張晨凱 胡 駿 王志強

南京航空航天大學(xué)江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京，210016

0 引言

對風(fēng)扇／壓氣機內(nèi)復(fù)雜流動，特別是端部區(qū)域內(nèi)流動及其機理的認(rèn)識程度直接決定了壓氣機的設(shè)計水平［1］。軸流風(fēng)扇／壓氣機中，端部區(qū)域流動是大尺度渦主導(dǎo)的強非定常、強剪切的強三維流動，渦系結(jié)構(gòu)極為復(fù)雜，對壓氣機性能和穩(wěn)定性有重要的影響。轉(zhuǎn)子尖部角區(qū)往往是壓氣機內(nèi)部損失和堵塞集中的地方，一般認(rèn)為多級軸流壓氣機出口級中，端壁附面層區(qū)域內(nèi)損失約占壓氣機總損失的一半［2］，轉(zhuǎn)子葉尖泄漏損失則占端壁區(qū)損失的一半以上［3］；同時，大量實驗表明，壓氣機失速往往起始于轉(zhuǎn)子尖部［4－5］，合理設(shè)計轉(zhuǎn)子葉片尖區(qū)形狀及該處的流場結(jié)構(gòu)將有助于提高壓氣機性能。

壓氣機轉(zhuǎn)子葉尖泄漏渦的產(chǎn)生和發(fā)展?fàn)顩r對壓氣機轉(zhuǎn)子葉尖角區(qū)的流動起著主導(dǎo)作用，也直接決定了壓氣機性能及其氣動穩(wěn)定性。近年來，采用轉(zhuǎn)子壁面動態(tài)靜壓探針研究壓氣機轉(zhuǎn)子尖部區(qū)域流動成為了一種主流方法，國內(nèi)外許多學(xué)者通過該方法研究了葉尖泄漏渦的主要特征［6－8］。一般認(rèn)為，泄漏渦的出現(xiàn)會改變?nèi)~片的尖部負荷，葉尖間隙達到一定值時泄漏流才會發(fā)展成泄漏渦，隨著流量減小，泄漏渦起始位置更加靠近前緣。

附面層特性直接關(guān)系著發(fā)動機及其部件的性能，為了解軸流壓氣機進口氣流品質(zhì)，同時為壓氣機二維通流設(shè)計提供準(zhǔn)確的堵塞系數(shù)，乃至建立恰當(dāng)?shù)亩氯Ｐ?，有必要開展壓氣機端壁區(qū)附面層的測量。

筆者在南京航空航天大學(xué)四級低速大尺度軸流壓氣機試驗臺上，針對四級低速軸流壓氣機端壁區(qū)流動情況展開了詳細的流場測量，并對測量結(jié)果進行了分析。

1 實驗裝置

1.1 低速軸流壓氣機

圖1給出的是南京航空航天大學(xué)的四級低速大尺寸軸流壓氣機試驗臺。該試驗臺主要用于高壓壓氣機后面級的低速模擬研究，其主要結(jié)構(gòu)包括喇叭口、進氣管道、整流罩、壓氣機試驗段、蝸殼、排氣管道、節(jié)氣閥門和驅(qū)動電機。壓氣機轉(zhuǎn)子由一臺315kW的直流電動機驅(qū)動，轉(zhuǎn)速在0～1000r／min范圍內(nèi)無級可調(diào)，轉(zhuǎn)速和電機輸出功率的測量采用國產(chǎn)JC3A型轉(zhuǎn)矩轉(zhuǎn)速傳感器。試驗段主要部件包括：進口導(dǎo)葉，四級重復(fù)級轉(zhuǎn)子、靜子。轉(zhuǎn)子和靜子均采用定制葉型，等環(huán)量分布規(guī)律。該壓氣機設(shè)計轉(zhuǎn)速為900r／min，但本次實驗全部數(shù)據(jù)均在700r／min轉(zhuǎn)速下測得。壓氣機具體設(shè)計數(shù)據(jù)參見表1。

圖1 低速大尺寸軸流壓氣機試驗臺系統(tǒng)圖

表1 壓氣機具體參數(shù)

1.2 測點安排

為了滿足壓氣機進口附面層測量、總體性能、通道內(nèi)以及級間參數(shù)的測試要求，除在轉(zhuǎn)子機匣外側(cè)開靜壓孔測量外，還在該低速模型壓氣機上設(shè)置了A～L共11個測量截面，如圖2所示。本文中用到A、L、F、G截面以及F與G之間的外機匣壁面。A截面為進口測量截面，該截面的內(nèi)外機匣各均布了6個壁面靜壓孔，用于測量壓氣機進口的靜壓，在外機匣上布置12個探針安裝座，用于安裝六點梳狀總壓耙或附面層探針；L截面為出口測量截面，該截面的內(nèi)外機匣各均布了8個壁面靜壓孔，用于測量壓氣機出口的靜壓值，另外，在外機匣上均布了8個探針安裝座，用于測量壓氣機出口截面的總壓值。為了詳細測量第三級壓氣機轉(zhuǎn)子前后流場參數(shù)，在F、G截面設(shè)置有位移機構(gòu)安裝座，用于安裝位移機構(gòu)以帶動四孔探針在軸向平面內(nèi)移動，實現(xiàn)轉(zhuǎn)子前后流場的測量。F和G間的外機匣壁面沿軸向每隔12mm安裝1個動態(tài)探針（共安裝6個），測量壁面靜壓動態(tài)變化。同時，為了測量壓氣機進口的流量值，在試驗臺進口喇叭口近下游管道上均布了6個壁面靜壓孔。

圖2 低速壓氣機流場測量截面及測點分布

1.3 測量用探針

附面層測量采用自行研制的兩種規(guī)格的十點梳狀附面層探針（圖3），測量時只有探針頭部的測孔位于流場中，經(jīng)估算，該測量探針對流場的干擾可以忽略。探針每根總壓管內(nèi)徑為0.6mm，外徑為0.8mm，1號探針能測量的范圍是1～14.5mm，每隔1.5mm布置一根總壓管，而2號探針測量范圍為1～24mm，前5根總壓管相鄰兩根之間的距離為2mm，而后6根的相鄰兩根的間距則為3 mm。

第三級轉(zhuǎn)子進出口平面內(nèi)流場采用位移機構(gòu)帶動四孔探針進行測量，四孔探針結(jié)構(gòu)如圖4所示。該四孔探針為一直桿，頭部為半球形，探針外徑為6mm，在其頭部開設(shè)有4個測壓孔，測孔直徑為0.6mm，其1號孔為總壓測孔，其余各孔為靜壓測孔，它們與1號孔的夾角都為45°。

圖3 兩種規(guī)格的十點梳狀附面層探針

圖4 四孔探針結(jié)構(gòu)示意圖和實物圖

在第三級轉(zhuǎn)子外機匣壁面安裝有6個動態(tài)探針，探針內(nèi)埋入高頻響Kulite MIC－190傳感器，探針具體安裝位置如表2所示。采用的Kulite MIC傳感器具有寬廣的動態(tài)范圍和全向能力，尺寸小，響應(yīng)曲線較為平坦，主要用于聲腔壓力測量，能測量的聲壓范圍為100～194dB。

表2 第三級轉(zhuǎn)子外機匣壁面測點分布

2 實驗方案

本實驗包括四部分內(nèi)容：壓氣機總體性能測量、進口端壁附面層測量、壓氣機第三級轉(zhuǎn)子進出口流場測量以及第三級壓氣機壁面動態(tài)靜壓測量。

總體性能實驗的目的是獲得低速壓氣機的壓比－流量系數(shù)曲線、效率－流量系數(shù)曲線。逐漸關(guān)小閥門直至失速，壓氣機的進口流量可通過測量進口的總溫、總壓以及靜壓經(jīng)計算得到，轉(zhuǎn)速和功率由轉(zhuǎn)矩轉(zhuǎn)速傳感器測得，通過測量進出口截面的平均總壓得到總壓比，各截面的平均總壓和靜壓分別由多根六點梳狀總壓探針和壁面靜壓孔測得。所有穩(wěn)態(tài)壓力信號均采用DTCnet壓力掃描閥系統(tǒng)采集獲得。

在壓氣機進口機匣端壁安裝兩支十孔梳狀附面層探針，在上述關(guān)小閥門的過程中，同時采集各孔測得的壓力信號，進而獲得整個工作范圍內(nèi)進口端壁附面層區(qū)域內(nèi)的流動信息。同樣在關(guān)小閥門時，利用LMS ScadaⅢ型動態(tài)壓力測量儀采集不同工作狀態(tài)下機匣壁面六點動態(tài)靜壓信號，以獲得轉(zhuǎn)子尖部復(fù)雜流動的流場信息，有助于加深對葉尖復(fù)雜流動機理的認(rèn)識。

利用位移機構(gòu)帶動四孔探針測量第三級轉(zhuǎn)子前后的流場情況。坐標(biāo)位移機構(gòu)分別安裝在第三級轉(zhuǎn)子葉片的進出口截面，四孔探針的主桿固定在位移機構(gòu)上，將探針的頭部伸入葉片通道中。所采用的位移機構(gòu)有3個自由度，在位移機構(gòu)的帶動下，探針可在該軸向平面內(nèi)做徑向、周向的平移，并且可以繞其主桿中心轉(zhuǎn)動，其徑向行程為100mm，周向行程為180mm，重復(fù)定位精度高達±0.1mm，可以精確地移動到所需進行測量的位置，從而實現(xiàn)對葉片通道內(nèi)一個軸向截面的測量。在轉(zhuǎn)子前測量一個柵距內(nèi)的流場情況（19×19個測點），而在轉(zhuǎn)子后，因為轉(zhuǎn)子本身是旋轉(zhuǎn)的，故僅測量一個周向位置的參數(shù)，獲得流速的周向平均量即可。圖5中粗實線與橫坐標(biāo)的交點就是轉(zhuǎn)子后流場的具體測點。

圖5 轉(zhuǎn)子前后流場測點具體分布

3 實驗結(jié)果及分析

3.1 壓氣機總體性能

本實驗在轉(zhuǎn)速700r／min下進行。圖6給出的是四級壓氣機工作在700r／min下的總壓比和效率特性，圖中給出了11個狀態(tài)點，從圖上可以看出，隨著閥門開度的減小，流量逐漸減小，壓比和效率都呈現(xiàn)迅速增大的趨勢，到流量系數(shù)Φ約為0.61（O.P.5）時，效率達到最大值，約為0.886；隨著流量系數(shù)進一步減?。ɡ^續(xù)關(guān)小閥門），效率開始緩慢下降，而壓比則繼續(xù)較緩慢地增大，在流量系數(shù)約為0.5（O.P.10）時，壓比達到最大值；再減小閥門開度，則效率和壓比會迅速下降，壓氣機進入旋轉(zhuǎn)失速狀態(tài)，一般認(rèn)為最后一個穩(wěn)定狀態(tài)（O.P.10）為穩(wěn)定邊界。

3.2 壓氣機進口附面層

分析附面層探針測得的四個典型工作狀態(tài)（Φ 分 別 為 0.77、0.61、0.54、0.50，分 別 對 應(yīng)O.P.1、O.P.5、O.P.7和 O.P.10這4個工作狀態(tài)）下外機匣附面層內(nèi)速度分布情況。

圖7給出的是兩種附面層探針和總壓探針測得的速度沿徑向的分布，兩種附面層探針測得的速度剖面圖基本重合。探針1量程不足，未能測得整個附面層，探針2測得附面層厚度約為19mm。圖8給出了不同工作狀態(tài)下二號附面層探針測得的速度沿徑向的分布。由圖8可知，附面層內(nèi)速度重合度較好；離壁面距離小于10mm時，流量越大，附面層內(nèi)速度越小，且越靠近壁面，差別越大。在離壁面超過10mm到主流區(qū)這一范圍內(nèi)，測量結(jié)果重合較好，且隨流量減小，附面層厚度（99%主流速度）增大。

圖7 不同探針測得的速度沿徑向的分布

圖8 二號附面層探針測得速度沿徑向的分布

在整流罩后壓氣機管道內(nèi)，流量系數(shù)為Φ＝0.61時，平均軸向速度約為30m／s。從整流罩尾部到附面層探針測量位置的軸向距離約為1m。該壓氣機外徑大，從局部來看接近平板形式，采用平板附面層的計算公式進行估算。采用紊流附面層指數(shù)定律計算公式計算其附面層厚度：

式中，δ為附面層厚度；x為平板長度；Rex表示x長度處的雷諾數(shù)。

這和實驗測得的附面層厚度（19mm）吻合較好，說明采用平板附面層計算公式進行估算是合適的，也從一定程度上說明通過整流罩的順壓力梯度基本能吹除進氣管道內(nèi)積累起來的附面層。

假設(shè)葉尖、葉根兩個端壁的二維附面層內(nèi)速度分布形式一致，進而能計算出：位移厚度δ1＝5.42mm；動量損失厚度δ2＝3.80mm；能量損失厚度δ3＝6.72mm；形狀因子 H12＝δ1／δ2＝1.43。

在進行壓氣機設(shè)計時，考慮到堵塞，一般將設(shè)計流量放大到要求值的90／（90－δ1），即流量儲備系數(shù)為1.06，堵塞系數(shù)為1／1.06＝0.943，這有益于高性能壓氣機的設(shè)計。一般來說，充分發(fā)展的湍流附面層的形狀因子H12≈1.4，這從側(cè)面證明了測點處是完全發(fā)展的湍流附面層，故采用湍流附面層的計算公式是可行的。

3.3 第三級轉(zhuǎn)子前后速度分布

圖9給出的是兩種工作狀態(tài)下第三級進口和出口速度周向平均值沿徑向的分布。圖9中顯示，徑向速度均接近于0，只是在上端壁區(qū)有所增大，這是主流區(qū)高能流體向葉尖端壁區(qū)的徑向遷移作用造成的。對于進口，軸向速度沿徑向分布則體現(xiàn)了端壁附面層的作用效果，上壁面附面層厚度約為20mm，而下壁面則只有5mm左右，分析原因是輪轂旋轉(zhuǎn)加速了流體在徑向的摻混，從而導(dǎo)致該處在較小徑向范圍內(nèi)就能達到主流速度，使得附面層很薄。對于出口，上壁面處附面層厚度也約為20mm，下壁面也能明顯看出存在的附面層，但厚度小于上壁面處；對比兩種狀態(tài)，在上半葉高部分周向速度存在一定差別。對比圖9和圖7可知，受轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)刮削端壁附面層等影響，從壓氣機進口到第三級附面層厚度幾乎沒有增大。

圖9 不同工作狀態(tài)下第三級進出口絕對速度沿徑向分布

3.4 機匣壁面動態(tài)壓力

圖10 不同工作狀態(tài)下壁面靜壓系數(shù)Cp分布云圖

圖10給出的是在不同的工作狀態(tài)（O.P.1、O.P.3、O.P.6和 O.P.10，流量系數(shù)分別為0.77、0.74、0.56、0.50）下壁面靜壓系數(shù)分布的云圖，從圖中可以明顯看出低壓區(qū)的壓力梯度較大的渦核，一般認(rèn)為經(jīng)過該渦核的壓力低谷區(qū)斜槽是葉尖泄漏渦的軌跡。比較不同流量系數(shù)下該壓力凹槽的發(fā)展軌跡，可以得出結(jié)論：隨著流量系數(shù)的減小，葉尖泄漏渦方向更加趨于與葉片前緣連線齊平，也就是轉(zhuǎn)子葉尖區(qū)的流動更加接近轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向，而遠離流向，但是，在近失速點該方向仍離旋轉(zhuǎn)方向有一定角度，因此初步認(rèn)為該失速先兆為模態(tài)波型，這點也與O.P.11時刻失速動態(tài)過程信號（文中未給出）的分析結(jié)果相一致。根據(jù)壁面靜壓的最小點對應(yīng)著泄漏渦的始發(fā)點的一般認(rèn)識，隨著流量系數(shù)減小，葉尖泄漏渦的起始點向前緣移動，說明了在較早的時刻壓力面和吸力面的壓差就達到流體從吸力面溢出所需壓差，從而卷吸成泄漏渦。另外，從圖10中可以看出，工作狀態(tài)O.P.6和O.P.10下葉尖泄漏流的軌跡存在與相鄰葉片發(fā)生碰撞的趨勢，碰撞發(fā)生后，部分流體會越過相鄰葉片頂部，發(fā)生所謂的“二次泄漏”現(xiàn)象，加劇了葉尖區(qū)域流動的非定常性，同時對碰撞區(qū)域產(chǎn)生卸載的作用［9］，當(dāng)然，受測點數(shù)目（6個）的限制，圖中并不能很好地揭示這種卸載作用以及流動的非定常性，后期實驗將采用一排布置10個測點在O.P.10工況下針對該問題開展更為深入細致的研究。泄漏渦通常經(jīng)歷產(chǎn)生、發(fā)展、壯大過程，最后因主流的流向摻混作用而耗散。

泄漏渦渦核附近區(qū)域的靜壓梯度較大，泄漏渦軌跡經(jīng)過的位置略有不同就可能導(dǎo)致各個通道同相點壓力脈動變化幅度較大。提取出葉片通道中壓力脈動較大的點，通常認(rèn)為這是泄漏渦的影響區(qū)域，采用鎖相技術(shù)分析不同位置脈動情況。圖11顯示的是不同流量系數(shù)下壁面靜壓系數(shù)的均方根值σRMS分布云圖，一般認(rèn)為圖中高σRMS區(qū)域反映了葉尖泄漏渦的軌跡［8］。通過比較圖11中四個流量系數(shù)下壁面靜壓系數(shù)的σRMS云圖，可以得出與圖10類似的結(jié)論：隨著流量系數(shù)的減小，葉尖泄漏渦軌跡更加趨于與前緣線齊平，并且隨著流動的發(fā)展，葉尖泄漏渦逐漸耗散。比較圖11和圖10對應(yīng)流量系數(shù)下的葉尖泄漏渦軌跡，二者起始位置符合較好，推斷出的泄漏渦發(fā)展的方向存在一定的差別，但總體上較為吻合。壁面動態(tài)靜壓譜對認(rèn)識和預(yù)測葉尖泄漏渦的軌跡有一定的幫助，但由于轉(zhuǎn)子葉尖流動的復(fù)雜性，這只能作為一個定性的參考。后期將利用先進的流動測試技術(shù)（轉(zhuǎn)子尖部粒子圖像測速法）來對葉尖泄漏渦的具體形態(tài)及演變機制進行更深入的研究。

圖11 不同工作狀態(tài)下壁面靜壓系數(shù)的均方根值分布云圖

圖12給出的是不同工作狀態(tài)下轉(zhuǎn)子尖部的相對負荷情況，假設(shè)采集到的最大和最小壓力數(shù)據(jù)分別對應(yīng)的是壓力面和吸力面上的壓力。此處的負荷采用的是壓力傳感器測得的100個周期內(nèi)，每個周期最大和最小壓力信號差的平均值。從圖12中能看出，隨著流量系數(shù)的減小，轉(zhuǎn)子尖部最大負荷由尾緣移向前緣，這充分說明了葉尖負荷在軸向位置的分布變化情況。同時，隨著流量系數(shù)的減小，最大負荷值也基本呈逐漸增大的趨勢，這從一定側(cè)面上反映了轉(zhuǎn)子尖部總負荷的變化情況。正是因為葉尖負荷的這種變化，導(dǎo)致壓氣機旋轉(zhuǎn)失速往往首先發(fā)生在轉(zhuǎn)子尖部區(qū)域。

圖12 不同工作狀態(tài)下第三級轉(zhuǎn)子葉尖負荷

4 結(jié)論

（1）經(jīng)過整流罩的加速減壓作用后，進口段積累起來的附面層厚度減小到接近于0，因此壓氣機進口管道長度對壓氣機進口附面層厚度的影響很小；采用湍流平板邊界層公式能較好地估算出壓氣機進口管道的附面層厚度。

（2）轉(zhuǎn)子前后內(nèi)機匣處由于輪轂的旋轉(zhuǎn)作用而導(dǎo)致附面層較薄，受轉(zhuǎn)子刮削端壁附面層的影響，外機匣處附面層厚度從壓氣機進口到第三級轉(zhuǎn)子前緣基本保持不變。

（3）該壓氣機具有模態(tài)波的失速先兆，隨壓氣機流量的減小，葉尖總負荷增加，而最大負荷點逐漸前移，葉尖泄漏位置前移，而其泄漏軌跡更趨于與轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向平齊；在近失速點附近，葉尖流動非定常性更強，且葉尖泄漏流會與相鄰葉片壓力面發(fā)生碰撞，形成“二次泄漏”。

［1］Smith L H.Axial Compressor Aerodesign Evolution at General Electric［J］.Journal of Turbomachinery，2002，124（3）：321－330.

［2］Wisler D C.Loss Reduction in Axial－flow Compressors through Low－speed Model Testing［J］.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，1985，107（2）：354－363.

［3］Lakshminarayana B.Fluid Dynamics and Heat Transfer of Turbomachinery［M］.New York：John Wiley＆Sons，Inc.，1996.

［4］Day I J.Stall Inception in Axial Flow Compressors［J］.Journal of Turbomachinery，1993，115（1）：1－9.

［5］Camp T R，Day I J.A Study of Spike and Modal Stall Phenomena in a Low－speed Axial Compressor［J］.Journal of Turbomachinery，1998，120（3）：393－401.

［6］Inoue M，Kuroumaru M.Structure of Tip Clearance Flow in an Isolated Axial Compressor Rotor［J］.Journal of Turbomachinery，1989，111（3）：250－256.

［7］Nishioka T，Kanno T，Hayami H.Rotor－tip Flow Fields Near Inception Point of Modal Disturbance in an Axial－flow Fan ［C］／／ASME Paper， No.GT2010－22187.

［8］童志庭.軸流壓氣機中葉尖泄漏渦、失速先兆、葉尖微噴氣非定常關(guān)聯(lián)性實驗研究［D］.北京：中國科學(xué)院工程熱物理研究所，2006.

［9］鄧向陽.壓氣機葉頂間隙流的數(shù)值模擬研究［D］.北京：中國科學(xué)院工程熱物理研究所，2006.