周錚，王掩剛(.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都60500；.西北工業(yè)大學(xué)，陜西西安7007)

高負(fù)荷吸附式風(fēng)扇氣動(dòng)性能數(shù)值模擬

周錚1，王掩剛2
(1.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500；2.西北工業(yè)大學(xué)，陜西西安710072)

采用NUMECA商用軟件，模擬了葉片附面層吸氣技術(shù)對高負(fù)荷風(fēng)扇葉片三維流場的影響。重點(diǎn)研究了抽氣模型的建立方法，深入分析了不同開孔位置、尺寸及不同抽吸量對風(fēng)扇氣動(dòng)性能的影響。結(jié)果表明，在來流條件相同的情況下，轉(zhuǎn)、靜子選取適當(dāng)?shù)拈_孔位置，抽吸流量為總流量的1.5%時(shí)，壓比、效率最大可分別提高6.5%和1.6%。

高負(fù)荷吸附式風(fēng)扇；附面層吸氣；抽氣模型；開孔位置；高推重比；氣動(dòng)性能

1 引言

國內(nèi)外研究表明：吸附式風(fēng)扇葉片技術(shù)是提高風(fēng)扇級負(fù)荷的一項(xiàng)切實(shí)可行的實(shí)用性新技術(shù)，是減少級數(shù)、減輕重量、縮短長度、提高效率的有效途徑。該技術(shù)通過在葉片吸力面上強(qiáng)逆壓梯度處開孔，吸除即將發(fā)生大分離的附面層，使氣流在葉型后段能完全附著，實(shí)現(xiàn)葉片氣流彎角的增加，從而提高風(fēng)扇級的氣動(dòng)性能。該技術(shù)是開展下一代推重比15～20發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮部件設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)，而且可用于現(xiàn)役和在研發(fā)動(dòng)機(jī)的改進(jìn)，是提升我國發(fā)動(dòng)機(jī)整體設(shè)計(jì)水平的有效途徑。

本文主要針對高負(fù)荷吸附式風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片吸力面開孔進(jìn)行了三維數(shù)值模擬和分析，研究了該方法對高負(fù)荷吸附式風(fēng)扇葉片內(nèi)部流動(dòng)模擬的可行性與可靠性，詳細(xì)分析了附面層抽吸技術(shù)對高負(fù)荷跨聲速風(fēng)扇葉片三維流場及風(fēng)扇氣動(dòng)性能的影響。

2 數(shù)值模擬方法

采用NUMECA商業(yè)軟件，模擬了葉片附面層吸氣技術(shù)對高負(fù)荷風(fēng)扇三維流場的影響。采用時(shí)間追趕的有限體積法求解三維定常粘性雷諾時(shí)均N-S方程?？臻g離散采用中心差分法，時(shí)間離散采用四階龍格-庫塔法，并采用隱式殘差光順和多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。湍流模型采用Spalart-Allmaras模型[1]。

吸附式風(fēng)扇的計(jì)算網(wǎng)格劃分采用多塊網(wǎng)格分區(qū)技術(shù)[2]。網(wǎng)格拓?fù)湓谌~片壁面區(qū)域采用O型網(wǎng)格，等距分布；葉片前、后延伸段采用H型網(wǎng)格；機(jī)匣壁面與轉(zhuǎn)子葉片之間選取0.2mm間隙；頂部間隙區(qū)采用蝶型網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)(O型網(wǎng)格內(nèi)嵌I型網(wǎng)格，可保證間隙內(nèi)具有良好的正交性)，并保持頂部間隙幾何形狀不變；葉頂間隙內(nèi)展向網(wǎng)格均勻分布，機(jī)匣附近無需加密。距固體壁面第一層網(wǎng)格滿足0＜Y+≤10，確保能計(jì)算出壁面的附面層狀況。計(jì)算網(wǎng)格結(jié)構(gòu)共分12個(gè)網(wǎng)格塊，總網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)約41萬。網(wǎng)格細(xì)節(jié)分布見圖1。

圖1 三維計(jì)算網(wǎng)格圖Fig.1 Three-dimension computationalgrid

3 簡潔抽氣模型建立方法

相關(guān)資料顯示[3～5]，抽氣模型的建立過程復(fù)雜。因此，針對附面抽吸技術(shù)應(yīng)用于葉片吸力面，及對流場改善的影響，本文提出了建立簡潔抽氣模型的方法和步驟。

本文所選擇的抽氣模型能準(zhǔn)確模擬并描述附面層抽吸技術(shù)應(yīng)用于葉片吸力面后，對激波位置、通道流動(dòng)狀況、附面層分離方面改善的影響。

抽氣模型通過NUMECA軟件的FINE-TURBO模塊建立。步驟如下：

(1)在FINE-TURBO模塊的parameter選項(xiàng)中選擇cooling/bleed模型。特別指出：對于吸附式壓氣機(jī)技術(shù)，附面層抽取系統(tǒng)可看做一個(gè)自身抽吸的系統(tǒng)[6，7]，無需采用吸氣泵，抽吸出的流體從轉(zhuǎn)子葉片中流出。

(2)根據(jù)葉片吸力面流動(dòng)確定大分離發(fā)生處的徑向、軸向及展向位置，根據(jù)具體需要建立若干個(gè)相匹配的吸氣模型。根據(jù)分離情況設(shè)置不同抽吸孔數(shù)量(即可在一個(gè)分離處建立一個(gè)或并列的幾個(gè)抽吸模型)。此外，考慮到網(wǎng)格生成的難度和質(zhì)量，采用沿網(wǎng)格線開孔的方法，即縫的寬度為1～2個(gè)網(wǎng)格寬，長度則沿徑向取相同流向的若干網(wǎng)格。

(3)選擇抽吸孔的開孔形式。開孔形式有：抽吸孔(line)、抽氣點(diǎn)(point)、抽氣縫(slot)三種，本文選擇line形式。line形式在幾何學(xué)和流動(dòng)特性概念下，表示為一系列抽吸孔均勻分布為一條線。這種開孔形式適用范圍較廣，且開孔位置自動(dòng)均勻分布，有利于準(zhǔn)確捕捉流場及開孔位置處的細(xì)微流動(dòng)變化。

(4)選擇抽吸孔所在固面，根據(jù)實(shí)際數(shù)值模擬對象，定義抽吸孔數(shù)量(1～n)、抽吸孔直徑及抽吸流量(一般為總流量的0.5%～3.0%)[8]。抽吸孔幾何位置可由輸入具體抽吸位置的X、Y、Z坐標(biāo)確定。這種方法準(zhǔn)確，即使葉片彎扭度很大也可準(zhǔn)確選取抽吸處，尤其適用于分離嚴(yán)重的角區(qū)。也可選擇圓柱坐標(biāo)系或網(wǎng)格點(diǎn)坐標(biāo)給定，或在幾何體上手動(dòng)選取(選取初始點(diǎn)和結(jié)束點(diǎn)位置即可)，這種方法選取抽吸位置直觀，適用于彎扭度不大的靜子葉片。也可幾種方法結(jié)合，共同確定抽吸位置。

4 抽氣位置選取原則及方法

文獻(xiàn)[9]的研究表明，吸附式風(fēng)扇葉片抽吸孔位置的選取在研究中最為關(guān)鍵。本算例選擇在轉(zhuǎn)子葉片吸力面開孔，開孔位置由軸向位置和徑向位置共同確定。

在葉片吸力面開孔，須特別注意激波流動(dòng)狀況，必須選擇在激波之后的壓力恢復(fù)區(qū)并沿附面層流動(dòng)方向開孔。

抽吸孔位置的設(shè)置通過NUMECA軟件的FINE-TURBO模塊實(shí)現(xiàn)。該開孔模型可設(shè)置吸氣模型結(jié)構(gòu)、抽吸孔數(shù)量及吸氣流量等參數(shù)。若同一位置處抽吸量較大，可同時(shí)開設(shè)兩排及以上的抽吸孔，以便在抽吸孔直徑一定的情況下，保證抽吸流量和吸氣效果。開孔效果見圖2。

圖2 轉(zhuǎn)子葉片開孔位置示意圖Fig.2 Rotor suction slot location

圖3 75%葉高擬S1流面相對馬赫數(shù)等值線對比圖Fig.3 Distribution of S1 stream surface relativeMacHnumberat75%span witHdifferentaspirated flow rates

表1 抽吸孔參數(shù)列表Table 1 Details of suction slotdistribution

5 全三維數(shù)值模擬結(jié)果與分析

以某單級高負(fù)荷吸附式風(fēng)扇為研究對象，利用NUMECA數(shù)值模擬軟件，研究不同轉(zhuǎn)、靜子葉片位置及不同吸氣量對風(fēng)扇氣動(dòng)性能的影響。

5.1 吸氣位置及吸氣量計(jì)算分析

吸氣位置的選取方法：利用三維分析軟件對未進(jìn)行抽吸處理的風(fēng)扇進(jìn)行數(shù)值模擬。對于超聲葉型，根據(jù)激波與邊界層相互作用情況，選取合適的吸氣位置；對于亞聲葉型，則根據(jù)可能存在的附面層分離情況，選取合適的吸氣位置。

本算例選擇的開孔抽吸位置：轉(zhuǎn)子葉片40%～95%葉高、5%弦長位置，轉(zhuǎn)子葉片全葉高、80%弦長位置，靜子葉片全葉高、30%弦長位置。

計(jì)算中轉(zhuǎn)子葉片抽吸孔參數(shù)設(shè)置見表1。

多組對比計(jì)算結(jié)果表明，開孔直徑必須隨吸氣量的增加而增大，否則計(jì)算無法正常進(jìn)行。大致規(guī)律為：吸氣流量為0.01～0.03 kg/s，孔直徑1mm；吸氣流量為0.03～0.05 kg/s，孔直徑2mm；吸氣流量為0.06～0.10 kg/s，孔直徑3 mm；吸氣流量為0.12～0.20 kg/s，孔直徑4mm。

5.2 抽吸前后內(nèi)部流場細(xì)節(jié)對比分析

按上述吸氣位置和吸氣量，對該風(fēng)扇進(jìn)行設(shè)計(jì)點(diǎn)的全三維分析，并與無吸氣狀態(tài)進(jìn)行對比。圖3、圖4分別為75%和95%葉高吸氣前后的擬S1流面相對馬赫數(shù)等值線對比圖，圖5為吸氣前后的擬S2流面馬赫數(shù)對比云圖，圖6為轉(zhuǎn)子吸力面極限流線對比圖。

從圖3、圖4中可看出，在無吸氣條件下，存在弓形激波和通道激波，95%葉高處葉型尾緣出現(xiàn)較大分離流動(dòng)，分離起始位置位于激波后。抽吸掉即將發(fā)生大分離的低能高熵流體，較好地改善了通道流通狀況，通道激波強(qiáng)度明顯減弱，在75%葉高處改善效應(yīng)最明顯。從圖5和圖6中看，由于抽吸孔1的抽吸，使得前緣弓形激波位置向下游漂移，損失增大，高馬赫數(shù)區(qū)增大。抽吸孔2的抽氣效果明顯，轉(zhuǎn)子葉片吸力面馬赫數(shù)分布更均勻，吸氣位置前附面層內(nèi)流體動(dòng)能增加，有助于避免低能流體過早分離。

圖4 95%葉高擬S1流面相對馬赫數(shù)等值線對比圖Fig.4 Distribution of S1 stream surface relativeMacHnumber at95%span witHdifferentaspirated flow rates

圖6 轉(zhuǎn)子葉片吸力面表面極限流線分布Fig.6 Distribution ofstream linewitHdifferentaspirated flow rates

吸氣位置后，激波結(jié)構(gòu)的改變使得分離區(qū)后移并減小，通道擴(kuò)壓能力得到恢復(fù)，同時(shí)也改善了靜子葉片排的流場分布，提高了整個(gè)級的壓比和效率，但轉(zhuǎn)子葉片角區(qū)出現(xiàn)了低速區(qū)。因此，可在角區(qū)開孔抽吸，進(jìn)一步改善流動(dòng)狀況。

5.3 抽吸前后總性能對比分析

為進(jìn)一步驗(yàn)證和研究吸附式風(fēng)扇的性能，對相對換算轉(zhuǎn)速1.00、0.95、0.90的各工況點(diǎn)，針對相同引氣量進(jìn)行了總性能參數(shù)計(jì)算。各相對換算轉(zhuǎn)速下的特性線如圖7所示。

圖7 抽吸前后吸附式風(fēng)扇特性曲線Fig.7 Characteristicsof fan witHaspiration

從特性圖看出，在設(shè)計(jì)點(diǎn)工況，吸氣后風(fēng)扇效率和壓比均大幅提高，效率最大提高1.6%，壓比最大提高6.5%；在非設(shè)計(jì)點(diǎn)工況，吸氣后風(fēng)扇壓比和效率較無吸氣情況有較大提升，同時(shí)裕度也有一定改善。

6 結(jié)論

(1)本文建立的抽氣模型簡潔、合理，易于調(diào)整開孔位置及開孔數(shù)量，能準(zhǔn)確模擬計(jì)算對象流場內(nèi)部流動(dòng)狀況，可滿足吸附式風(fēng)扇數(shù)值模擬要求。

(2)在風(fēng)扇轉(zhuǎn)、靜子葉片吸力面開孔吸除適量的低能高熵流體，可有效控制葉片尾緣附面層的大分離流動(dòng)，加強(qiáng)流道通流能力，提高葉片負(fù)荷、風(fēng)扇級效率和壓比。

(3)在設(shè)計(jì)點(diǎn)工況，在轉(zhuǎn)子葉片吸力面80%弦長、靜子葉片吸力面30%弦長、全葉高開孔，且吸氣流量為總流量的1.5%時(shí)，吸附效果最為顯著，壓比和效率最大可分別提高6.5%和1.6%；在非設(shè)計(jì)點(diǎn)工況，吸氣對風(fēng)扇性能的提升，具有相同的效果。

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Numerical Simulation of Aerodynamic Performance for High-Loading Aspirated Fan

ZHOU Zheng，WANG Yan-gang
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Northweastern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

The numerical simulation of a high-loading aspirated fan was introduced.NUMECA software was adopted to simulate the influence of high-loading fan witHboundary layer suction on the three-dimen?sional flow field.Themethod of building the suction model and the influence of suction location and suction flow rate on the performance of fan were investigated in details.The results showed thatwitHthe same flow and appropriate suction locations for stator and rotor,the pressure ratio and adiabatic efficiency could be im?proved to 6.5%and 1.6%respectivelywitH1.5%suction ratio.

high-loading aspirated fan；boundary layer suction；suctionmodel；suction slot location；higHthrust-to-weight ratio；aerodynamic performance

V231.3

A

1672-2620(2012)04-0016-04

2012-02-02；

2012-08-28

航空基金(2011ZB24002)

周錚(1982-)，女，重慶人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)和研究。