謝 喆，柳陽威，劉小華，孫曉峰，陸利蓬

（1.北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國家科技重點實驗室，北京100191；2.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191）

旋轉(zhuǎn)進口畸變頻率對跨聲速壓氣機穩(wěn)定性影響的數(shù)值研究

謝 喆1，2，柳陽威1，2，劉小華1，2，孫曉峰1，2，陸利蓬1，2

（1.北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國家科技重點實驗室，北京100191；2.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191）

為了研究旋轉(zhuǎn)進口畸變對于壓氣機失速過程的影響，以及探討最易誘發(fā)壓氣機失速的擾動頻率即特征頻率存在性的問題，采用非定常方法計算研究了4種不同頻率的進口旋轉(zhuǎn)畸變對跨聲壓氣機Rotor37失速起始過程的影響。結(jié)果表明：在同樣幅值條件下，當旋轉(zhuǎn)頻率與失速擾動頻率相近時的畸變會引起失速，反之亦然；進口畸變的低壓區(qū)引起部分葉片通道內(nèi)流動結(jié)構(gòu)失穩(wěn)后，在葉尖泄漏渦破碎的作用下通道內(nèi)形成嚴重堵塞，從而導致壓氣機失速。該方法能夠較好地描述轉(zhuǎn)子中失速團的發(fā)展過程，同時得出了進口畸變頻率對失速過程影響的物理機制。

進口畸變；旋轉(zhuǎn)失速；擾動頻率；葉尖泄漏；跨聲速壓氣機；穩(wěn)定性；數(shù)值模擬

0 引言

現(xiàn)代飛機不斷提高的技術(shù)指標要求航空發(fā)動機具備高可靠性和穩(wěn)定性[1]，而在小流量工況下旋轉(zhuǎn)失速問題正是限制壓氣機有效工作范圍的主要原因之一。因此，需要在設(shè)計過程中進行準確預測和有效控制，但由于失速過程中壓氣機內(nèi)出現(xiàn)葉尖間隙泄漏流、葉片吸力面分離流、前緣溢流、尾流倒流等多種非定常流動，并且旋轉(zhuǎn)失速需要整圈多排的跨尺度非定常計算，耗費非常大而無法在工程上廣泛應(yīng)用。因此，建立較為準確的工程適用的壓氣機穩(wěn)定性預測模型和數(shù)值方法，具有重要的科學意義和工程意義。

早在1974年Nenni和Ludwig[2]基于小擾動理論線性化了2維簡化的單排葉片模型，通過激盤模型的假設(shè)得到了單、雙排葉柵的2維不可壓旋轉(zhuǎn)失速穩(wěn)定性模型；Greitzer[3-4]提出的基于壓縮系統(tǒng)理論的壓氣機穩(wěn)定性模型為簡化激盤1維非線性模型，用于預測受到擾動后軸流式壓縮系統(tǒng)的瞬時流場變化情況；之后，Moore和Greitzer[5-6]將此模型發(fā)展到2維不可壓流動中，使得模型能夠同時應(yīng)對壓氣機喘振、失速的穩(wěn)定性分析并且提供了預測失速后非線性現(xiàn)象的方法；孫曉峰[7-8]利用3維可壓縮的線性化非定常Euler方程發(fā)展出可以考慮任意階徑向擾動的3維可壓縮旋轉(zhuǎn)失速穩(wěn)定性模型；孫曉峰[9]等在該模型理論基礎(chǔ)上進一步發(fā)展，從基本的N-S方程出發(fā)，發(fā)展了葉輪機內(nèi)部流動失穩(wěn)的通用穩(wěn)定性理論，將一般的流動穩(wěn)定性問題轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)的特征值方程來求解壓氣機的穩(wěn)定性問題，能夠較為準確地預測壓氣機失穩(wěn)工況點和在該工況點最易引發(fā)失速的進口畸變擾動頻率，即特征頻率。

本文在文獻[9]的研究基礎(chǔ)上，采用3維非定常CFD技術(shù)數(shù)值研究旋轉(zhuǎn)進口總壓畸變頻率對某跨聲壓氣機穩(wěn)定性影響。以高速跨聲壓氣機Rotor37為例，模擬了不同進口畸變擾動頻率下壓氣機流動情況，根據(jù)出現(xiàn)失速現(xiàn)象的工況分析了進口旋轉(zhuǎn)畸變導致壓氣機失速的機理。

1 研究對象及數(shù)值方法

1.1 壓氣機轉(zhuǎn)子以及進口旋轉(zhuǎn)畸變的選擇

NASA Rotor37跨聲軸流壓氣機轉(zhuǎn)子是典型的高速軸流壓氣機，其內(nèi)部復雜流動十分明顯，如葉尖間隙流動、角區(qū)分離流動、激波與渦相互干涉現(xiàn)象。曾作為葉輪機械領(lǐng)域CFD代碼測試的盲題算例之一[10]，該轉(zhuǎn)子的基本設(shè)計參數(shù)見表1。

根據(jù)文獻[9]中的穩(wěn)定性模型預測結(jié)果，該轉(zhuǎn)子的失速工況的流量為19.37 kg/s，相對轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)頻的失穩(wěn)頻率為86.5%。通常的定常CFD計算在該工況點能夠得到收斂解而并不會數(shù)值發(fā)散達到計算中的失速邊界，但是若在進口處加入該頻率的畸變擾動則易引起壓氣機內(nèi)失速。為了驗證該觀點，設(shè)置了4組不同進口旋轉(zhuǎn)畸變頻率的算例，具體參數(shù)見表2。

表1 Rotor37基本設(shè)計參數(shù)

表2 不同進口旋轉(zhuǎn)畸變頻率參數(shù)

由于在穩(wěn)定性模型預測結(jié)果中無法計算出畸變相對于原本進口參數(shù)的變化幅值大小，因此本文畸變的最大幅值統(tǒng)一為進口總壓5%。

1.2 數(shù)值方法

采用商業(yè)軟件Fluent進行3維RANS方程的定常以及非定常計算。根據(jù)柳陽威[11]、段真真[12]等人的研究成果，湍流模型采用S-A一方程模型，求解器使用有限體積法，離散格式采用1階迎風隱式格式，壓力-速度耦合采用SIMPLEC算法。非定常計算以定常計算結(jié)果為初場，采用1階隱式時間推進法，其中每個葉片通道計算30個物理時間步，其中每個物理時間步包含30個虛擬時間步。

圖1 壓氣機全環(huán)通道網(wǎng)格的拓撲結(jié)構(gòu)

計算網(wǎng)格采用商業(yè)軟件Numeca的IGG模塊生成的分塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，由于需要驗證的進口畸變周向范圍覆蓋0～2π的范圍，所以本文采用全環(huán)通道網(wǎng)格來完整反映進口畸變的影響，其拓撲結(jié)構(gòu)如圖1所示。每個轉(zhuǎn)子通道都由7個網(wǎng)格塊組成，通道內(nèi)部和葉頂間隙分別采用O4H型、H-O型網(wǎng)格。雖然較為密集的網(wǎng)格能夠更好地反映流場的細節(jié)，但是所需計算周期也較長。為了平衡該矛盾，并通過網(wǎng)格無關(guān)性驗證，最終使用的網(wǎng)格流向、單通道展向和主流徑向的節(jié)點數(shù)分別為105、25和49，其中間隙內(nèi)的徑向分布13個節(jié)點，總網(wǎng)格節(jié)點數(shù)約為600萬。所有的固壁面均經(jīng)過加密處理。

為了使來流充分，計算域的進、出口分別取在距離轉(zhuǎn)子前緣、尾緣約1.5倍弦長處的位置。定常計算的進口邊界條件為均勻的軸向進氣，進口處的總壓、總溫分別為101325 Pa、288.2 K；出口為壓力出口邊界，在半徑最小的位置給定靜壓值，按照徑向平衡方程給定出口其他位置靜壓分布，固壁面采用絕熱無滑移邊界。在定常計算中通過調(diào)整出口靜壓逐漸逼近預測失速點（m=19.37 kg/s）得到該工況下的定常收斂結(jié)果，以此為初場進行非定常計算。在非定常計算中，使用Fluent軟件的UDF功能，只改動進口邊界的總壓分布，使其在進口邊界上呈1個完整的正弦分布并且按照一定的轉(zhuǎn)速勻速旋轉(zhuǎn)。進口總壓的計算公式為

式中：Pt為總壓，下標0代表進口邊界；δ為需要計算畸變的幅值，本文中δ=0.05；θ為進口邊界上的周向方位角；f為計算畸變旋轉(zhuǎn)的頻率，即表2中的變量；t為計算過程中的物理時間。

2 計算結(jié)果分析

2.1 定常計算與試驗結(jié)果對比

根據(jù)上述關(guān)于定常計算提高出口壓力的方法，可以得到完整的壓氣機壓升特性與絕熱效率特性曲線，與Dunham[13]給出的試驗結(jié)果對比，如圖2所示。從圖中可見，數(shù)值模擬能夠較好地體現(xiàn)Rotor 37的定常工況曲線的分布規(guī)律及趨勢。但是與許多文獻中的計算結(jié)果相同，從絕熱效率特性對比圖中可見，計算值較試驗結(jié)果偏低；并且在該計算中得到的數(shù)值 發(fā) 散 點（m=18.4 kg/s）仍然比試驗結(jié)果的失速點（19.4 kg/s）略小，證明利用簡單的數(shù)值發(fā)散法用于判斷壓氣機是否進入失速存在較大誤差。

圖2 Rotor 37壓氣機運行工況曲線

為了能夠更好地區(qū)分流場中的渦結(jié)構(gòu)，本文采用Q法則[14]判斷其存在位置。Q值的計算公式為

計算得到的Q值的最大值為渦核的位置。

選取穩(wěn)定性模型預測失速點（m=19.37 kg/s）處定常計算結(jié)果并觀察流場中的結(jié)構(gòu)。機匣處壁面靜壓分布以及極限流線1、通道內(nèi)靠近葉尖間隙位置的流線2以及通道內(nèi)沿垂直于流向方向上截面上的Q值分布3如圖3所示。從圖中可見，雖然在該點處定常計算能夠得到穩(wěn)定收斂的結(jié)果，但是從機匣壁面處的靜壓分布以及極限流線可見，此時葉片通道內(nèi)已經(jīng)有明顯的尾緣反流現(xiàn)象，但是并沒有沖出葉片通道的范圍，而是在前緣附近與葉尖間隙泄漏渦摻混而保持較為穩(wěn)定的形式。

圖3 預測失速點定常計算流場

2.2 不同畸變旋轉(zhuǎn)速度計算結(jié)果對比

為了觀測到失速的發(fā)生以及描述失速團的運動規(guī)律，本文的算例在通道內(nèi)距機匣約5%葉高，距轉(zhuǎn)子葉片前緣約1%弦長靠近葉片前緣處沿周向均勻分布了4個數(shù)值探針，在相對坐標系下捕捉流場的軸向速度信號，同時在計算過程中監(jiān)控壓氣機出口流量的變化。Cal.1與Cal.4的監(jiān)控結(jié)果如圖4所示。從圖中可見，軸向速度信號的擾動傳播速度已完成從相對速度到絕對速度的換算。

從圖4（a）、（c）中可見，2個算例在經(jīng)過約4個轉(zhuǎn)子周期后，出口流量逐漸趨于并維持平穩(wěn)。從圖4（b）、（d）中可見，在葉片前緣附近由于進口的旋轉(zhuǎn)畸變影響存在非定常擾動，同樣在較短的時間內(nèi)（2～3個轉(zhuǎn)子周期）發(fā)展為穩(wěn)定的周期性擾動，并且擾動信號與進口畸變的頻率相同。

Cal.2與Cal.3算例的監(jiān)控結(jié)果如圖5所示。二者都發(fā)生明顯的失速現(xiàn)象。

圖4 Cal.1與Cal.4算例監(jiān)控結(jié)果

圖5 Cal.2與Cal.3算例監(jiān)控結(jié)果

從圖中可見，2個算例的出口流量都經(jīng)過了2個階段的變化，以Cal.2算例的出口流量圖5（a）為例，從0時刻引入進口畸變之后，流量開始減小，但此時減小的趨勢并不嚴重，流量變化曲線斜率并不大；但是在經(jīng)過約1.2～1.3個轉(zhuǎn)子周期之后，其減小趨勢陡然增加，斜率突然增大，可在圖5（b）中觀察到在第2個數(shù)值探針處1個速度劇烈變化的信號，在該信號發(fā)生之后壓氣機內(nèi)部的流動結(jié)構(gòu)失去穩(wěn)定性，進入失速工況。該信號沿周向傳播的速度約是轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)頻的67.3%。Cal.3與Cal.2的計算結(jié)果基本一致，失速的信號頻率為66.89%，二者在數(shù)值上非常接近，稍有不同的是二者信號的產(chǎn)生時間，在Cal.3中失速信號產(chǎn)生的時間約為1.5個轉(zhuǎn)子周期左右。

2.3 Cal.2算例失速機理分析

根據(jù)以上分析，約1.2～1.3個轉(zhuǎn)子周期左右產(chǎn)生失速信號，因此選取以下4個瞬時時刻對失速機理進行進一步分析，分別是 t0=0.25T，t1=1T，t2=1.08T，t3=1.2T。4個時刻在壓氣機內(nèi)葉片前緣處軸向截面熵的分布如圖6所示。

圖6 t0、t1、t2、t3時刻葉片通道內(nèi)熵分布

從圖中可見，在剛引入進口畸變不久的t0時刻，葉片通道內(nèi)部并沒有出現(xiàn)明顯的高熵區(qū)，但是在t1時刻葉尖處發(fā)現(xiàn)了熵增區(qū)域，對比同一時刻的熵分布，得出在前緣位置出現(xiàn)的高熵區(qū)的熵增最大，證明該附近流體能量損失最為嚴重，隨著軸向距離向尾緣推移，高熵區(qū)的影響范圍先擴大而后逐漸減小。經(jīng)過一段時間的發(fā)展，在t2和t3時刻，熵增區(qū)域的范圍越來越大并且能量損失也越來越嚴重?？梢哉J為，正是該低能流體團破壞壓氣機內(nèi)部流動穩(wěn)定性，從而進入失速工況。在定常計算預測失速點、t0、t1以及t2時刻的全展向，部分通道的98%、50%以及5%葉高上的相對馬赫數(shù)的分布如圖7所示。

不同葉高S1流面相對馬赫數(shù)分布如圖7所示。圖7（a）中的定常計算結(jié)果表明，在98%葉高位置的S1流面通道內(nèi)存在1個較小的低速團，所處正是在上述分析過的葉尖泄漏渦存在的位置，可以認為該低速團正是葉尖間隙泄漏渦造成的，而隨著時間的推移，在葉中（50%）和葉根（5%）位置的S1流面始終沒有在葉片通道內(nèi)出現(xiàn)明顯的低速團，而是在尾緣后存在1個由轉(zhuǎn)子葉片的尾流形成的長條形低速區(qū)域；而從圖7（b）中的t0時刻開始，處于葉尖位置的低速區(qū)域面積明顯擴大；在圖7（c）中t1時刻低速區(qū)域已經(jīng)充滿了整個葉尖附近的葉片通道形成堵塞，并且分裂成為2部分的趨勢；到了圖7（d）t2時刻，壓氣機由于堵塞流量減小得非?？欤~片前的來流速度降低，通道內(nèi)的低速區(qū)域影響范圍已經(jīng)擴大到通道外區(qū)域。從圖中該低速團開始明顯擴大的時間t1與該區(qū)域移動的方向、速度來看，與圖5中出現(xiàn)的失速信號特征一致，旋轉(zhuǎn)方向與壓氣機轉(zhuǎn)向相反，轉(zhuǎn)頻為壓氣機的67%，證明該區(qū)域正是流場中出現(xiàn)的失速團。該結(jié)論符合目前許多研究學者認為“壓氣機旋轉(zhuǎn)失速首發(fā)于葉片葉尖間隙處”[12，15-16]的理論。

圖7 不同葉高S1流面相對馬赫數(shù)分布

4個時刻的機匣壁面極限流線、靜壓分布（1）、葉尖間隙附近流線圖（2）以及通道內(nèi)Q值（3）的分布如圖8、9所示。

圖8 t0與t1時刻流場信息

圖9 t2與t3時刻流場信息

從圖8（a）中可見，由于此時壓氣機已經(jīng)處于近失速工況，所以在機匣表面的極限流線上能夠觀察到明顯的葉尖間隙泄漏渦（TLV）的發(fā)展以及尾緣倒流現(xiàn)象，對通道內(nèi)的流動造成了一定的堵塞。該擾動引入壓氣機不久，葉片通道內(nèi)的流動比較穩(wěn)定，但是畸變在進口位置的低壓區(qū)仍然在對應(yīng)通道內(nèi)形成了較強的逆壓梯度。經(jīng)過一段時間的發(fā)展到t1時刻，此時低壓區(qū)的影響區(qū)域已經(jīng)沿著壓氣機旋轉(zhuǎn)的反方向傳播過了若干個葉片通道，但是可以從靜壓分布中看出，該區(qū)域的旋轉(zhuǎn)速度與進口畸變的旋轉(zhuǎn)速度明顯不同。如圖8（b）中的Q值分布在前緣附近出現(xiàn)了2種新的渦結(jié)構(gòu)，通過對比2個時刻的壁面靜壓分布以及極限流線可知，位于吸力面一側(cè)的渦結(jié)構(gòu)為葉尖泄漏渦向前緣推移的結(jié)果；根據(jù)該處葉尖流線可知，位于壓力面一側(cè)的，在跨過葉尖前緣附近的流體中有一部分繞過葉片前緣進入相鄰通道，根據(jù)李清鵬等[17-19]的研究成果，該流動現(xiàn)象為前緣溢流，進入相鄰葉片通道內(nèi)的溢流會對通道內(nèi)的流動造成一定程度的堵塞。

圖9（c）表示t2時刻的流場信息，此時位于葉片前緣的泄漏渦已經(jīng)開始脫離，并且由于仍然受到一定程度的進口畸變的低壓影響，通道內(nèi)存在的較強的逆壓梯度使得葉片通道波開始向通道外推移；同時尾緣倒流、前緣溢流在圖中黑色圓圈位置開始摻混進而產(chǎn)生了一定程度的相互影響，使得流動結(jié)構(gòu)混亂，加大了此處流動能量的損失；同時葉尖間隙泄漏渦破碎，影響范圍逐漸擴至整個葉片通道的周向范圍。圖9（d）表示t3時刻，此時葉片通道內(nèi)的流場已經(jīng)發(fā)生了不可逆轉(zhuǎn)的破壞，葉片前緣溢流和尾緣倒流的相互作用使得前緣附近產(chǎn)生了復雜的渦流動結(jié)構(gòu)，并且通道波的影響已經(jīng)完全推出前緣范圍，從而在葉片前緣前形成了1個相對高壓區(qū)域，正是在前文失速信號圖中捕捉到的突變失速高壓信號。同時也符合Vo等[20]的研究理論，在流場中同時出現(xiàn)前緣溢流及尾緣倒流，壓氣機出現(xiàn)的失速信號應(yīng)當是尖峰型信號。

2.4 葉尖位置渦流動破碎過程分析

為了進一步尋找葉尖泄漏渦的破碎與失速信號之間的聯(lián)系，本文將深入分析葉尖泄漏渦的破碎過程，其非定常發(fā)展過程，如圖10～12所示。絕對渦量定義為

式中：|ξ|為渦量的模，ω為轉(zhuǎn)子角速度大小，絕對渦量值非常大的區(qū)域代表渦核的存在。

每一時刻對應(yīng)的葉片通道與圖8、9的位置相同。在t0時刻，泄漏渦在徑向方向的影響范圍僅存在于葉尖間隙附近，從圖中的流線走勢可見，此時通道內(nèi)從左葉片的吸力面葉尖附近產(chǎn)生的葉尖泄漏渦雖然受到了低壓畸變區(qū)域的影響，但是仍然保持與定常計算結(jié)果中相同的位置與形狀，同時通道右側(cè)葉片的壓力面由于對進口來流的“推擠”使得流體受離心力的作用沿葉片向機匣位置移動，流動到間隙處時一部分流體跨過間隙形成相鄰通道內(nèi)的葉尖間隙泄漏渦，而另一部分沿相反方向流動最終與通道內(nèi)的泄漏渦混合在一起。當流場發(fā)展到圖11中的t1時刻時，可以看到該通道內(nèi)存在的葉尖間隙泄漏流由于受到左葉片壓力面“推擠”過來的流體以及尾緣處產(chǎn)生的尾緣反流的作用，跨過了葉片前緣形成前緣反流（圖中黑色圓圈內(nèi)），并且可見在該時刻泄漏渦影響的徑向范圍有明顯擴張。此時葉片吸力面40%軸向弦長附近原本存在的高絕對渦量區(qū)域消失，取而代之的是范圍非常大的中、低值絕對渦量區(qū)域（如圖中紅色圓圈區(qū)域內(nèi)所示）。根據(jù)Zhang等[21]的理論，該區(qū)域發(fā)生了泄漏渦的破碎。當發(fā)展到圖12中的t2時刻時，破碎后的泄漏流在相鄰葉片的壓力面附近重新產(chǎn)生了絕對渦量較高的區(qū)域（如圖中黑色圓圈區(qū)域所示），這部分渦流動有文獻中稱之為葉尖泄漏 2 次渦[18-19]（TSV），破碎之后的泄漏渦與相鄰葉片的前緣溢流摻混從而在葉尖前緣位置造成堵塞，形成了前文中計算處的失速信號。

圖10 t0時刻通道內(nèi)絕對渦量分布（與圖8（a）中同一通道）

圖11 t1時刻通道內(nèi)絕對渦量分布（與圖8（b）中同一通道）

圖12 t2時刻通道內(nèi)絕對渦量分布（與圖8（c）中同一通道）

2.5 旋轉(zhuǎn)進口畸變與失速發(fā)生的內(nèi)在聯(lián)系

目前關(guān)于旋轉(zhuǎn)進口畸變與失速發(fā)生與否的內(nèi)在機理的研究尚無定論，張靖煊等[22]認為在壓氣機進口引入部分位置的旋轉(zhuǎn)畸變，在低壓畸變區(qū)域首先形成了，與本文的計算結(jié)果一致。在流場的非畸變區(qū)域觀察到了高壓區(qū)對于該流動不穩(wěn)定區(qū)域有一定的“阻尼”作用。結(jié)合本次計算中都未發(fā)生失速的結(jié)果可以推斷：對于不同旋轉(zhuǎn)頻率的畸變，初始都會有低壓區(qū)造成的畸變影響區(qū)域存在，但是根據(jù)旋轉(zhuǎn)速度的不同，例如Ca.1與Cal.4算例在低壓區(qū)域形成時進口的高壓區(qū)域就旋轉(zhuǎn)到了畸變區(qū)域從而對流動的不穩(wěn)定性形成了一定的遏制作用。而對于Cal.2與Cal.3算例，畸變區(qū)域沒有能夠得到高壓區(qū)域的遏制作用就已經(jīng)完全失去了穩(wěn)定性，甚至進口的畸變區(qū)還會在一定程度上跟隨流動不穩(wěn)定區(qū)域旋轉(zhuǎn)從而加速失速的發(fā)生，這也能夠解釋Cal.2比Cal.3算例要早進入失速工況，因為不穩(wěn)定流動區(qū)域的旋轉(zhuǎn)速度約為67%轉(zhuǎn)頻，而Cal.2算例的進口畸變轉(zhuǎn)速與這一值相近。綜上所述，最易引起該跨聲轉(zhuǎn)子進入失速工況的進口畸變相對轉(zhuǎn)頻可能并不是文獻[9]中計算的86.5%，而是偏向于67%左右的頻率。具體的驗證待今后的工作中予以完成。

3 結(jié)論

結(jié)合目前的研究成果分析了進口旋轉(zhuǎn)畸變與失速的關(guān)聯(lián)性，當畸變轉(zhuǎn)速與壓氣機內(nèi)產(chǎn)生的周向傳播失穩(wěn)流體團速度相近時，畸變能夠引起旋轉(zhuǎn)失速的發(fā)生；反之進口存在的高壓畸變區(qū)反而會對失穩(wěn)區(qū)域形成一定的遏制作用從而阻止失速的發(fā)生。

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（編輯：肖磊）

Numerical Investigation for Stability Influences of Rotating Inlet Distortion Frequency on a Transonic Compressor

XIE Zhe1，2，LIU Yang-wei1，2，LIU Xiao-hua1，2，SUN Xiao-feng1，2，LU Li-peng1，2
（1.National Key Laboratory of Science and Technology on Aeroengine Aerothermodynamics，Beihang University，Beijing 100191，China;2.Collaborative Innovation Center of Advanced Aeroengine，Beijing 100191，China）

In order to investigate the effect of rotating inlet distortion on compressor stall process,and discuss the existence of a specific disturbance frequency（Eigen frequency）which is easy to induce the rotating stall，the effect of four kinds of different inlet rotating frequencies on the Rotor 37 stall process of a transonic compressor was calculated and investigated by the unsteady numerical simulation methods.The results show that when the rotating frequency is similar to the stall disturbance frequency,the inlet distortion frequency could cause the rotating stall on the same amplitude condition,while the compressor rotating grows into stable when the frequencies in different values.After the low pressure district of inlet distortion lead to flow structure in parts of the blade passage destabilization,the breakdown of tip leakage vortex developed into blockage and induced the existence of rotating stall.The developing procedure of stall cell in the rotor is well described and the mechanism influence of inlet distortion frequency on the stall process is obtained by the method.

inlet distortion；rotating stall；disturbance frequency；tip leakage；transonic compressor；stability；numerical simulation

V 231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.001

2014-11-21 基金項目：國家自然科學基金（51420105008、51376001、51406229）、民口973（2012CB720205）、航空科學基金（2012ZB51014）、北京高等學校青年英才計劃項目資助

謝喆（1989），男，碩士，主要研究方向為壓氣機穩(wěn)定性；E-mail：xiezhe890917@126.com。

謝喆，柳陽威，劉小華，等.旋轉(zhuǎn)進口畸變頻率對跨聲速壓氣機穩(wěn)定性影響的數(shù)值研究[J].航空發(fā)動機，2014，41（5）：1- 7. XIE Zhe，LIU Yangwei，LIU Xiaohua，et al.Numerical investigation for stability influences ofrotatinginlet distortion frequencyon a transonic compressor[J].Aeroengine，2014，41（5）：1- 7.