性能改善的關(guān)鍵。 關(guān)鍵詞：高負荷擴壓葉柵；附面層吸除；吸氣位置；吸氣量；實驗研究AbstractImproving the stage loading and the pressure ratio of the compressor system is one of the key technologies of the engines with a thrust-weight ratio of 1520 or higher. More heavily loaded blades should be develope

6、d to prevent the increase of the compressor stage because of the improvement of stage load and pressure ratio. Severe flow separations occurred as stage loading and turning angle increased, resulting in a rapid secondary flow loss augmentation. The boundary layer suction technology has huge potentia

7、l in designing compressor to satisfy high pressure ratio, stall margin and efficiency, and the design of suction slot is the key of applying this technology.The effects of boundary layer suction on the aerodynamic performance and flow behavior of highly-loaded compressor cascades were investigated n

8、umerically and experimentally in low-speed condition. Numerical simulation is applied to develop a series of highly loaded compressor blade profiles which are suitable for low subsonic inlet flow and high-turning angle conditions. Based on the blade profile, the effects of boundary layer suction on

9、the aerodynamic performance of low-speed compressor cascade with super-highly loading have been numerically studied. The distribution of exit total pressure loss, diffusion factor and exit flow angle alone blade height have been analyzed, and suction limited streamline and profile static pressure al

10、so have been given. The results show that boundary layer suction improves effectively the aerodynamic performance of compressor cascade, and the flow separation at the corner will be restrained for low-energy flow aspirated, which results in the increase of blade loading and diffusion ability, and t

11、he diffusion process and the degree of the separation in compressor cascade relate to the selection of the optimal suction location and suction flow rate.Both the suction slot location and suction flow rate play important roles in the aerodynamic performance and flow behavior improvement of compress

12、or cascades, so fore sets of the highly-loaded compressor cascades with four suction locations of 25%, 35%, 48% and 60% axial chord length on the suction surface respectively were designed on the former bases of the numerical studies. The suction flow rates were 0.5%, 1.0% and 1.5% of the cascade in

13、let mass flow. The detailed cascade flow fields were measured by five-hole probe. Static pressure taps were installed on the blade surfaces to obtain the distribution of the static pressure. The ink-trace flow visualizations were performed to show the boundary layer development. The results show tha

14、t the appropriate suction slot location and suction flow rate will improve obviously the aerodynamic performance and flow behavior of highly-loaded compressor cascades. The flow separation on suction surface is restrained for low-energy flow aspirated, and the improvement is greater near the separat

15、ion point than after the separation point. The improvement of the loss near mid-span is greater than near end-wall.Furthermore，the effects of local suction and endwall suction on the aerodynamic performance and flow behavior of highly-loaded compressor cascades were also investigated experimentally.

16、 The results show that the influence of the endwall suction on suction effectiveness is better than that of the other suction types. The effective low-energy fluid removal due to a local higher suction flow rate is the key element of the performance improvement.Key words: highly-loaded compressor ca

17、scade; boundary layer suction; suction location; suction flow rate; experimental investigation符 號 表B 葉柵軸向弦長b 葉片弦長C 氣流速度DF 擴壓因子h 葉片高度L.E. 葉片前緣Ma 馬赫數(shù)P 壓力Pa 大氣壓力ps 葉片壓力面（側(cè)）S 截面積，鞍點ss 葉片吸力面（側(cè)）T 溫度t 節(jié)距T.E. 葉片尾緣u 氣流速度軸向分量v 二次流速度水平分量w 二次流速度徑向分量X（x）葉柵周向坐標Y（y）葉柵展向坐標Z（z）葉柵軸向坐標a1p葉片幾何進氣角a2p葉片幾何出氣角g 葉片安裝角吸氣量q葉片

18、彎曲角（葉型折轉(zhuǎn)角）Re葉柵進口弦長雷諾數(shù)測量數(shù)據(jù)與流場計算結(jié)果整理Cps 非對向靜壓校準系數(shù)Cpt 非對向總壓校準系數(shù)Ka 偏轉(zhuǎn)面方向校準系數(shù)Kb 俯仰面方向校準系數(shù)P 測量的壓力值Hs 靜壓值Pt 總壓值Cp 靜壓系數(shù)a 氣流偏轉(zhuǎn)角b 氣流俯仰角 總壓損失系數(shù)r 氣流密度上標： 相對值，平均量* 滯止參數(shù)下標：i 五孔探針第i孔壓力m 質(zhì)量平均值s 二次流h 葉柵下端壁t 葉柵上端壁圖中曲線標注與簡稱含義COM計算結(jié)果EXP 實驗結(jié)果目 錄第1章 緒 論11.1 課題來源11.2 研究目的和意義11.3 附面層抽吸基本原理簡述31.4 高負荷吸附式壓氣機研究綜述41.4.1 國外研究情況4

19、1.4.2 國內(nèi)研究情況91.5 論文工作的目的和主要內(nèi)容11第2章 實驗裝置和數(shù)據(jù)處理方法142.1 引言142.2 實驗裝置142.2.1 實驗風(fēng)洞142.2.2 吸氣裝置設(shè)計152.2.3 葉柵幾何尺寸和測量條件182.2.4 探針及其校準192.2.5 測點布置222.2.6 流場顯示232.3 數(shù)據(jù)處理與分析242.3.1 葉柵坐標系統(tǒng)242.3.2 二次流定義242.3.3 數(shù)據(jù)處理公式262.3.4 平均量的定義272.3.5 誤差分析272.4 本章小結(jié)30第3章 高負荷吸氣式壓氣機葉柵設(shè)計及數(shù)值研究313.1 引言313.2 高負荷壓氣機葉型設(shè)計323.2.1 數(shù)值模擬與邊界

20、條件333.2.2 討論與分析333.3 吸附式壓氣機葉柵氣動性能數(shù)值模擬363.3.1 數(shù)值方法及方案設(shè)計373.3.2 結(jié)果與討論393.4 本章小結(jié)44第4章 吸力面附面層抽吸對氣動性能的影響464.1 引言464.2 吸氣位置和吸氣量對氣動性能的影響464.2.1 質(zhì)量平均總壓損失系數(shù)分布464.2.2 葉柵出口二次流速度矢量分布524.2.3 葉柵壁面流動顯示544.2.4 葉柵出口氣流角分布594.2.5 靜壓及負荷分布604.2.6 小結(jié)614.3 開槽型式對氣動性能的影響624.3.1 吸氣槽道設(shè)計634.3.2 質(zhì)量平均總壓損失系數(shù)分布644.3.3 葉柵出口二次流速度矢量分

21、布674.3.4 葉柵壁面流動顯示684.3.5 靜壓及負荷分布714.3.6 小結(jié)734.4 本章小結(jié)73第5章 端壁附面層抽吸對氣動性能的影響755.1 引言755.2 吸氣方案設(shè)定755.3 端壁開槽對氣動性能的影響765.3.1 質(zhì)量平均總壓損失系數(shù)分布765.3.2 葉柵出口二次流速度矢量分布805.3.3 葉柵壁面流動顯示805.3.4 靜壓及負荷分布835.4 本章小結(jié)85結(jié) 論86參考文獻88致 謝93博士期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文、專著94博士后期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文、專著95個人簡歷96永久通信地址97第1章 緒 論1.1 課題來源本課題來源于國防基礎(chǔ)科研項目（超高負荷附面層XXX建模

22、、數(shù)值仿真和實驗研究，編號A2320060103）。1.2 研究目的和意義隨著世界航空動力技術(shù)的高速發(fā)展，人們對高性能航空發(fā)動機提出了更高的要求，并根據(jù)軍用與民用的不同需求，分別以高推重比與低油耗為主要發(fā)展目標。為此，世界各國傾注了大量的人力、財力和物力，并執(zhí)行了一系列旨在提高發(fā)動機性能的基礎(chǔ)研究計劃。發(fā)動機各部件的性能直接決定了發(fā)動機整體性能的高低，其中壓氣機性能的改善起著十分關(guān)鍵的作用，世界各國把對壓氣機的優(yōu)化設(shè)計當(dāng)作是改進發(fā)動機整體性能和提高效率的重要途徑之一。軸流壓氣機中有兩個基本的因素決定了能量向流體的轉(zhuǎn)移：一是流動的周向速度，二是氣流的折轉(zhuǎn)角度，加大氣流的折轉(zhuǎn)角度，即增加每一級的級

23、負荷將減少壓氣機整機的級數(shù)和重量?，F(xiàn)代航空發(fā)動機的持續(xù)發(fā)展要求不斷增加級負荷來減少壓氣機的級數(shù)，因此研究高壓比、高效率，有適當(dāng)?shù)拇裨６鹊木o湊型先進壓氣機一直是國內(nèi)外學(xué)者工作的重點。加大氣體在葉柵中的折轉(zhuǎn)能力可以有效提高級壓比或負荷，而這將必然導(dǎo)致葉柵內(nèi)三維分離加劇，降低壓氣機氣動性能。分離流動和旋渦流動是最常遇到的兩種流動現(xiàn)象，例如當(dāng)物體繞流時背風(fēng)區(qū)的流動、平面或曲面上突出物繞流時周圍流體的運動、擴張管道內(nèi)流體的運動、以及具有激波干擾的邊界層的流動等，都會出現(xiàn)分離流動。旋渦是分離流動的產(chǎn)物，氣流的分離導(dǎo)致了旋渦的形成，而旋渦的運動、發(fā)展和破裂又反過來影響分離流場。分離流動和旋渦流動的產(chǎn)生使流

24、場發(fā)生了重大的變化，包括對流場壓力分布、摩擦阻力分布的改變等，人們希望能充分控制和利用它們，從而最大限度的限制其不利影響并發(fā)揮其有利的一面。要做到這一點，必須充分認識和揭示分離流動和旋渦流動的運動機理和規(guī)律。在大多數(shù)旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)中，包括葉輪機械內(nèi)部，流動分離現(xiàn)象是廣泛存在的，尤其在擴壓葉柵內(nèi)分離流動和旋渦流動的運動比較多且復(fù)雜，這主要包括葉片擾流時吸力面?zhèn)鹊臍饬髁鲃?、擴壓葉柵內(nèi)氣流的擴壓流動、間隙流動、以及激波干擾的葉片表面邊界層的氣流流動等。各種分離流動和旋渦結(jié)構(gòu)是壓氣機葉柵流道內(nèi)二次流的主要組成部分，并且它對葉柵流道內(nèi)的二次流損失及壓氣機的整體性能影響較大，因此，有必要對擴壓葉柵流道內(nèi)的分離流

25、動和旋渦運動的機理進行分析和研究，以達到減小二次流損失、提高壓氣機效率的目的。為了實現(xiàn)人工控制附面層特性的目的，迄今己經(jīng)提出了好幾種方法。這些方法的作用是通過影響附面層的結(jié)構(gòu)來按所希望的方向改變整個流動。附面層抽吸就是其中一個非常有效的方法。該方法是通過壁面上的狹縫把附面層內(nèi)低速的流體質(zhì)點吸進物體內(nèi)部。其作用在于，在減速的流體質(zhì)點行將發(fā)生分離之前，就把它們從附面層中吸除，而在縫口后面的區(qū)域，可以形成一個新的重新能克服一定逆壓梯度的附面層。采用適當(dāng)?shù)目p口結(jié)構(gòu)和在適當(dāng)?shù)臈l件下，可以完全防止分離。這時，由于沒有分離而大大減小壓差阻力。附面層吸除作為一種能有效延緩或抑制附面層分離、提高部件氣動性能的主

26、動流動控制方法，其可行性和應(yīng)用前景得到了廣大研究者的認可。長期以來，實驗研究一直是葉輪機械中氣動熱力學(xué)研究的主要方法，風(fēng)洞實驗是其中一種重要的測量手段。早期實驗葉柵內(nèi)流動基于所謂的“控制體方法”，即只測量葉柵上、下游的流動，這種研究方法顯然無法解釋流動損失產(chǎn)生的機理；隨著研究重點發(fā)生變化，研究需要了解整個葉柵內(nèi)部的流動狀況，葉柵流道內(nèi)的測量也慢慢展開，直到現(xiàn)在，利用高科技儀器已經(jīng)可以較為準確的測量葉柵流道內(nèi)的數(shù)據(jù)。在實際工作條件下進行實驗研究是準確可信的，在模擬條件下進行實驗對于機理性研究有著重要的參考價值，但是由于研究慢慢向亞音、超音速發(fā)展，有越來越多的實驗研究是現(xiàn)有實驗設(shè)備和測量手段所不能

27、夠完成的，加之實驗本身具有周期長、成本高等不利因素，發(fā)展數(shù)值模擬研究方法勢在必行。隨著近期數(shù)值模擬研究方法不斷開拓和發(fā)展，在葉輪機械中以風(fēng)洞實驗、理論分析和數(shù)值模擬三者相結(jié)合的設(shè)計時期真正來臨。1.3 附面層抽吸基本原理簡述為了實現(xiàn)人工控制附面層特性的目的，迄今己經(jīng)提出了好幾種方法。這些方法的作用是通過影響附面層的結(jié)構(gòu)來按所希望的方向改變整個流動。附面層抽吸就是其中一個非常有效的方法1。該方法是通過壁面上的狹縫把附面層內(nèi)低速的流體質(zhì)點吸進物體內(nèi)部。其作用在于，在減速的流體質(zhì)點行將發(fā)生分離之前，就把它們從附面層中吸除，而在縫口后面的區(qū)域，可以形成一個新的重新能克服一定逆壓梯度的附面層。采用適當(dāng)?shù)?/p>

28、縫口結(jié)構(gòu)和在適當(dāng)?shù)臈l件下，可以完全防止分離。這時，由于沒有分離而大大減小壓差阻力。通過抽吸來控制附面層的作用可以通過動量積分方程來檢驗，具體可參看參考文獻2,3。Kerrebrock闡述了壓氣機中吸除高熵流體的熱力學(xué)原理13。圖1.1為簡化的吸氣模型。假定吸除的流體又膨脹到壓氣機的進口壓力，以便能量得到最大限度的回收。圖中表示吸除的一部分高熵流體，其余的流體繼續(xù)通過壓氣機。圖1.2為表示抽吸熱力學(xué)效果的溫熵圖。除非另有說明，所有的熱力學(xué)參數(shù)都是靜止坐標系下的滯止參數(shù)。圖中1點和3點表示壓氣機的進口和出口，2點為中間吸氣點，6點為吸除高熵流體狀態(tài)，剩余的大部分低熵流體狀態(tài)以4點表示。7點為吸除的

29、高熵流體膨脹到壓氣機的進口壓力，而5點為剩余流體壓縮后的狀態(tài)?？梢姡c沒有吸氣時的3點相比，主流壓縮至5點時有較低的熵，因而在一定壓比下所要求的壓縮功較小，因而壓氣機效率較高。圖1.1 吸除高熵流體簡圖Fig.1.1 Skech of high entropy fluid removal圖1.2 抽吸系統(tǒng)的TS圖Fig.1.2 T-S skech of the aspirate system1.4 高負荷吸附式壓氣機研究綜述壓氣機級壓比的提高更多地依賴于壓氣機氣動負荷的增加，而葉片負荷增加的同時也就造成了壓氣機葉柵中橫向壓力梯度的增加從而加強了二次流流動，而且由于壓氣機葉柵內(nèi)擴壓流動特性的影響

30、，葉片吸力面附面層容易分離造成端壁角區(qū)內(nèi)流動惡化，引起葉柵損失迅速增大，這直接導(dǎo)致壓氣機失速裕度的下降，也限制了單級壓比的提高。為了消除上述不利影響，提高壓氣機效率和喘振裕度，在過去幾十年中對此進行了各個方面的研究。在這些研究中，流動控制技術(shù)的漸趨成熟逐漸引起設(shè)計者的重視，將其應(yīng)用于壓氣機使得提高壓氣機氣動負荷和壓比成為可能。1.4.1 國外研究情況普朗特早在1904年就已經(jīng)提出用吹/吸附面層來延緩氣流分離的方法，并在超音速進氣道中得到應(yīng)用4，之后Loughery等5對附面層抽吸進行了系統(tǒng)研究，驗證了以吹氣和吸氣為手段增加壓氣機靜葉對氣流的轉(zhuǎn)折能力。粗略來講，其研究結(jié)果表明吹氣降低了靜葉性能而

31、吸氣卻大幅提高了其性能，但他們對這些有意義的結(jié)果沒有進行深入的研究。之后的研究似乎更關(guān)注于通過吹氣影響附面層68而不是將附面層內(nèi)低能流體直接從葉柵流道中直接吸除的效果。較早對分離流動控制進行研究的范圍包括對尾跡區(qū)流動的掌握，對低速流動控制技術(shù)的研究以及應(yīng)用流動控制降低發(fā)動機噪音的研究。然而，對采用流動控制降低損失并提高壓氣機部件性能進行的研究非常少，在跨音流動狀態(tài)或具有大轉(zhuǎn)折角葉型進行流動控制的實驗研究最近才開始進行，而且這些研究也傾向于或組合采用吸氣和吹氣910。在壓氣機設(shè)計過程要考慮的問題主要包括兩個方面：其一是由葉片數(shù)決定的成本和重量；其二是運行的穩(wěn)定性。通常在接近失速邊界時，壓氣機性能

32、達到最高，但在所有運行工況下都必須保持一定的失速裕度。在壓氣機中應(yīng)用流動控制的一個目的是壓氣機穩(wěn)定性控制，對此采用的控制方法主要是抽氣11和葉頂間隙吹氣12。此外，發(fā)動機的成本、重量和長度在很大程度上決定了壓縮級的級數(shù)。級數(shù)由每一級設(shè)定的作功量決定，而這受到葉片間距的限制。針對這一問題，在葉片上吸氣可用來延緩流動分離，通過移除高熵流體還能夠獲得壓氣機性能多方面的改善，Kerrebrock13首次給出了附面層抽吸式壓氣機的概念。并通過理論分析指出：高熵流體每吸除1%，可以使效率增加0.5%。1998年, Kerrebrock等人14又提出了附面層抽吸式壓氣機的設(shè)計流程，并進一步指出：在通常情況下

33、，采用附面層抽吸技術(shù)的壓氣機級是常規(guī)葉片級加功能力的2倍。這些研究表明，在一定圓周速度下，通過附面層吸氣，可以大大提高級的壓比，是一種具有廣闊發(fā)展前景的壓氣機設(shè)計新概念。Thomas 等9在平面跨音風(fēng)洞研究了實際流動狀態(tài)下組合應(yīng)用附面層抽吸和尾緣吹氣的串列入口導(dǎo)向葉柵的氣動性能，如圖1.3。其附面層吸除為一列距前緣0.59弦長的離散孔，孔的方向為孔的中心線與當(dāng)?shù)厝~片表面夾角為70的方向。吹氣孔位于靜葉尾緣且孔的中心線比安裝角落后1.5。結(jié)果表明附面層吸除成功延緩了吸力面分離并降低了尾跡內(nèi)的總壓損失。僅吸除流道通流流量的0.4%就獲得了面積平均總壓損失系數(shù)和尾跡動量厚度22%的降低。附面層吸除和

34、尾緣吹氣分別降低了48%和38%的總壓損失系數(shù)和尾跡動量厚度。然而，吹氣流量為入口流量的3.1%時才獲得了這些結(jié)果。在該文獻中沒有說明吸氣孔角度的確定方法。文獻14研究的主要目的是在跨音流動狀態(tài)下對大轉(zhuǎn)角壓氣機靜葉應(yīng)用流動控制的氣動影響，設(shè)計的流動控制壓力源允許同時進行附面層吸氣和吸力側(cè)吹氣，流動控制靜葉設(shè)計如圖1.4所示。其研究得到的結(jié)果是：在1.6%控制流量柵后尾跡分布范圍減小，尾跡中心向壓力側(cè)移動，尾跡起始點沿軸向后移了約12%軸向弦長；在這一控制流量，總壓損失系數(shù)減小了約65%；在1%控制流量，氣流偏轉(zhuǎn)比基準設(shè)計增加了約4.5，但控制流量的增加并沒有帶來氣流更大的偏轉(zhuǎn)。由于這些研究組合

35、應(yīng)用了吸氣和吹氣，因而不能明確這兩種流動控制方式中哪一種的效果更好，從對研究結(jié)果的分析來看，似乎吸氣的作用更大且所需的控制流量更小。在該文獻中沒有說明吸氣孔角度的確定方法。圖1.3 流動控制葉片橫截面（Vandeputte，2000）圖1.4 流動控制靜葉設(shè)計（Carter等，2001）Fig.1.3 Flow control blade cross-sectionFig. 1.4 Flow control stator design1997年，Kerrebrock等最早提出了從風(fēng)扇/壓氣機葉柵流道中直接吸除粘性附面層的吸氣式壓氣機概念，成功地發(fā)展了性能估算以及氣動和應(yīng)力分析方法，并對此進行了

36、一系列葉柵的設(shè)計和實驗驗證1314。這些研究包括在風(fēng)扇、壓氣機動葉、靜葉和端壁以及渦輪出口導(dǎo)向葉柵中進行附面層抽吸，研究結(jié)果表明在壓氣機葉柵中抽吸附面層能夠增加葉片對氣流的轉(zhuǎn)折能力，提高壓比和喘振裕度。文獻12在一個壓氣機級中的多個位置如動葉和靜葉的吸力面及上下壁面進行附面層抽吸，抽吸流量為入口流量的7%，在葉尖速度相同的情況下將單級壓比由2提高到3.5。系列研究結(jié)果表明，在跨音和超音情況下，當(dāng)抽吸附面層流體的位置恰好在壓力迅速增加的區(qū)域之前，或在激波作用區(qū)域以及通常情況下位于葉片吸力面壓力迅速升高的位置，能夠獲得壓氣機擴壓能力的本質(zhì)提高并進而在給定葉片速度的前提下提高每級的做功能力。其中的高

37、速風(fēng)扇可在軍用渦扇發(fā)動機上用一級風(fēng)扇代替三級風(fēng)扇，用1%4%的吸氣量可分別獲得1.6和3.5的壓比，其長遠目標是用3級壓氣機使總壓比達到301518。Merchant等15對高速級靜葉進行附面層吸除的研究發(fā)現(xiàn)，在入口馬赫數(shù)接近于1.5和入口氣流角為60時，靜葉根部附近流動狀態(tài)遠沒有動葉頂部那么惡劣。根部附近弦向擴張的靜葉設(shè)計具有一定程度的后掠，這有助于減小端部負荷，然而在靜葉中沒有采用彎曲或傾斜設(shè)計。靜葉吸力面上緊靠通道激波下游可以看出吸氣的影響，吸力面上由根部延伸到頂部的吸氣槽位于約40%軸向弦長位置，吸氣槽寬度約為2%弦長。作用在靜葉壓力面上的通道激波和較高水平的擴壓引起了角區(qū)分離，這一分

38、離隨后向吸力面遷移并同時在徑向擴展，嘗試的幾個端壁附面層吸氣方案以抑制分離但沒有成功，如圖1.5（a）。Merchant等18在高負荷渦輪級中設(shè)計了吸氣式出口導(dǎo)向器，并采用了傾斜葉片。三維粘性計算發(fā)現(xiàn)導(dǎo)向器出口尾跡的增厚和吸力側(cè)強烈的二次流動，如圖1.5（b）。通過對導(dǎo)向器流場的分析作者認為吸氣槽下游較強的逆壓梯度引起了根部和頂部的角區(qū)分離。另外，葉柵流道的轉(zhuǎn)折和高負荷形成了強烈的二次流動，在輪轂和輪周的橫向吸氣槽對角區(qū)分離的影響微不足道。葉片根部傾斜+5或頂部傾斜-5都壓制了角區(qū)分離和二次流動。但包含著兩種影響的彎葉片由于適應(yīng)葉片內(nèi)的管路等實際原因而將其排除在設(shè)計之外。（a）高速級靜葉出口（

39、b）渦輪出口導(dǎo)向器出口圖1.5 靜葉和導(dǎo)向器出口軸向速度等值線（Merchant等，2002）Fig.1.5 Contours of axial speed at exit of stator and EGVMerchant19還在其博士論文的研究中對吸附式軸流壓氣機的整個設(shè)計過程進行了較詳細的探討和分析，并對轉(zhuǎn)子進行了研究和設(shè)計，使得低速和高速轉(zhuǎn)子的壓比明顯提升。同課題組的Freedman20在其碩士課題的研究中，對高速吸附式對轉(zhuǎn)壓氣機進行了設(shè)計技術(shù)研究，并設(shè)計了一臺三級吸附式對轉(zhuǎn)壓氣機，其壓比高達27，壓比大大的高出了傳統(tǒng)的三級壓氣機。此后，Kirchner21在其碩士課題研究期間介紹了關(guān)

40、于對轉(zhuǎn)吸附式壓氣機葉片的設(shè)計方法，采用一維通流設(shè)計與準三維葉片設(shè)計方法，結(jié)合附面層抽吸與對轉(zhuǎn)壓氣機技術(shù)，設(shè)計了一臺兩級壓氣機，壓比達到9.1。在2003年P(guān)arker22在其學(xué)士論文期間研究和設(shè)計了一臺吸附式對轉(zhuǎn)壓氣機試驗臺架，其測量得到的最大兩級總壓比為3.02，該點處的等熵效率達到0.885.此外，McCabe23研究了抽吸對發(fā)動機效率的影響。Hathaway24通過假定吸氣和吹氣能緩和端部氣動阻塞趨勢，然后結(jié)合最好的吸氣和吹氣結(jié)構(gòu)提出了自循環(huán)葉頂處理概念。他研究了葉柵頂部失速的流動機理以及循環(huán)葉頂處理方法。研究結(jié)果表明，對高速跨音速動葉應(yīng)用此方法能明顯增加失速裕度而不減少效率。Dang等

41、人25討論了三維粘性反設(shè)計方法在設(shè)計和分析超音速動葉上的應(yīng)用與抽吸的聯(lián)系，結(jié)果發(fā)現(xiàn)壓力負荷修整與表面抽吸的最佳結(jié)合可以使抽吸量最小化，并最終提高了在設(shè)計工況及非設(shè)計工況下的凈性能。Hubrich等人26對一臺吸氣式跨音速壓氣機進行了數(shù)值模擬和實驗研究。研究發(fā)現(xiàn)：名義進口馬赫數(shù)為1.2，名義波前馬赫數(shù)為1.35的跨音速壓氣機的工作區(qū)域可以通過在吸力面處抽吸2%的氣流來增大。最終最大壓比和最大擴壓因子與原型相比均增大了10%。高負荷壓氣機內(nèi)具有較強的三維分離，因此采用附面層抽吸對控制三維分離的研究一直是該領(lǐng)域研究的重點之一。早在1965年，Peacock27就在壓氣機葉柵中采用附面層吸除來控制角區(qū)

42、的三維分離，結(jié)果顯示當(dāng)吸氣量為0.6%進口流量時能有效抑制三維分離，但由于當(dāng)時研究人員對葉柵內(nèi)三維分離的認識還不夠深入，因此并未對其機理進行深入分析和討論。隨著對葉柵內(nèi)，尤其是角區(qū)內(nèi)三維分離流動的了解不斷深入，詳細研究附面層吸除流動控制方法對抑制三維分離流動的機理提供了條件。Gbadebo28對壓氣機內(nèi)三維分離流動進行了細致地研究，指出了角區(qū)三維分離的特點，隨后在文獻29中采用附面層吸除方法對來控制三維分離流動進行了實驗和數(shù)值研究，通過對葉柵壁面流譜和氣動參數(shù)的分析和討論，研究了附面層吸除抑制三維分離的機理，但實驗結(jié)果給出相對較少。根據(jù)文獻報道30，吸附式壓氣機在F414發(fā)動機改進型中得到了應(yīng)

43、用，美國WAATE計劃中將吸附式壓氣機技術(shù)作為多用途核心機的關(guān)鍵技術(shù)之一。毫無疑問，附面層吸除能夠降低葉柵的流動損失，提高壓氣機的失速裕度，增加葉柵對氣流的轉(zhuǎn)折能力，這些可能的設(shè)計變化能夠?qū)Πl(fā)動機結(jié)構(gòu)帶來全方位的益處，包括降低成本和重量。但綜合目前的研究成果來看在葉柵中應(yīng)用附面層吸除存在著吸氣位置、吸氣流量、吸氣的幾何形狀（槽或孔）以及吸氣孔或槽的中心線與吸氣位置壁面之間最佳角度的確定問題。1.4.2 國內(nèi)研究情況國內(nèi)在這方面的研究剛剛起步，也相繼進行了一些有價值的實驗研究工作，均得到了令人滿意的結(jié)果，但機理研究工作開展的還不深入，還需要更進一步的詳細地探索和研究。郭緒垚，俞茂錚31, 32在

44、透平靜葉柵中應(yīng)用端壁附面層抽吸方法進行了討論和分析。結(jié)果表明在葉柵端壁上抽吸附面層流體可以抑制通道渦的發(fā)展，減少二次流損失，減少氣流出口偏轉(zhuǎn)角和總壓損失系數(shù)沿葉高的不均勻分布程度，改善后繼葉柵的工作條件。在文獻33中作者將抽吸方法引入到了展弦比較小、二次流損失比例較大的汽輪機調(diào)節(jié)級中，利用軸封漏汽的抽吸作用實現(xiàn)端壁附面層抽吸，并將抽汽通過適當(dāng)?shù)姆绞揭胼S封前端腔室，以達到抑制二次流和改善靜葉柵特征的目的。孫弼等人34, 35進行了抽吸對透平通流部分效率的研究，他們的目的不是為了延長附面層的層流區(qū)，而是為了減少端部損失。采用的抽吸技術(shù)是在透平級靜、動葉根部軸向間隙處把位于靜葉附面層中的那部分汽體

45、抽出來，經(jīng)過葉輪上的平衡孔流入下一級，同時使該級動葉壁面來流附面層減薄為零，從而減少端部次流動損失。近幾年在壓氣機中采用附面層吸除控制技術(shù)才剛剛起步。哈工大的宋彥萍和陳浮等3640對某大折轉(zhuǎn)角亞音速壓氣機葉柵進行了數(shù)值模擬研究，研究中對靜葉吸力面全葉高開槽，詳細而全面的研究了吸氣位置、吸氣量、吸氣角度、縫隙寬度、沖角和稠度對葉柵性能的影響。結(jié)果顯示，在高負荷、小稠度的壓氣機中應(yīng)用附面層抽吸技術(shù)是切實可行的；吸氣位置和吸氣量的選取對抽吸效果的影響至關(guān)重要，只有選取合適的吸氣位置進行恰當(dāng)?shù)奈鼩饬砍槲拍軐崿F(xiàn)對壓氣機性能的提升，否則則會引起性能下降。與此同時，哈工大的王松濤等4142將端壁附面層抽吸

46、應(yīng)用到壓氣機葉柵中，對端壁抽吸位置和吸氣量對葉柵氣動性能及流動特性的影響進行了研究，指出近吸力面抽吸對提高葉柵性能的效果最佳，并將該技術(shù)應(yīng)用于低反動度、高負荷軸流壓氣機級中43，設(shè)計了一臺單級低反動度低速軸流壓氣機，采用全三維數(shù)值方法對流場進行了數(shù)值模擬，證實了附面層抽吸技術(shù)的有效性，以及低反動度軸流壓氣機概念的可行性。北航的李秋實等44在跨音速風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片ATS-2上對不同的吸氣位置和吸氣量進行了數(shù)值模擬研究，開縫位置主要是指向流向和徑向。結(jié)果表明在轉(zhuǎn)子葉片吸力面開縫可以有效提高壓氣機效率和壓比，但是在不合適的位置采用附面層抽吸往往會導(dǎo)致壓氣機效率和壓比的下降；當(dāng)抽吸位置位于分離區(qū)即將發(fā)展擴

47、大區(qū)域附近時的抽吸效果最好，而在分離區(qū)前和分離已經(jīng)充分發(fā)展區(qū)域采用抽吸的作用較小，甚至可能引起負作用。此外，蘭發(fā)祥等45研究了超高負荷單級吸附式壓氣機的氣動方案，對吸附式壓氣機葉型進行了設(shè)計和研究。陳迪等46研究了靜葉吸氣對某軸流壓氣機裕度的影響，劉波等47研究了附面層抽吸對轉(zhuǎn)子激波結(jié)構(gòu)和分離流動的影響，在應(yīng)用附面層抽吸方法上都獲得了較好的結(jié)果，也驗證了該項技術(shù)的可行性。國內(nèi)在該領(lǐng)域研究中目前開展的實驗研究工作還較少，中科院工程熱物理研究所牛玉川等48人所作的工作在國內(nèi)開展較早，研究在低速條件下，對具有22o折轉(zhuǎn)角的壓氣機平面葉柵氣動性能進行了測試，實驗結(jié)果驗證了采用附面層抽吸對壓氣機葉柵氣動

48、性能的改善，指出了選擇合適吸氣位置和吸氣量的重要性，但由于葉柵負荷較低，改善效果并不明顯，且無法驗證在高負荷壓氣機中采用附面層抽吸的效果和特點。1.5 論文工作的目的和主要內(nèi)容現(xiàn)代工業(yè)航空的迅猛發(fā)展，對推重比、耗油率、效率和安全性提出了更高的指標，這要求不斷提高航空發(fā)動機的性能，其中壓氣機性能的改善起著非常關(guān)鍵的作用。在壓氣機葉柵中氣流為擴壓流動，沿流向的逆壓梯度使氣流更易于分離，且分離狀況更加嚴重。較大的分離往往會觸發(fā)葉片的失速顫振，或引起壓氣機喘振，造成嚴重的事故。因此，一方面，研究壓氣機葉柵內(nèi)部真實流動的結(jié)構(gòu)和機理，探索降低作為葉柵中主要能量損失的二次流損失的方法和途徑是非常必要的；另一

49、方面，研究先進而緊湊的壓氣機系統(tǒng)，開發(fā)為獲得高壓比、高效率和有適當(dāng)喘振域度以及盡可能較小級數(shù)的風(fēng)扇和壓氣機技術(shù)，具有極其重要的意義。最近十年來，通過抽吸附面層控制分離逐漸成為大轉(zhuǎn)角、高負荷壓氣機設(shè)計的一個熱點。這種方法通過在分離位置直接對附面層進行少量抽吸達到顯著提高葉柵負荷水平的目的，是一種具有廣闊發(fā)展前景的壓氣機設(shè)計新概念。但從已發(fā)表的文獻看，尤其是在國內(nèi)，通過數(shù)值模擬計算方法來進行研究的比較多，而相關(guān)實驗研究還比較少，特別是針對吸氣位置、吸氣量、吸氣方式等吸氣方案對高負荷壓氣機性能影響的實驗研究工作目前在國內(nèi)還屬于空白。因此，發(fā)展高負荷壓氣機內(nèi)附面層抽吸技術(shù)的實驗應(yīng)用研究工作具有重要的意

50、義。本論文的主要工作主要分為兩大部分：一是高負荷吸氣式壓氣機建模數(shù)值研究，采用數(shù)值研究手段，設(shè)計了用于實驗的具有較高負荷的壓氣機葉柵葉型；在葉型設(shè)計工作后進行了該葉型的吸氣式壓氣機葉柵數(shù)值模擬研究，設(shè)計了不同的吸氣位置和吸氣量，討論和分析了吸氣量和吸氣位置對葉柵性能的影響，為后續(xù)的實驗工作打下基礎(chǔ)。二是在獲得該吸氣式壓氣機內(nèi)流動規(guī)律的數(shù)值研究結(jié)果基礎(chǔ)上，對不同吸氣位置、吸氣量、吸氣方式對高負荷壓氣機葉柵氣動性能及流場特性的影響進行了詳細的實驗研究，通過對比分析以尋找如何在不同吸氣位置采用何種吸氣量和吸氣方式才能獲得最優(yōu)的壓氣機性能的方法， 總結(jié)附面層抽吸在高負荷壓氣機中應(yīng)用的規(guī)律。具體完成了以

51、下工作：1）高負荷附面層吸氣式壓氣機的建模。研究以某60折轉(zhuǎn)角擴壓葉型為原型，通過以擴壓因子為衡量指標的葉片負荷比較，進行高效、高負荷的大折轉(zhuǎn)角壓氣機葉柵葉型。2）高負荷吸氣式壓氣機葉柵氣動性能數(shù)值研究。對低速條件下不同吸氣位置（距離前緣為軸向弦長的15%、25%、35%、42%、48%和60%）采用不同吸氣量（進口流量的0.5%、1.0%和1.5%）進行了研究，探討如何選擇最佳吸氣位置以及吸氣量，分析了不同吸氣位置和吸氣量時的吸除效果，為風(fēng)洞實驗、及其今后對更高負荷和擴壓能力的葉型設(shè)計提供必要的理論依據(jù)。3）對常規(guī)平面直葉柵、空心抽吸葉柵進行了安裝和調(diào)試工作，設(shè)計了附面層抽吸系統(tǒng)，改造了壓力

52、采集系統(tǒng)，完成了部分實驗件的加工工作；實驗結(jié)果表明，這套實驗裝置可以滿足實驗的要求。實驗內(nèi)容包括：采用五孔探針對葉柵流場進行了詳細測量，采用壓力傳感器測量了兩個截面的型面靜壓分布，并利用墨跡顯示的方法對葉柵壁面流場進行了描繪。3）研究吸力面開槽對葉柵性能的影響。吸力面開槽包括吸力面全葉高開槽和吸力面局部開槽（吸力面中間開槽和吸力面兩端開槽）。通過對出口截面氣動參數(shù)分布以及葉柵內(nèi)流場特性的對比分析，深入探討了吸氣位置、吸氣量和吸氣方式對葉柵氣動性能和流場特性的影響。4）研究端壁開槽對葉柵性能的影響。在端壁靠近吸力面?zhèn)乳_兩個吸氣槽。通過對出口截面氣動參數(shù)分布以及葉柵內(nèi)流場特性的對比分析，深入探討了

53、吸氣位置和吸氣量對葉柵氣動性能和流場特性的影響。5）對實驗結(jié)果進行后處理，得到了測量面上總壓損失系數(shù)、二次流矢量、總壓損失系數(shù)的等值線分布，節(jié)距平均總壓損失系數(shù)、葉柵出口氣流角沿葉高方向的分布，葉片負荷在不同展向高度處的變化，以及質(zhì)量平均總損失系數(shù)隨吸氣位置和吸氣量的變化，并對以上數(shù)據(jù)結(jié)果進行了深入的討論和分析。6）對全文工作進行總結(jié)，提出對高負荷壓氣機采用附面層抽吸控制方法在今后研究發(fā)展的一些意見和建議。第2章 實驗裝置和數(shù)據(jù)處理方法2.1 引言在航空發(fā)動機的發(fā)展過程中，壓氣機作為發(fā)動機的重要組成部分，其研究工作始終占有突出重要的地位。從某種程度上來說，壓氣機的研究一直都是航空發(fā)動機研發(fā)工作

54、的核心。無論從深入了解壓氣機葉柵中流動的物理過程、驗證理論分析方法的實用性要求出發(fā)，或者從解決工程應(yīng)用中的實際問題、檢驗數(shù)值模擬的準確性，以及提供有關(guān)損失、沖角和落后角等參數(shù)之間相互關(guān)系的葉片基元數(shù)據(jù)的要求出發(fā)，在壓氣機的研究過程中進行大量的實驗研究都是十分基礎(chǔ)和必要的。長期以來，在壓氣機葉柵流動過程及流場結(jié)構(gòu)的研究中，葉柵風(fēng)洞實驗已經(jīng)獲得了許多突破性的成果，并且今后還有更多的研究內(nèi)容需要通過其來實現(xiàn)。2.2 實驗裝置2.2.1 實驗風(fēng)洞實驗是在哈爾濱工業(yè)大學(xué)推進理論與技術(shù)教研室大尺度低速壓氣機平面葉柵風(fēng)洞（圖2.1）上進行的。整個系統(tǒng)是常規(guī)的，無附面層抽吸功能，葉柵進口速度是連續(xù)可調(diào)的。實驗

55、風(fēng)洞的示意圖如圖2.1所示，所用工質(zhì)由一臺75千瓦電動機帶動的離心式鼓風(fēng)機提供。開動帶動離心式鼓風(fēng)機正常運轉(zhuǎn)后，氣流經(jīng)風(fēng)機通過調(diào)節(jié)閘板進入長3米直徑為1.5米的穩(wěn)壓筒（1）。調(diào)節(jié)閘板可調(diào)整氣流的總壓和速度，以滿足實驗的要求。氣流流經(jīng)穩(wěn)壓筒（1）后進入整流箱（2），它的作用首先是將氣流中的大旋渦破碎成小旋渦，其次是降低湍流度。經(jīng)過過濾網(wǎng)（3），再通過整流柵（4），整流柵又名蜂窩器，它用于提高氣流的均勻性。整流箱上設(shè)有觀察窗（5），用來觀察整流網(wǎng)（6）上的雜質(zhì)、粉塵的堆積情況，以便于及時清理，保證氣流場的均勻性。氣流經(jīng)整流柵（4）后，經(jīng)過整流網(wǎng)（6）后使氣流的小尺度旋渦進一步破碎。氣流進一步均勻話

56、后經(jīng)過收斂段 （7）葉柵進口段（8）和活動側(cè)板（9）間的實驗葉柵（10）。柵前總壓和速度、柵內(nèi)和柵后氣流的總壓、靜壓和流動角度由速度探針和五孔探針測得。五孔探針安裝在由計算機控制、步進電機驅(qū)動的位移機構(gòu)（12）上，可以完成徑向、節(jié)距方向的移動。實驗葉柵安裝在半圓盤（13）上，它可以轉(zhuǎn)動，以調(diào)節(jié)實驗葉柵沖角。探針感受到的壓力經(jīng)過壓力傳感器由計算機采集并存盤，氣流角度由計算機通過探針校準曲線計算得出。大氣壓力、溫度和風(fēng)洞體內(nèi)的溫度及傳感器溫度由大氣壓力傳感器、溫度傳感器和安裝在筒體上的溫度傳感器及傳感器箱中的溫度傳感器測得。1.穩(wěn)壓筒 2.整流箱 3.過濾網(wǎng) 4.整流柵 5.觀察窗6.整流網(wǎng) 7.收斂段 8.葉柵進口段 9.活動側(cè)板10.實驗葉柵 11.柵前速度探針 12.位移機構(gòu) 13.半圓盤圖2.1 平面葉柵風(fēng)洞及其葉柵裝置簡圖Fig. 2.1 Schematic of wind tunnel and c