敖永平，單智超，何毅娜，熊兵，樊嘉峰

高速軸流壓氣機葉尖流動特性試驗

敖永平，單智超，何毅娜，熊兵，樊嘉峰

(中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703)

為研究壓氣機轉子葉尖流動特性，通過高頻動態(tài)壓力傳感器測量其第一級轉子壁面靜壓，錄取了多個換算轉速下的試驗數(shù)據(jù)，并采用等相位平均方法處理。結果表明：相對換算轉速0.6以上槽道激波明顯，且隨著轉速的升高，激波強度增加；葉尖泄漏流動明顯，葉片前緣位置最強烈，沿流向逐漸減弱，影響了近1/2弦長、1/3倍葉柵流場；0.7及以上高轉速狀態(tài)下，在葉柵弦長約1/3處，流場的壓力突躍脈動峰-峰幅值達到最大，高達15～20 kPa，導致較大的氣動激振，葉片需承受較大的周期性氣動負荷。

航空發(fā)動機；壓氣機；葉尖泄漏流動；動態(tài)靜壓；鎖相平均；激波

1 引言

葉尖泄漏流動對壓氣機轉子內的尖區(qū)流動有著非常重要的影響。研究葉尖泄漏流動、認識葉輪機內流動機理，對提高葉輪機性能和改進壓氣機設計至關重要。由于氣體粘性、葉片彎扭、轉子旋轉、葉尖徑向間隙泄漏流等因素的存在及相互影響，使得轉子葉尖區(qū)的流動表現(xiàn)為極其復雜的強三維性、有旋性和非定常性[1]。

國內外對此開展了大量研究，但對高速壓氣機葉尖流動的試驗研究較少。Lakshminarayana等[2，3]采用熱線和五孔壓力探針技術，研究了一單級低速軸流壓氣機葉尖流動現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)葉尖射流以較大速度與主流摻混，產生強的剪切與流動分離。Suder等[4]利用激光測速技術，研究了NASA 37號跨聲壓氣機葉尖流動，表明高轉速下槽道內存在激波，泄漏渦均與葉片尾緣壓力面相遇、與尾跡重合，激波與泄漏渦相互作用導致激波后出現(xiàn)阻塞區(qū)域，造成激波彎曲并誘發(fā)旋轉失速。蔣浩康等[5～8]采用熱線、壓力探針、激光測速和動態(tài)壁面靜壓測試技術，詳細測量了一單級低速軸流壓氣機葉尖流場。認為泄漏流在氣流一進入葉片槽道就開始發(fā)生，存在于前半弦長；葉尖泄漏渦是尖部阻塞的主要因素，在約30%弦長處達到最強，隨后逐漸減弱，其影響區(qū)域沿流向逐漸擴大。劉寶杰等[9]對一小展弦比高負荷跨聲風扇轉子尖部的非定常瞬態(tài)流場進行了測量，獲取了葉尖泄漏流的瞬態(tài)結構和非定常特性，闡述了轉子葉尖泄漏渦發(fā)生、發(fā)展、失穩(wěn)、破碎的演化過程，及導致葉尖泄漏渦失穩(wěn)的主要因素。萬釬君[1]采用動態(tài)壁面靜壓測試方法，有效測取了某二級軸流壓氣機葉尖流動。國內外對葉尖流動的研究，基本上都基于低速大尺寸模型壓氣機試驗件。本文在前人技術的基礎上，采取動態(tài)壁面靜壓測試方法，試驗研究了設計轉速為38 700 r/min的四級高速軸流壓氣機葉尖流動現(xiàn)象。

2 測試設備及測試方法

2.1測量站布置

通過機匣壁面動態(tài)壓力測量和等相位平均數(shù)據(jù)處理方法來研究葉尖流動現(xiàn)象。該測量方法簡單、對流場干擾小、試驗成本低，可測量從低速到高速及不同葉尖間隙大小的葉輪機葉尖流動現(xiàn)象。此次試驗在四級壓氣機第一級動葉葉尖對應機匣上布置壁面動態(tài)壓力傳感器。傳感器沿壓氣機軸向交叉錯開分布，分兩排，每排6只，排與排之間相差一個柵距，其示意圖如圖1所示。

圖1 壁面靜壓傳感器安裝位置示意圖Fig.1 The arrangement of 12 wall static pressure sensors

試驗使用的傳感器為壓阻式傳感器，型號為Kulite XCE-062，量程為350 kPa，固有頻率可達300 kHz，完全滿足葉尖測量要求。傳感器尺寸小，采用齊平安裝方式，可最大限度提高測量精度。

2.2同步定位設計

采用同步鎖相技術研究轉子葉尖流動周期規(guī)律，采用光電傳感器引出轉速同步信號。在整流罩內壓氣機軸端固定位置處涂上熒光漆，壓氣機每轉動一周，光電傳感器就向數(shù)采系統(tǒng)輸出一次同步脈沖信號。壁面脈動靜壓傳感器與轉速傳感器的安裝位置如圖2所示。

圖2 壁面靜壓傳感器與轉速傳感器周向(逆航向)安裝位置Fig.2 The layout of pressure sensor and speed sensor

2.3測試系統(tǒng)及測試方法

動態(tài)采集系統(tǒng)采用Genesis，16位AD，具有可編程放大器和濾波器。系統(tǒng)采集精度0.1%，采集卡最高采樣率200 kHz，最大模擬帶寬20 kHz。

試驗錄取了相對換算轉速nˉ=0.30、0.40、0.50、0.60、0.70、0.75、0.80時，壓氣機一級動葉葉尖壁面的脈動壓力。一級葉片數(shù)為16片，葉高43 mm。本次最高試驗轉速約30 976 r/min，所以最高通過頻率可達8.30 kHz。為獲取較高的幅值測量精度，設定采樣率為200 kHz，帶寬為20 kHz。這樣每個柵距內可采集24～64個測點，滿足測試需求。

2.4數(shù)據(jù)處理方法

數(shù)據(jù)處理方法參考文獻[10]中的等相位數(shù)據(jù)平均處理，以同步轉速正脈沖的上升沿為相位起始點截取3個槽道的數(shù)據(jù)，方向為逆航向看沿周向逆時針旋轉，截取32次采集數(shù)據(jù)進行等相位平均。

3 試驗結果分析

圖3為部分試驗狀態(tài)下葉尖的靜壓云圖，從進口看為順時針旋轉方向。圖中橫坐標表示靜壓場沿周向展開前四個葉片葉尖處靜壓場坐標，縱坐標表示流場沿壓氣機的軸向位置。

3.1整體葉尖流場特性

沿周向看，從圖中等壓線都可看出靜壓場沿葉片旋轉方向呈明顯的周期性，一個柵距有一個周期靜壓場。沿軸向看，壓力場呈明顯的梯度場，從葉尖前緣至尾緣，壓力顯著提高，滿足擴壓葉柵的壓力場特性。壓力云圖表明充滿著三維非定常流動，反映出葉柵槽道內流場的增壓特性，并沿旋向呈明顯的周期規(guī)律特性。

圖3 各試驗狀態(tài)下葉尖的靜壓云圖Fig.3 Tip static pressure flowfield contours of different testing conditions

3.2激波對葉尖流場的影響

由于該四級壓氣機為高負荷壓氣機，為提高輪緣功，其設計轉速很高(38 700 r/min)，在葉尖位置，葉型設計為超聲速葉型。葉尖絕對速度在轉速0.3～1.0范圍內可達126～421 m/s。由于四級壓氣機靜葉出口都是軸向排氣，未設計氣流預旋，所以在高轉速范圍內，葉尖葉型處會出現(xiàn)超聲速流場，并伴隨有激波出現(xiàn)。從圖中可見，轉速0.3～0.8范圍內，在對應于槽道通流區(qū)，出現(xiàn)激波位置處有壓力擾動(大部分云圖在縱坐標10～20 mm處)，較低轉速(小于0.5)下并不明顯；稍高轉速(大于0.6)下，葉柵通流區(qū)內存在激波，激波附面層相互干涉，出現(xiàn)了很大的壓力脈動，所以在轉速大于0.6時，激波對應位置有明顯的等壓線扭曲，有些成封閉團狀曲線，形成沿波面的局部高壓區(qū)。說明葉尖流場在轉速逐漸增大時，受槽道斜激波的影響愈發(fā)明顯，并形成沿波面較紊亂的局部高壓區(qū)。葉尖靜壓場測試結果，可在一定程度上反映出葉柵槽道內激波位置與強度。

3.3葉尖泄漏流動

從圖中可看出，葉尖泄漏流起始于葉片前緣，在葉片前緣靠近壓力面有一相對高壓區(qū)。隨著轉速的上升，此高壓區(qū)壓力有減小的趨勢；轉速達0.5以上后，此高壓區(qū)的影響區(qū)域也減小，可能是隨著轉速的升高，轉子前緣局部加速能力增強，靜壓降低，使前緣阻滯減弱。葉尖泄漏流所處的位置主要位于葉頂面處，前后幾乎貫穿了半個轉子葉排距離，等壓線分布較雜亂，紊流度和氣流脈動較大。葉尖流場由于葉片不斷通過造成葉尖間隙氣流泄漏，從而導致葉頂間隙處氣流速度偏大，葉片通過處的靜壓場稍低于同位置處葉柵通流區(qū)的靜壓場，因此葉柵處后半段的等壓線都向上拱。這表明葉尖靜壓場云圖可反映出葉片掠過對流場的影響。泄漏流沿弦向隨著葉盆葉背壓差的減小而減小，超過弦長一半后的葉尖后半段，泄漏發(fā)生得很少，所以等壓線密度比較均勻。這同時也反應了泄漏渦的脫落與擴散，至1/2左右弦長處，泄漏流降至最弱。

另外，所有圖中都有一片跨越葉頂前半段葉盆葉背，并呈喇叭狀向氣流上游發(fā)展的低壓區(qū)，這是葉尖泄漏流發(fā)展的主要區(qū)域。葉頂間隙兩端，近葉盆邊壓力高，近葉背邊壓力低，壓力梯度較大，由壓差引起的葉尖泄漏，導致壁面靜壓降低，形成從葉頂前半段壓力面擴展到轉子進口基元通道內的低壓區(qū)。泄漏流影響區(qū)隨其流向擴大，呈喇叭狀向上游發(fā)展，主要影響區(qū)域長度大致為1/2的弦長，影響了大致1/3倍葉柵流場。

葉尖間隙的節(jié)流使葉尖靠近葉背處的壓力較低，等壓線相對較疏，梯度較小，在端區(qū)形成一個沿葉背的低壓帶，壓力最低點在低壓帶前端。葉片的前半段，尤其是前端壓差大，泄漏強烈。這是因為超聲速擴壓葉柵主要靠激波增壓，而激波位置主要在葉片前段，前段位置處葉片負荷較大，從葉盆到葉背壓力梯度很大。沿葉盆方向離開葉背低壓帶，等壓線較密，梯度較大，葉片做功效果明顯，壓力上升，形成一個順葉盆高壓帶，特別是在葉片后半段，高壓帶沿周向逐漸擴大，壓力值提高。

以上這些現(xiàn)象表明，葉尖靜壓場反映出葉尖泄漏流對流場的影響。

隨著壓氣機狀態(tài)的增加，葉頂位置處靜壓場的紊亂程度并未增長，反而有下降趨勢。原因大致為：壓氣機狀態(tài)增加，轉速與換算流量增大，通流區(qū)內旋轉坐標系中質量流量迅速增長，很快形成跨越部分通流區(qū)的聲速線。葉柵流場在臨界或接近臨界狀態(tài)時，流量已經很大，所以葉尖三維非定常流(流量很小)對于葉尖流場的影響可能會變小。這時壓氣機效率的損失，主要由葉柵通流區(qū)內二次損失導致。

從靜壓場云圖中發(fā)現(xiàn)，葉尖泄漏流與尾跡相遇后泄漏流強度減弱。在尾跡處，從圖中難以發(fā)現(xiàn)更多的封閉團狀曲線，即表明渦系的強度在減弱。這說明尾跡流與葉尖泄漏流的干涉，將導致葉尖流場紊流度減小，壓力脈動減小。

3.4周期性氣動激振最大位置與葉柵氣動負荷最大位置

從圖3(d)～圖3(f)可看出，高轉速(大于0.7)下，在葉柵弦長1/3處，由于沿旋向高壓區(qū)、低壓區(qū)交錯排布，流場的壓力突躍脈動峰-峰幅值最大，高達15～20 kPa，導致較大的氣動激振；同時，由于此處激波的存在，葉盆葉背壓差很大，導致葉片氣動負荷很大。分析表明，此處葉柵周期性氣動負荷對葉片影響較大。

此型試驗件曾在試驗中發(fā)生過一級動葉靠近前緣處的壁面脈動壓力傳感器全部損壞的情況(圖4)。此試驗件也曾在換算轉速0.8時，振動信號出現(xiàn)異常，檢查發(fā)現(xiàn)，第一級轉子葉片距前緣約16 mm處出現(xiàn)貫穿性裂紋(圖5)[11]。文獻[11]通過振動特性計算分析發(fā)現(xiàn)，振動應力主要分布在葉尖附近，與試驗過程中的裂紋位置接近，說明葉片剛性不足以抵抗氣流產生的動態(tài)載荷，從弦長約1/3處氣流脈動達到最大，表明進氣支板尾流引起的強大氣流激振擾動，使得剛性不足的葉片進入強迫共振后疲勞，導致了葉片裂紋。

圖4 前緣布置的壁面脈動壓力傳感器位置Fig.4 The layout of pressure fluctuation sensors in leading edge

圖5 壓氣機葉片裂紋宏觀顯示Fig.5 Image of crack on the blade of compressor

4 結論

(1)流場的壓力脈動呈周期性，且這種周期性脈動以葉片通過頻率為表征。葉尖靜壓場反映了槽道內激波的位置與強度，激波對葉尖流場的影響隨著轉速的升高而逐漸增大，葉片前緣對氣流的阻滯作用隨著轉速的升高而逐漸減弱。

(2)葉尖泄漏主要發(fā)生在葉頂前半段壓力面到轉子進口基元通道處，且在葉片前半段泄漏強烈，其尺寸大致為1/2弦長，并影響了大致1/3倍葉柵流場；在1/2弦長處減至最弱，其形狀主要為開口向下喇叭形。隨著轉速的增加，葉尖泄漏流對葉尖流場的干擾作用和區(qū)域減小。

(3)葉柵周期性氣動激振對葉片約1/3弦長處影響較大。該位置氣流脈動達到最大，強大的氣流激振擾動使得剛性不足的葉片進入強迫共振后疲勞，導致葉片出現(xiàn)裂紋。

[1]萬釬君.軸流壓氣機轉子葉尖泄漏流動試驗研究[R].四川成都：中國燃氣渦輪研究院，2007.

[2]Lakshminarayana B，Davino R，Pouagare M.Three-Di?mensional Flow Field in the Tip Region of a Compressor Rotor Passage-Part I:Mean Velocity Profiles and Annulus Wall Boundary Layer[J].ASME of Engineering for Power，1982，104：760—771.

[3]Lakshminarayana B，Pandya A.Tip Clearance Flow in a Compressor Rotor Passage at Design and Off-Design Con?ditions[J].ASME of Engineering for Power，1984，106：570—577.

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[6]馬宏偉，蔣浩康.軸流壓氣機葉尖泄漏渦的時均流動[J].工程熱物理學報，1998，19(6)：681—686.

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[9]劉寶杰，嚴明，劉胤，等.跨音風扇轉子尖部非定常流場的PIV初步測量[J].航空動力學報，2001，16(2)：147—152.

[10]熊兵，陳洪敏，文璧，等.基于四孔壓力探針技術的渦輪轉子出口流場測量[J].燃氣渦輪試驗與研究，2012，25(S0)：6—10.

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Experiment on Tip Flow Property of High Speed Axial Flow Compressor

AO Yong-ping，SHAN Zhi-chao，HE Yi-na，XIONG Bing，F(xiàn)AN Jia-feng
(China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

To investigate compressor tip flow property,the wall static pressure of its 1th rotor was measured using high frequency dynamic pressure sensors.The phase average method was employed to analyze the test data collected at different corrected speeds.The analysis results show that the shock wave in channel is in evidence when the relative corrected speed is above 0.6 and the strength of shock wave increases with the compressor speed.The leakage flow is clear and strong at the leading edge and it weakens along with the flow direction,affecting the nearly 1/2 length of chord and 1/3 of cascade channel flowfield.The fluctuating pressure Vp-p is largest about 15～20 kPa at the 1/3 length of chord when the speed is above 0.7 which will bring about aerodynamic excitation and the blade will undertake large periodic aerodynamic load.

aero-engine；compressor；tip leakage flow；dynamic static pressure；phase average；shock wave

V231.3

A

1672-2620(2013)04-0013-05

2013-07-22；

2013-08-02

敖永平(1973-)，男，四川平武人，高級工程師，碩士，主要從事零部件試驗研究工作。