王作彪

(中航動(dòng)力科技工程有限責(zé)任公司，北京 100029)

0 引言

壓氣機(jī)部件性能的下降是導(dǎo)致燃?xì)廨啓C(jī)整體性能衰退的主要原因之一，這將引起燃?xì)廨啓C(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)壽命周期中燃油消耗量和溫室氣體排放量的增加。由于受到污垢沉積、腐蝕和磨損等外界因素的影響，壓氣機(jī)葉片表面粗糙度呈現(xiàn)不均勻特點(diǎn)的增加，而葉片表面粗糙度的增加是引起壓氣機(jī)性能下降的關(guān)鍵因素之一，針對(duì)壓氣機(jī)內(nèi)表面粗糙度增加引起的壓氣機(jī)性能衰減一直都是各國(guó)研究的熱點(diǎn)，對(duì)其機(jī)理進(jìn)行詳細(xì)研究和分析，一方面可以對(duì)壓氣機(jī)的清洗和維護(hù)提供理論基礎(chǔ)，另一方面也對(duì)葉片的加工工藝改善具有一定指導(dǎo)意義。

國(guó)外對(duì)表面粗糙度引起的壓氣機(jī)性能衰退的相關(guān)研究工作開展較早，而且多以實(shí)驗(yàn)研究為主，NASA Lewis 研究中心的Suder 等［1］研究了表面粗糙度對(duì)跨音速軸流壓氣機(jī)動(dòng)葉性能衰退的影響，分別在100%、80%和60%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下進(jìn)行了動(dòng)葉特性測(cè)量，發(fā)現(xiàn)表面粗糙度的增加將引起性能的大幅降低，各個(gè)工況條件下的效率和壓比都顯著下降。Bammert 和Woelk 等［2］對(duì)比了一臺(tái)三級(jí)軸流壓氣機(jī)中采用光滑葉片和表面粗糙葉片對(duì)性能的影響，發(fā)現(xiàn)對(duì)于不同的表面粗糙度程度時(shí)壓氣機(jī)總效率的下降在6% ～13%之間，而總壓比的下降最大可達(dá)到30%。Gbadebo 等［3］從三維分離的角度研究了表面粗糙度對(duì)壓氣機(jī)葉柵三維流動(dòng)分離的影響，討論了葉片表面不同位置處的粗糙度增加對(duì)流動(dòng)及性能的影響，發(fā)現(xiàn)吸力面和前緣區(qū)域的粗糙度增加對(duì)級(jí)性能的影響最大，表面粗糙度引起的三維流動(dòng)分離向展向和弦向擴(kuò)張，整個(gè)三維流動(dòng)分離層都有顯著增加。此外，Syverud 等［4］利用損失、堵塞和氣流偏轉(zhuǎn)理論對(duì)GE J85 －13 的測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析，發(fā)現(xiàn)表面粗糙度增加對(duì)級(jí)效率的影響最大。Seung等［5－6］通過(guò)在靜葉表面不同位置增加不同粗糙度值，以研究局部表面粗糙度對(duì)低速平面壓氣機(jī)葉柵性能的影響，指出吸力面粗糙度的增加是壓氣機(jī)性能衰減的主要原因。隨著計(jì)算流體力學(xué)相關(guān)領(lǐng)域的發(fā)展，表面粗糙度對(duì)壓氣機(jī)性能影響的數(shù)值模擬研究也逐漸開展起來(lái)，由于污垢沉積是導(dǎo)致葉片表面粗糙度增加的主要原因之一，因此以污垢沉積引起的表面粗糙度增加對(duì)壓氣機(jī)性能影響的研究開展的較多，例如Morini 等［7－9］和Kurz 等［10－11］對(duì)壓氣機(jī)內(nèi)表面粗糙度增加帶來(lái)的負(fù)面影響進(jìn)行了大量的數(shù)值研究工作，在分析了不同粗糙度程度和分布對(duì)壓氣機(jī)性能衰減產(chǎn)生重要影響的同時(shí)，也探討了粗糙度引起的附面層形態(tài)的變化對(duì)壓氣機(jī)內(nèi)流動(dòng)的影響。

從對(duì)前期文獻(xiàn)工作的綜述來(lái)看，盡管針對(duì)壓氣機(jī)內(nèi)表面粗糙度影響的研究已經(jīng)得到了一些有益的結(jié)論，但是詳盡而細(xì)致的研究工作仍然值得深入開展，本文針對(duì)葉片吸力面表面粗糙度對(duì)壓氣機(jī)性能影響較大的特點(diǎn)，在低速高負(fù)荷壓氣機(jī)平面葉柵風(fēng)洞中，通過(guò)對(duì)葉片吸力面不同位置設(shè)置表面粗糙度，分析和對(duì)比了葉片表面的流場(chǎng)和葉柵出口截面的二次流矢量等分布情況，嘗試研究和探討不同的表面粗糙度分布對(duì)壓氣機(jī)葉柵流動(dòng)特性的影響。

1 實(shí)驗(yàn)方法與研究方案

實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞基本結(jié)構(gòu)如圖1 所示，葉柵進(jìn)口馬赫數(shù)約為0．2。整個(gè)系統(tǒng)是常規(guī)的，無(wú)附面層抽吸功能，實(shí)驗(yàn)段進(jìn)口速度連續(xù)可調(diào)。實(shí)驗(yàn)所采用的高負(fù)荷葉片葉型折轉(zhuǎn)角為60°，葉柵的葉片采用45 號(hào)鋼經(jīng)過(guò)線切割加工而成，上下蓋板采用電木加工制成，葉柵示意圖見圖2，部分幾何參數(shù)和進(jìn)口條件見表1。實(shí)驗(yàn)采用五孔“L”型探針測(cè)量了葉柵出口的部分氣動(dòng)參數(shù)，同時(shí)對(duì)葉片和端壁表面進(jìn)行了墨跡流場(chǎng)顯示，出口截面距離前緣的距離為140%幾何弦長(zhǎng)，探針中心孔設(shè)置成距離端壁1 mm，由于平面葉柵具有兩端壁對(duì)稱的特點(diǎn)，且實(shí)驗(yàn)方案較多，故只對(duì)葉柵的下半葉高80 mm 的距離進(jìn)行了測(cè)量，測(cè)點(diǎn)以對(duì)近端壁和尾跡區(qū)域進(jìn)行加密，在周向方向120 mm進(jìn)行布點(diǎn)，數(shù)據(jù)處理和作圖時(shí)按照一個(gè)節(jié)距的區(qū)域進(jìn)行。

圖1 風(fēng)洞示意圖

表1 試驗(yàn)葉柵參數(shù)

研究采用在葉片表面粘貼研磨紙來(lái)實(shí)現(xiàn)表面粗糙度的增加，所采用的研磨紙表面粗糙度等級(jí)為320，研磨紙基底厚度約為0．1 mm，分別在吸力面的四個(gè)流向位置設(shè)置了粗糙度區(qū)域，粗糙度區(qū)域高度為160 mm，即葉片高度，寬度為20mm，粗糙度區(qū)域如圖2 所示，各方案分別被命名R1、R2、R3 和R4，原型方案為Base。

圖2 粗糙度區(qū)域示意圖

2 結(jié)果與討論

墨跡流場(chǎng)顯示可以直觀準(zhǔn)確的捕捉葉柵近壁面區(qū)域具有一定尺度的流動(dòng)形態(tài)，針對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵內(nèi)的較強(qiáng)的三維流動(dòng)特征，且分離形態(tài)顯著及尺度大等特點(diǎn)，通過(guò)在葉柵的葉片和端壁表面進(jìn)行墨跡流場(chǎng)顯示，能夠在一定程度上反映出葉柵內(nèi)的流動(dòng)狀況。圖3 所示為葉柵吸力面的墨跡流動(dòng)顯示照片，如圖所示，各方案葉片吸力面角區(qū)分離形態(tài)顯著，在角區(qū)分離線起始的相對(duì)軸向位置處增加粗糙度設(shè)置時(shí)(方案R1)，角區(qū)的范圍有所減小，角區(qū)分離線在尾緣處的高度降低，即從分離線形態(tài)上表現(xiàn)為斜率減小;方案R2、R3 和R4 都是在角區(qū)分離起始位置后進(jìn)行粗糙度設(shè)置，且隨著粗糙帶區(qū)域向尾緣移動(dòng)，角區(qū)的作用范圍也逐漸減小，其中方案R2和R3 在距離下端壁30% ～40%相對(duì)葉高處時(shí)，粗糙帶區(qū)的下游氣流都出現(xiàn)了不同程度的墨跡滯止區(qū)，并且與角區(qū)氣流混合形成新的分離形態(tài)，局部表面粗糙度的增加削弱了下游氣流的動(dòng)能。當(dāng)在葉片表面速度并不大的位置增加表面粗糙度時(shí)，將加速附面層的發(fā)展并直接導(dǎo)致附面層發(fā)生分離，而當(dāng)葉片局部表面氣流速度較高時(shí)，粗糙帶的影響還不能使得附面層發(fā)生分離，例如方案R1。方案R4 的角區(qū)分離作用范圍在各方案中最小，分離的起始位置并未發(fā)生改變，而在尾緣分離線卷起的高度較原型有明顯降低，角區(qū)內(nèi)的墨跡滯止區(qū)域也大幅減少，局部區(qū)域的分離甚至得到抑制，在接近尾緣30%相對(duì)葉高區(qū)域的墨跡流動(dòng)較為復(fù)雜，這部分流動(dòng)形態(tài)與方案R2 和R3 粗糙帶下游的分離原因相同，只是由于吸力面靠近尾緣的氣流流速較低，附面層甚至處于分離的邊緣，因此增加粗糙度設(shè)置將導(dǎo)致分離更為復(fù)雜，流動(dòng)的三維性增強(qiáng)。

圖3 吸力面墨跡流場(chǎng)顯示

圖4 給出了葉柵下端壁的墨跡流動(dòng)顯示照片，圖中清晰描述了在一個(gè)節(jié)距范圍內(nèi)的壁面流動(dòng)特征，通過(guò)對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，各方案在氣流速度相對(duì)較高區(qū)域的流動(dòng)形態(tài)差別不大，而增加粗糙帶的葉片下游的尾跡區(qū)域范圍相比原型都有一定程度的減小，這主要體現(xiàn)在端壁角區(qū)分離線與吸力面之間的距離變小。此外，各個(gè)位置表面粗糙度的增加都未影響角區(qū)分離的起始位置，從端壁和吸力面的墨跡流線中都可以發(fā)現(xiàn)這一特點(diǎn)。

圖4 葉柵下端壁模擬流動(dòng)顯示

圖5 葉柵出口截面馬赫數(shù)云圖和二次流速度矢量分布

對(duì)葉片表面和壁面的墨跡流動(dòng)顯示進(jìn)行對(duì)比分析表明，在葉片吸力面局部增加表面粗糙度可以改善局部區(qū)域的流動(dòng)狀況，為了驗(yàn)證其對(duì)出口流場(chǎng)和二次流的影響，圖5 給出了葉柵出口截面馬赫數(shù)云圖和二次流速度矢量分布。葉片吸力面表面粗糙度的增加不影響葉柵出口馬赫數(shù)和二次流速度矢量的基本分布特征，從二次流速度矢量分布的對(duì)比來(lái)看，盡管表面粗糙度的增加沒有使得通道渦基本形態(tài)特征發(fā)生改變，但是通道渦的作用范圍和核心位置都有一定程度的改變;從出口截面馬赫數(shù)分布的對(duì)比來(lái)看，吸力面局部表面粗糙度的增加使得出口截面尾跡的低速流動(dòng)區(qū)范圍增加，低速區(qū)的速度峰值減小，且隨著粗糙帶向尾緣移動(dòng)，低速流動(dòng)區(qū)的增加幅度也越小，在尾緣處增加粗糙帶(方案R4)的出口馬赫數(shù)分布基本與原型相近，且前者在靠近端壁的局部區(qū)域速度峰值甚至要大于原型，這一方面表明在吸力面角區(qū)分離起始位置及其下游位置進(jìn)行粗糙度設(shè)置不會(huì)急劇惡化葉柵流動(dòng)狀況，同時(shí)在近尾緣處增加粗糙度具有改善流動(dòng)的效果，有可能實(shí)現(xiàn)對(duì)葉柵流動(dòng)的改善。

3 結(jié)論

(1)在吸力面角區(qū)分離起始位置及其下游區(qū)域，吸力面局部表面粗糙度的增加使得角區(qū)分離范圍減小，且隨著粗糙帶向尾緣移動(dòng)，其減小程度也逐漸增加，其中在近尾緣處的效果最明顯，角區(qū)分離顯著降低。

(2)吸力面局部表面粗糙度增加對(duì)近端壁流動(dòng)的影響較小，角區(qū)分離起始位置并未發(fā)生改變，葉片尾緣的尾跡區(qū)范圍有一定程度的減小。

(3)在尾緣附近增加表面粗糙度可以提高近端壁局部區(qū)域的流速，驗(yàn)證了通過(guò)增加局部表面粗糙度達(dá)到對(duì)流動(dòng)的有效控制的可能性。

［1］Suder，K． L．，Chima，R． V．，Strazisar，A． J．，and Roberts，W． B．． The Effect of Adding Roughness and Thickness to a Transonic Axial Compressor Rotor［J］． ASME Journal of Turbomachinery，1995，117(4):491 －505．

［2］Bammert，K． and Woelk，G．． U．． The Influence of Blading Surface Roughness on the Aerodynamic Behavior and Characteristic of an Axial Compressor［J］． ASME J． Eng． Gas Turbines Power，1980(102):283 －287．

［3］Gbadebo，S． A．，Hynes，T． P．，and Cumpsty，N．A．． Influence of Surface Roughness on Three － Dimensional Separation in Axial Compressors［J］． ASME Journal of Turbomachinery，2004，126(4):455 －463．

［4］Syverud，E．，and Bakken，L． E．． The Impact of Surface Roughness on Axial Compressor Performance Deterioration［R］．ASME Paper，2006，GT－2006 －90004．

［5］Seung，C． B．，In C． J．，Jeong，L． S． and Seung J．S．，Influence of Surface Roughness on the Performance of a Compressor Blade in a Linear Cascade－Experiment and Modeling［R］．ASME Paper，2009，GT2009 －59703．

［6］Seung，C． B．，Hobson，G． V．，Seung． J． S． and Millsps K． T．，Effect of Surface Roughness Location and Reynolds Number on Compressor Cascade Performance［R］． ASME Paper，2012，GT2012 －22208．

［7］Morini，M．，Pinelli M．，Spina，P． R．，Venturini，M．． Influence of Blade Deterioration on Compressor and Turbine Performance［J］． ASME J． Eng． Gas Turbines Power，2010，132，032401 －1，032401 －11．

［8］Morini，M．，Pinelli，M．，Spina，P． R． and Venturini M．． Numerical Analysis of the Effects of Non－Uniform Surface Roughness on Compressor Stage Performance［R］．ASME Paper，2010，GT2010 －23291．

［9］Suman，A．，Morini，M．，Kurz，R．，Aldi，N．，Brun，K．，Pinelli，M． and Spina，P． R． Quantitative CFD Analyses of Particle Deposition on a Transonic Axial Compressor Blade:Part II—Impact Kinematics and Particle Sticking Analysis［R］．ASME Paper，2014，GT2014 －25473．

［10］Kurz，R．，Brun，K．． Fouling Mechanisms in Axial Compressor［R］．ASME Paper，2011，GT2011 －45012．

［11］Suman，A．，Kurz，R．，Aldi，N．，Morini，M．，Brun，K．，Pinelli，M． and Spina，P． R． Quantitative CFD Analyses of Particle Deposition on a Transonic Axial Compressor Blade:Part I — Particle Zones Impact［R］．ASME Paper，2014，GT2014 －25282．