黃振宇， 鐘兢軍， 楊凌， 韓吉昂 大連海事大學(xué) 輪機(jī)工程學(xué)院， 大連 116026

頂部間隙對(duì)超聲速膨脹器流動(dòng)特性的影響

黃振宇， 鐘兢軍*， 楊凌， 韓吉昂 大連海事大學(xué) 輪機(jī)工程學(xué)院， 大連 116026

隔板與機(jī)匣之間留有間隙，間隙的存在勢(shì)必會(huì)對(duì)超聲速膨脹器的內(nèi)部流場和總體性能產(chǎn)生影響，為了獲得超聲速膨脹器內(nèi)部間隙流動(dòng)的流動(dòng)細(xì)節(jié)，采用三維雷諾平均Navier-Stokes方程和標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型，就頂部間隙對(duì)超聲速膨脹器流動(dòng)特性的影響進(jìn)行了數(shù)值研究。結(jié)果表明：膨脹流道出口斜激波導(dǎo)致吸力面壓力高于壓力面，隔板尾緣附近部分泄漏流體經(jīng)間隙流回壓力面?zhèn)龋婚g隙的存在導(dǎo)致吸力面進(jìn)口及中、后部近下端壁壓力上升，而壓力面前緣附近壓力下降，對(duì)比同一隔板位置，間隙高度每增加1%喉部高度，超聲速膨脹器隔板載荷系數(shù)最高下降2.6%；端壁損失和斜激波損失降低，但產(chǎn)生了泄漏損失，三維流道內(nèi)總的流動(dòng)損失增加，膨脹器效率降低，本文研究范圍內(nèi)效率最多下降8.8%；馬蹄渦、泄漏渦及二者之間的相互作用是頂部區(qū)域的主要渦系結(jié)構(gòu)；前緣附近氣流經(jīng)間隙流到吸力面?zhèn)群臀簿壐浇孤┝黧w越過間隙重新流回壓力面?zhèn)仁情g隙內(nèi)氣流的主要運(yùn)動(dòng)形式。

超聲速膨脹器； 隔板； 間隙； 膨脹波； 泄漏渦

葉輪機(jī)械中，動(dòng)葉頂部和機(jī)匣之間通常會(huì)留有間隙，葉頂附近氣體在壓力面與吸力面壓差作用下流經(jīng)間隙形成間隙泄漏流，泄漏流在間隙內(nèi)形成復(fù)雜渦系，并在流出間隙后與主流摻混，卷起形成泄漏渦，導(dǎo)致流動(dòng)損失明顯增加。

渦輪作為燃?xì)廨啓C(jī)核心部件之一，受高溫、高壓、高負(fù)荷以及高轉(zhuǎn)速循環(huán)作用，工作環(huán)境惡劣，由間隙流動(dòng)導(dǎo)致的損失則更為明顯，研究表明由葉尖間隙引起的流動(dòng)損失已經(jīng)占到渦輪端區(qū)損失的一半以上[1]。對(duì)渦輪間隙流動(dòng)進(jìn)行研究將有助于了解泄漏流流動(dòng)機(jī)理，進(jìn)而采取主動(dòng)或被動(dòng)措施來控制間隙流動(dòng)，達(dá)到減小流動(dòng)損失、提高渦輪效率的目的?；诖耍瑖鴥?nèi)外學(xué)者針對(duì)渦輪間隙流動(dòng)進(jìn)行了廣泛的研究。Booth等[2]認(rèn)為1%相對(duì)間隙高度會(huì)造成1%～2%的主流流量通過間隙形成間隙流動(dòng)，導(dǎo)致渦輪級(jí)效率下降1%～3%。Bindon[3]第1次對(duì)間隙內(nèi)部流場進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)了葉頂分離渦及再附著現(xiàn)象，認(rèn)為受葉頂分離渦影響葉片壓力面靜壓會(huì)減小，甚至低于葉頂吸力面。Yamamoto[4-5]發(fā)現(xiàn)有間隙時(shí)葉頂壓力分布與無間隙的差別很大，泄漏流在吸力面附近形成泄漏渦，泄漏渦與上通道渦旋向相反，沿流向發(fā)展過程中二者相互摻混，進(jìn)一步加大了流道內(nèi)的流動(dòng)損失。Xiao等[6-7]發(fā)現(xiàn)最大的總壓降和總壓損均位于泄漏渦區(qū)域，但由通道渦導(dǎo)致的總損失要比泄漏渦大，葉片與機(jī)匣的相對(duì)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致刮削渦沿二次流方向發(fā)展，減少了泄漏流向主流的輸運(yùn)。Yaras和Sjolander等[8-9]就端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)對(duì)渦輪平面葉柵泄漏流動(dòng)的影響進(jìn)行了研究。祁明旭和豐鎮(zhèn)平[10-11]對(duì)不同間隙下Aachen一級(jí)半軸流透平的間隙流表現(xiàn)形式、端壁二次流結(jié)構(gòu)及性能進(jìn)行了數(shù)值研究，發(fā)現(xiàn)隨間隙增加，透平等熵效率近似呈線性趨勢(shì)減小，間隙渦的產(chǎn)生位置提前，強(qiáng)度增大，損失也隨之增加。Moore等[12]的研究表明，黏性力對(duì)間隙流動(dòng)存在一定影響，但葉片壓力面和吸力面的靜壓差才是間隙流動(dòng)的主要驅(qū)動(dòng)力。Uzol等[13-14]采用粒子成像測(cè)速(PIV)技術(shù)測(cè)量了葉片頂部區(qū)域的流場，認(rèn)為間隙流動(dòng)是引起葉片頂部區(qū)域流動(dòng)非定常和應(yīng)力分布的主要原因。Niu和Zang[15]就葉頂噴氣對(duì)渦輪間隙流動(dòng)的影響進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究，認(rèn)為葉頂噴氣能削弱間隙泄漏流，降低泄漏流量和泄漏損失，改善渦輪葉片頂部的傳熱性能。

以上研究一定程度上揭示了渦輪間隙內(nèi)、外流動(dòng)結(jié)構(gòu)，影響間隙流動(dòng)的主要因素及間隙流動(dòng)的控制方法，為降低間隙流動(dòng)損失，提高渦輪性能奠定了基礎(chǔ)。超聲速膨脹器[16]是結(jié)合超聲速膨脹噴管[17]、常規(guī)軸流渦輪[18-19]以及旋轉(zhuǎn)沖壓壓縮轉(zhuǎn)子[20]結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法而出現(xiàn)的一種新型膨脹做功系統(tǒng)，就其功能而言實(shí)質(zhì)上是一種特殊結(jié)構(gòu)形式的渦輪。與常規(guī)渦輪[21]相比，超聲速膨脹器不僅可以減少氣流在膨脹系統(tǒng)中的流動(dòng)損失，而且結(jié)構(gòu)簡單緊湊、體積小、功率重量比大、效率高，更重要的是，超聲速膨脹器可以滿足切向來流的進(jìn)氣條件，從而避免了應(yīng)用傳統(tǒng)渦輪需要把切向氣流調(diào)整成軸向而帶來的巨大損失，此外，還能實(shí)現(xiàn)切向或軸向排氣。超聲速膨脹器結(jié)構(gòu)上的顯著特點(diǎn)是以隔板替代渦輪葉片，并通過控制膨脹型面(S2流面下壁面)沿流向的變化實(shí)現(xiàn)氣流膨脹加速，筆者已對(duì)超聲速膨脹器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和內(nèi)部流動(dòng)特性進(jìn)行了初步研究，并獲得了相關(guān)規(guī)律[16]。實(shí)際工作過程中，超聲速膨脹器隔板頂部與上端壁之間留有間隙，間隙的存在勢(shì)必會(huì)影響其流動(dòng)特性和性能，而國際上關(guān)于超聲速膨脹器研究的公開文獻(xiàn)很少，除筆者所在課題組之外，僅美國Ramgen動(dòng)力系統(tǒng)公司對(duì)兩級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)超聲速膨脹器[22]的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和總體性能進(jìn)行了研究，但關(guān)于超聲速膨脹器間隙流動(dòng)的研究還未開展。為此，本文借鑒常規(guī)軸流及向心式渦輪間隙流動(dòng)的研究方法，就間隙對(duì)超聲速膨脹器流場的影響進(jìn)行了數(shù)值研究，以期獲得泄漏流的發(fā)展規(guī)律、間隙內(nèi)流動(dòng)特性及膨脹器性能的變化情況。

1 計(jì)算模型與數(shù)值方法

1.1 計(jì)算模型及邊界條件

文獻(xiàn)[16]給出了超聲速膨脹器的設(shè)計(jì)方法，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。超聲速膨脹器包含3個(gè)流道，為節(jié)省資源并提高計(jì)算速度，僅對(duì)一個(gè)三維流道的流場進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，三維流道幾何參數(shù)包括：初始膨脹角為24°、進(jìn)口高度比為0.17、圓弧半徑喉部高度比為0.5、流道長高比為6、出進(jìn)口面積比為4、隔板安裝角為26°(各參數(shù)定義見文獻(xiàn)[16])。分別就0%h0，1.5%h0，2.5%h0以及3.5%h0(h0為喉部高度，其值為21.08 mm)相對(duì)間隙高度的流場進(jìn)行了數(shù)值研究，流道及間隙區(qū)域網(wǎng)格如圖2所示。為便于對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，如圖3所示，沿流向定義6個(gè)截面(S3流面)，各截面均與輪轂垂直，其中Plane 1和Plane 6分別對(duì)應(yīng)超聲速膨脹流道的進(jìn)口與出口。此外，參照常規(guī)葉輪機(jī)械流面的定義方法，本文將流道中相應(yīng)截面定義為S1和S2流面，由吸力面到壓力面方向定義為節(jié)距方向，如圖4所示，其中r為徑向半徑。

圖1 超聲速膨脹器結(jié)構(gòu)[16]

Fig.1 Structure of supersonic expander[16]

采用Fluent軟件對(duì)超聲速膨脹器的三維流道流場進(jìn)行數(shù)值仿真，控制方程為三維定常雷諾平均Navier-Stokes方程，計(jì)算中選用隱式耦合求解算法，方程對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式離散。文獻(xiàn)[22-23]采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型對(duì)單邊膨脹噴管的氣動(dòng)和紅外輻射特性進(jìn)行了數(shù)值研究。徐華松和谷良賢[24]采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型數(shù)值計(jì)算了所設(shè)計(jì)的飛行器后體噴管，并與Edwards等[25]提出的噴管模型進(jìn)行了對(duì)比分析。為此，本文也采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程湍流模型。

圖2 計(jì)算域和網(wǎng)格

Fig.2 Computational domain and grids

圖3 沿流向流面的設(shè)定

Fig.3 Section setting along flow direction

圖4 超聲速膨脹器三維流道表示方法

Fig.4 Representation method of 3D flow passage of supersonic expander

圖5 計(jì)算域與邊界條件

Fig.5 Computational domain and boundary conditions

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

1.2 算例校核及網(wǎng)格精度

為驗(yàn)證本文所采用數(shù)值方法對(duì)超聲速條件下斜激波、斜激波與附面層相互作用等流動(dòng)現(xiàn)象的捕捉能力，以二維混壓式超聲速進(jìn)氣道[26]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果作為本部分的驗(yàn)證算例，計(jì)算初始條件、邊界條件設(shè)置、超聲速進(jìn)氣道幾何參數(shù)和實(shí)驗(yàn)結(jié)果均與文獻(xiàn)[26]一致。

數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)量的超聲速進(jìn)氣道壁面壓力分布如圖6所示。從圖6可以看出，數(shù)值模擬獲得的超聲速進(jìn)氣道壁面壓力分布趨勢(shì)與實(shí)驗(yàn)測(cè)得結(jié)果吻合較好，僅局部區(qū)域存在較小的差異，而壁面壓力分布的跳躍則對(duì)應(yīng)超聲速進(jìn)氣道內(nèi)部斜激波的產(chǎn)生位置和數(shù)量。圖7(a)和圖7(b)分別為數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)量所得的進(jìn)氣道唇口附近的馬赫數(shù)等值線分布圖，可以看出，數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本吻合，并能夠捕捉到流動(dòng)細(xì)節(jié)。圖7(a)所示的進(jìn)氣道隔離段進(jìn)口的下壁面存在氣流分離泡，該分離泡由來自唇口的第1道壓縮斜激波入射到隔離段下壁面并與附面層相互作用而產(chǎn)生，這與圖7(b)的實(shí)驗(yàn)紋影圖像一致。綜合比較圖6和圖7中的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果可知，本文所采用的數(shù)值方法在超聲速可壓縮流場數(shù)值模擬中對(duì)斜激波、斜激波與附面層相互作用及分離流動(dòng)等現(xiàn)象方面的捕捉能力是可以接受的。

圖6 壁面壓力分布對(duì)比

Fig.6 Comparison of wall pressure distributions

圖7 進(jìn)氣流道內(nèi)部局部馬赫數(shù)分布圖

Fig.7 Local Mach number contour in flow-path

采用分區(qū)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，膨脹流道區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格局部加密處理(見圖2)。首先以無間隙物理模型為例進(jìn)行了網(wǎng)格無關(guān)性研究，圖8(a)給出了超聲速膨脹器主要性能參數(shù)曲線?？梢钥闯?，當(dāng)網(wǎng)格總數(shù)增加到一定值(6.78×105)之后，膨脹比幾乎不再受網(wǎng)格總數(shù)的影響，其差值維持在0.05%以內(nèi)；而等熵絕熱效率的差值始終維持在0.05%以內(nèi)，因此當(dāng)網(wǎng)格數(shù)為6.78×105時(shí)已滿足網(wǎng)格無關(guān)性要求。在此基礎(chǔ)上，就間隙區(qū)網(wǎng)格分布對(duì)超聲速膨脹器性能的影響進(jìn)行了研究，由于超聲速膨脹器間隙前、尾緣較尖銳，為提高網(wǎng)格精度將間隙區(qū)劃分為I～VII 7個(gè)區(qū)域(見圖2)，從圖8(b)可以看出，間隙區(qū)域網(wǎng)格數(shù)小于3.032×104時(shí)，膨脹比和等熵絕熱效率出現(xiàn)較大波動(dòng)，之后，隨間隙區(qū)網(wǎng)格數(shù)增加，超聲速膨脹器主要性能參數(shù)幾乎無變化，因此，對(duì)于1.5%h0間隙的物理模型，間隙區(qū)網(wǎng)格數(shù)為3.032×104，可以認(rèn)為已滿足網(wǎng)格無關(guān)性要求。因間隙高度不同，本文研究范圍內(nèi)，超聲速膨脹器三維流道網(wǎng)格總數(shù)為6.78×105～7.45×105。所研究物理模型的y+(第1層網(wǎng)格質(zhì)心到壁面的無量綱距離)在45左右，其中，隔板頂部間隙區(qū)域y+<16。

圖8 超聲速膨脹器性能參數(shù)與網(wǎng)格數(shù)量的關(guān)系

Fig.8 Relationship between performance parameters and total grid number of a supersonic expander

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 間隙泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)

圖9給出了2.5%h0相對(duì)間隙高度間隙內(nèi)不同S1流面的靜壓及流線分布。可以看出，在壓、吸力面壓差及剪切應(yīng)力作用下產(chǎn)生一條緊貼壓力面的再附線。再附線左側(cè)氣流經(jīng)間隙竄流到相鄰三維流道，右側(cè)氣流在橫向壓力梯度作用下向相鄰隔板吸力面運(yùn)動(dòng)，與泄漏流體相遇之后卷起形成泄漏渦，并吸附附近流體形成一條分離線，分離線沿流向向下游延伸的同時(shí)逐步遠(yuǎn)離吸力面。其中，泄漏渦渦核主要由壓力面近前緣氣流形成，壓力面中后部、環(huán)壁面及吸力面附近氣流環(huán)繞渦核旋轉(zhuǎn)促進(jìn)泄漏渦發(fā)展壯大；隔板尾緣區(qū)域，吸力面附近的壓力高于壓力面，部分泄漏流體經(jīng)間隙又流回到壓力面?zhèn)取?/p>

靠近隔板頂部時(shí)(圖9(a))，受隔板頂部尖銳邊緣和壁面的滯止作用，泄漏渦橫向運(yùn)動(dòng)較強(qiáng)，分離線迅速向相鄰隔板壓力面延伸。

間隙中分面(圖9(b))受上端壁黏性剪切力的影響增強(qiáng)，泄漏渦橫向運(yùn)動(dòng)受到抑制，再附線向壓力面靠近，其左側(cè)流線幾乎平行于隔板運(yùn)動(dòng)；隔板中、后部有更多氣流被泄漏渦卷吸；尾緣附近泄漏流受剪切應(yīng)力的影響也進(jìn)一步增強(qiáng)，部分泄漏流體經(jīng)間隙流回壓力面?zhèn)取?/p>

上端壁附近氣流受剪切應(yīng)力的影響最明顯(圖9(c))，分離線和再附線向隔板靠近，特別是再附線，幾乎貼附于壓力面運(yùn)動(dòng)，再附線右側(cè)流線偏向相鄰隔板的吸力面運(yùn)動(dòng)，有更多的泄漏流體發(fā)生偏轉(zhuǎn)，并最終從隔板尾緣流回壓力面?zhèn)取?/p>

圖10給出了2.5%h0相對(duì)間隙高度超聲速膨脹器間隙內(nèi)的流線分布?？梢钥闯觯熬墘毫γ骓敳扛浇鼩饬髟竭^間隙泄漏到吸力面?zhèn)?，卷吸吸力面角區(qū)氣流并促使后者發(fā)生折轉(zhuǎn)，泄漏流動(dòng)較強(qiáng)，泄漏流量較大，且間隙內(nèi)流線幾乎平行于上端壁運(yùn)動(dòng)(圖10(a))。隨軸向長度增加，間隙內(nèi)徑向壓力梯度對(duì)泄漏流的作用加強(qiáng)，泄漏流徑向速度較大，間隙內(nèi)流線偏向上端壁運(yùn)動(dòng)，有更少泄漏氣流到達(dá)吸力面?zhèn)?圖10(b)和圖10(c))。斜激波之后，三維流道內(nèi)壓力場改變，隔板尾緣間隙內(nèi)氣流的運(yùn)動(dòng)明顯變化。一方面，泄漏流流出間隙，并斜向右下方卷曲，另一方面，吸力面?zhèn)葰饬鹘?jīng)間隙流回到壓力面?zhèn)?圖10(d))。

圖9 2.5%h0相對(duì)間隙高度超聲速膨脹器間隙內(nèi)S1流面靜壓和流線

Fig.9 Static pressure and streamlines inside clearance of the supersonic expander when the relative gap height is 2.5%h0

Bindon等[3]首次觀察到渦輪葉頂分離渦及再附著現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)葉頂壓力邊靜壓受葉頂分離渦作用而減小，甚至低于葉頂吸力邊靜壓。Sjolander等[27]認(rèn)為渦輪葉片頂部的分離流動(dòng)導(dǎo)致在葉頂端面形成2個(gè)對(duì)旋的渦系，小渦在大渦的下方，并靠近壓力面一側(cè)。超聲速膨脹器隔板較薄，頂部間隙的橫向尺寸較小(最厚為3.5 mm)，黏性剪切力對(duì)泄漏流的抑制作用有限，間隙流動(dòng)主要受橫向壓差力作用，同常規(guī)渦輪相比，其隔板頂部間隙內(nèi)的三維流動(dòng)相對(duì)簡單：在吸壓力面靜壓差、端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)的剪切應(yīng)力、膨脹流道出口斜激波、吸力面附面層等因素的共同作用下，前緣附近氣流經(jīng)間隙流到吸力面?zhèn)群臀簿壐浇孤┝黧w越過間隙重新流回壓力面?zhèn)仁情g隙內(nèi)氣流的主要運(yùn)動(dòng)形式。

圖10 2.5%h0相對(duì)間隙高度超聲速膨脹器間隙內(nèi)流線

Fig.10 Streamlines inside clearance of the supersonic expander when the relative gap height is 2.5%h0

2.2 流道內(nèi)流動(dòng)特性

圖11給出了S3流面的熵和流線分布，可以看出，在橫向壓差和泄漏流作用下馬蹄渦逐步遠(yuǎn)離吸力面向流道中央運(yùn)動(dòng)，其在發(fā)展過程中始終處于發(fā)散狀態(tài)，并在隔板中、后部破碎，隨后與泄漏流摻混，促成泄漏渦的產(chǎn)生，泄漏渦形成之后向下端壁以及相鄰隔板的壓力面運(yùn)動(dòng)，尺度也相應(yīng)增加。

圖12為S3流面靜壓與流線分布圖?？梢钥闯?，膨脹流道入口氣流的運(yùn)動(dòng)出現(xiàn)明顯分界，在橫向和徑向力的作用下近吸力面氣流斜向上端壁竄流，而壓力面附近氣流幾乎不受橫向力的影響，徑直自下而上運(yùn)動(dòng)(見圖12(a)中Plane 1)。膨脹波之后節(jié)距方向壓力梯度明顯增大，其中近吸力面壓力顯著降低，而壓力面附近區(qū)域變化不大。因此，吸力面附近區(qū)域氣流向上端壁運(yùn)動(dòng)的同時(shí)沿節(jié)距反方向逐漸靠近吸力面，徑向力作用下附面層內(nèi)低能流體自上而下潛流。沿流向不同S3流面下端壁附近存在一條分界線，分界位置逐漸向壓力面靠近，這是因?yàn)?，入口膨脹波為一扇形波，從吸力面到壓力面貫穿整個(gè)三維流道,如圖13所示。近壓力面和近吸力面區(qū)域分別位于波前與波后，膨脹波造成節(jié)距方向巨大的壓差，導(dǎo)致氣流分離的同時(shí)向吸力面遷移。斜激波之前，氣流一方面在節(jié)距方向逆壓梯度作用下自壓力面向吸力面遷移，另一方面吸力面附近徑向離心力不足以平衡壓差力，氣流向下運(yùn)動(dòng)(見圖12(a)中Plane 6)。

圖11 沿流向S3流面熵等值線

Fig.11 Distribution of entropy on different S3 surfaces along flow direction

圖12 不同間隙高度沿流向S3流面靜壓與流線分布

Fig.12 Static pressure and streamlines of S3 surfaces along flow direction

圖13 膨脹波與激波二維示意圖

Fig.13 2D schematic diagram of expansion waves and oblique shock waves

由于間隙的存在，靜壓差驅(qū)使膨脹流道入口壓力面頂部附近氣流通過間隙流向吸力面?zhèn)?。泄漏流體在徑向及橫向剪切應(yīng)力作用下向下卷曲(圖12(b)和圖12(c))，沿流動(dòng)方向逐步遠(yuǎn)離吸力面向下端壁移動(dòng)。馬蹄渦在經(jīng)歷了非穩(wěn)定極限環(huán)之后破碎，隨后與泄漏流體摻混，促成泄漏渦的產(chǎn)生，泄漏渦形成之后遠(yuǎn)離吸力面向下端壁運(yùn)動(dòng)(圖11(b)和圖11(c))。從圖12(b)和圖12(c)還可看出，泄漏流體經(jīng)間隙進(jìn)入三維流道之后的運(yùn)動(dòng)軌跡出現(xiàn)了2個(gè)分支。絕大部分流體向下卷吸形成泄漏渦，少部分流體在黏性剪切應(yīng)力作用下向上端壁卷曲，但未形成完整渦系。

2.3 吸、壓力面載荷分布

圖13是膨脹波與激波二維示意圖。圖14～圖16給出了不同間隙高度吸、壓力面靜壓系數(shù)，以及不同喉部高度吸、壓力面靜壓曲線和隔板載荷系數(shù)?？梢钥闯?，沿流動(dòng)方向，吸力面壓力梯度不大，靜壓始終維持在較低值；而壓力面順壓梯度明顯，特別是進(jìn)入膨脹流道之后，靜壓沿流向逐步緩慢降低。隔板下端壁附近的載荷最高，而靠近上端壁最低；隨間隙高度增加，吸力面中、后部近下端壁的低壓區(qū)減小，近出口上端壁高壓范圍擴(kuò)大；而壓力面進(jìn)口壓力降低，出口低壓區(qū)范圍有所縮減，結(jié)果是間隙高度增加會(huì)降低隔板載荷，對(duì)比隔板的同一位置，間隙高度每增加1%h0，超聲速膨脹器隔板載荷系數(shù)最高下降2.6%。

膨脹波起始于膨脹流道入口吸力面處，沿流向傳播的同時(shí)向壓力面發(fā)展，最終打在壓力面上(見圖13)。吸力面附近壓力由高壓突變至低壓，而近壓力面區(qū)域的壓力逐步降低，增速減壓過程平緩。膨脹波之后吸力面附近區(qū)域壓力始終維持在較低值，因隔板頂部間隙的不同局部有所差異：進(jìn)口吸力面上部壓力要高于下部，這是因?yàn)?，膨脹流道入口處三維流道下壁面向外擴(kuò)張，該擾動(dòng)源導(dǎo)致入口膨脹波的產(chǎn)生，近下端壁區(qū)域壓力下降更顯著，因此，上部壓力更高。隨間隙高度增加，上部高壓區(qū)逐漸擴(kuò)大，這主要是因?yàn)椋g隙較大時(shí)，從壓力面經(jīng)間隙泄漏到吸力面?zhèn)鹊牧髁吭黾樱孤u增強(qiáng)，泄漏渦吸卷吸力面附近低能流體的同時(shí)向流道中部運(yùn)動(dòng)，吸力面附面層減薄，附面層徑向潛流變?nèi)?，與吸力面之間的摩擦損失降低，上部的高壓區(qū)也因此進(jìn)一步擴(kuò)大。吸力面中、后部近下端壁的低壓區(qū)主要由激波作用下附面層分離，激波附面層相互作用而產(chǎn)生，隨間隙高度增加，泄漏渦吸卷了更多的低能流體，沿流向環(huán)壁面附面層變薄，因此，激波導(dǎo)致的附面層分離、回流，激波附面層相互作用的損失相應(yīng)減小，低壓區(qū)縮減。隔板尾緣泄漏流體在端壁剪切應(yīng)力作用下，由吸力面經(jīng)間隙重新流回到壓力面?zhèn)?見圖9)，隨間隙高度增加，剪切應(yīng)力的影響變?nèi)?，從吸力面越過間隙到達(dá)壓力面?zhèn)鹊幕亓鳒p弱，所造成的流動(dòng)損失降低，因此，近出口吸力面上部的高壓區(qū)逐漸擴(kuò)大。

圖14 不同間隙高度吸力面和壓力面靜壓系數(shù)

Fig.14 Static pressure coefficient of suction and pressure surfaces with different tip clearance heights

圖15 不同喉部高度吸力面和壓力面靜壓曲線

Fig.15 Static pressure curves of suction and pressure surfaces with different throat heights

壓力面近前緣到中部區(qū)域的壓力變化不大，靜壓系數(shù)由1緩慢降低至0.9，這是因?yàn)?，膨脹流道入口之前沿流向三維流道緩慢收縮，來流在該區(qū)域穩(wěn)流的同時(shí)壓力略有降低。膨脹流道入口之后，壓力面壓力沿流向緩慢降低，呈現(xiàn)明顯的順壓梯度，因此，附著壓力面的低能流體不易聚集，附面層較薄，低能流體之間以及與壓力面的摩擦損失較小。隨間隙高度增加，壓力面前部高壓區(qū)縮減，而近出口上部的高壓區(qū)有擴(kuò)大趨勢(shì)，這是因?yàn)?，間隙較大時(shí)，由壓力面?zhèn)冉?jīng)間隙向吸力面?zhèn)鹊男孤┝鲃?dòng)增強(qiáng)，流量增加，有更多的氣流不參與推動(dòng)隔板做功，膨脹流道入口前壓力面高壓區(qū)縮減，近上壁面更為明顯(見圖14)；而剪切應(yīng)力對(duì)氣流的影響減小，隔板尾緣附近有更少的泄漏流體經(jīng)間隙流回壓力面?zhèn)龋隹趬毫γ嫔喜苛鲃?dòng)損失有所降低，因此隨間隙增加，壓力面在該區(qū)域的靜壓上升。

圖15為不同喉部高度吸力面和壓力面靜壓曲線，從圖中可以看出，入口膨脹波導(dǎo)致吸力面靜壓急劇降低，而壓力面略有下降，巨大壓差作用下，氣流推動(dòng)隔板旋轉(zhuǎn)做功。沿流向壓力面壓力緩慢降低，吸力面靜壓維持在較低值的同時(shí)略有下降，這也是吸力面附近損失大，熵值高，而壓力面損失小，熵值低的主要原因(見圖11)。在大約84%軸向弦長處，斜激波導(dǎo)致吸力面壓力上升，出現(xiàn)吸力面靜壓高于壓力面的流動(dòng)現(xiàn)象，隔板尾緣附近泄漏流體由吸力面經(jīng)間隙重新流回到壓力面?zhèn)?見圖9)。從圖中還可看出，隨間隙高度增加，吸、壓力面靜壓差減小，隔板載荷下降，特別是斜激波之后，隔板兩側(cè)壓差更小，因此，超聲速膨脹器隔板尾緣上端壁附近泄漏流體由吸力面?zhèn)认驂毫γ鎮(zhèn)鹊幕亓鬟\(yùn)動(dòng)減弱。

圖16 不同喉部高度隔板載荷系數(shù)

Fig.16 Loading coefficients of strake wall with different throat heights

2.4 出口損失分布

圖17給出了出口截面的總壓損失系數(shù)ζ，可以看出，出口截面損失主要來自環(huán)壁面低能流體的損失，相比較而言，下端壁附近損失更大，特別是下端壁與吸、壓力面相接角區(qū)，總壓損失系數(shù)大，影響范圍廣。這主要是因?yàn)?，一方面，在橫向壓差作用下，低能流體自壓力面向吸力面遷移；另一方面，吸力面附面層自上向下潛流，吸力面與下端壁相接角區(qū)是低能流體的匯聚區(qū)，沿流向附面層不斷堆積，出口斜激波打在吸力面上，導(dǎo)致附面層的分離、回流，低能流體與主流摻混，因此，下端壁近吸力面區(qū)域流動(dòng)損失大。斜激波之后，靜壓沿節(jié)距方向的分布發(fā)生變化(見圖15)，其中吸力面附近壓力反而高于壓力面，在節(jié)距方向順壓梯度作用下低能流體向壓力面遷移，此外，沿流向下端壁近壓力面區(qū)域氣流的速度最大，斜激波之后該區(qū)域的損失也大。

圖17 出口總壓損失系數(shù)

Fig.17 Total pressure loss coefficient at outlet

隔板頂部存在間隙時(shí)，下端壁附近的流動(dòng)損失降低，但主流區(qū)出現(xiàn)一高損失區(qū)，隨間隙高度增加，該高損失區(qū)遠(yuǎn)離吸力面的同時(shí)向下端壁靠近，影響范圍也相應(yīng)擴(kuò)大。這主要是因?yàn)?，壓差力作用下，隔板頂部近壓力面?zhèn)葰饬鹘?jīng)間隙流向吸力面?zhèn)?，并最終促成泄漏渦的產(chǎn)生，泄漏渦形成之后，卷吸吸力面附近低能流體向橫向運(yùn)動(dòng)，沿流向有更少的低能流體集聚，下端壁附近的流動(dòng)損失相應(yīng)降低。間隙高度較大時(shí)，隔板頂部的流通面積增加，有更多的氣流泄漏到吸力面?zhèn)?，泄漏渦強(qiáng)度增加，尺度變大，而剪切應(yīng)力的影響減弱，泄漏渦橫向運(yùn)動(dòng)增強(qiáng)，因此，主流區(qū)域高損失區(qū)擴(kuò)大的同時(shí)向壓力面靠近。

圖18～圖20給出了出口截面氣動(dòng)參數(shù)沿徑向分布，可以看出，下端壁附近氣流總壓低、總溫高，熵值也高；間隙的存在提高了下端壁氣流的總壓，降低了總溫和熵，與此同時(shí)，上半隔板高度范圍內(nèi)氣流的總壓降低，總溫和熵上升。主要是因?yàn)?，超聲速膨脹器是一種基于拉法爾噴管原理的新型渦輪結(jié)構(gòu)，沿流向下端壁向外擴(kuò)張這一擾動(dòng)源導(dǎo)致膨脹流道入口膨脹波的產(chǎn)生，膨脹波對(duì)超聲速氣流進(jìn)一步加速，下端壁附近膨脹波較強(qiáng)，對(duì)氣流加速效果好，該區(qū)域氣流總壓低、總溫高、熵值高，另一方面，下端壁存在自壓力面向吸力面附面層的遷移、徑向氣流的潛流等流動(dòng)現(xiàn)象，低能流體之間的摩擦和摻混損失較大。間隙的存在，減小了節(jié)距方向的壓力梯度(見圖12、圖14和圖15)，削弱了下端壁附近低能流體的遷移運(yùn)動(dòng)，下端壁流動(dòng)損失降低，但隔板頂部誕生了間隙泄漏流動(dòng)，泄漏流在上端壁附近造成較大的流動(dòng)損失，因此，下端壁附近氣流總壓升高，總溫和熵降低，而上端壁附近氣流總壓降低，總溫和熵明顯上升。

圖18 出口總壓沿徑向分布

Fig.18 Total pressure distribution along radial at outlet

圖19 出口總溫沿徑向分布

Fig.19 Total temperature distribution along radial at outlet

圖20 出口熵沿徑向分布

Fig.20 Entropy distribution along radial at outlet

對(duì)比可知，較大間隙時(shí)下端壁總壓高，總溫和熵值更低，但上端壁的總壓低，總溫和熵值更高。分析原因：隨間隙增加節(jié)距方向壓差降低(見圖15)，下端壁低能流體的遷移運(yùn)動(dòng)進(jìn)一步削弱，所導(dǎo)致的流動(dòng)損失降低，此外，隔板頂部將有更多氣流從壓力面?zhèn)刃孤┑轿γ鎮(zhèn)龋孤u尺度變大，強(qiáng)度增加，由泄漏渦直接和間接造成的流動(dòng)損失上升。表1給出了膨脹器的主要性能參數(shù)，可以看出，不同間隙下超聲速膨脹器總對(duì)總的膨脹比為2.172～2.233，絕熱效率為0.761～0.849，與先進(jìn)跨聲速軸流及徑流式渦輪相比，其膨脹比和效率相對(duì)較低，但超聲速條件下，膨脹器性能則顯優(yōu)越，文獻(xiàn)[19]對(duì)某級(jí)超聲速渦輪進(jìn)行研究，設(shè)計(jì)工況下，靜葉進(jìn)口馬赫數(shù)為0.12，靜壓為15.2 MPa，靜溫大約為1 232 K，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為31 300 r/min，等熵效率為0.608，渦輪動(dòng)葉總對(duì)總膨脹比為1.492。此外，由于超聲速膨脹器采用隔板結(jié)構(gòu)替代了傳統(tǒng)渦輪葉片，因此結(jié)構(gòu)更為簡單緊湊，重量更輕。

表1 超聲速膨脹器主要性能參數(shù)

Table 1 Main performance parameters of supersonic expander

Calculationmodelπ*1π*2η*TYR0%h02.1725.5720.8490.1271.5%h02.2175.2590.7990.1742.5%h02.2305.6970.7810.1863.5%h02.2335.7150.7610.200

3 結(jié) 論

本文采用數(shù)值方法對(duì)超聲速膨脹器的三維流場進(jìn)行了數(shù)值研究，詳細(xì)分析了間隙的存在對(duì)超聲速膨脹器隔板頂部區(qū)域，三維流道內(nèi)，吸、壓力面及出口氣動(dòng)參數(shù)的影響。

1) 下端壁和吸力面附近低能流體之間以及與壁面的摩擦損失，斜激波及斜激波與附面層相互作用所導(dǎo)致的損失是無間隙超聲速膨脹器內(nèi)部損失的主要來源；頂部間隙的存在降低了下端壁、吸力面附近低能流體所導(dǎo)致的損失、斜激波損失，引入了泄漏損失，三維流道內(nèi)總的流動(dòng)損失增加，超聲速膨脹器等熵絕熱效率降低。

2) 隔板下端壁附近的載荷最高，但靠近上端壁區(qū)域最低；間隙的存在，提高了吸力面中、后部下端壁附近和出口近上端壁的靜壓，降低了壓力面靜壓，隔板載荷隨之降低；間隙高度每增加1%喉部高度，超聲速膨脹器隔板同一位置的載荷系數(shù)最高下降2.6%。

3) 馬蹄渦、泄漏渦及二者之間的相互作用是三維流道內(nèi)部隔板頂部間隙附近的主要流動(dòng)形式；在橫向靜壓差、端壁相對(duì)運(yùn)動(dòng)黏性剪切力、膨脹流道出口斜激波、端壁附面層等因素的共同作用下，隔板前緣附近氣流經(jīng)間隙流到吸力面?zhèn)群臀簿壐浇孤┝黧w越過間隙重新流回壓力面?zhèn)仁情g隙內(nèi)氣流的主要運(yùn)動(dòng)形式。

[1] GUMMER V， GOLLER M， SWOBODA M． Numerical investigation of endwall boundary layer removal on highly-loaded axial compressor blade rows[J]． Journal of Turbomachinery， 2008， 130(1)： 011015-1-011015-9．

[2] BOOTH T C， DODGE P R， HEPWORTH H K. Rotor-tip leakage: Part I—Basic methodology[J]． Journal of Engineering for Gas Turbines and Power， 1982， 104(1)： 154-161．

[3] BINDON J P． The measurement and formation of tip clearance loss[J]． Journal of Turbomachinery， 1989， 111(3)： 257-263．

[4] YAMAMOTO A． Interaction mechanisms between tip leakage flow and the passage vortex in a linear turbine rotor cascade[J]． Journal of Turbomachinery， 1988， 111(3)： 329-338．

[5] YAMAMOTO A．Endwall flow/loss mechanisms in a linear turbine cascade with blade tip clearance[J]． Journal of Turbomachinery， 1989， 111(3)： 264-275．

[6] XIAO X W， MCCARTER A A， LAKSHMINARAYANA B． Tip clearance effects in a turbine rotor： Part I—Pressure field and loss[J]． Journal of Turbomachinery， 2000， 123(2)： 296-304．

[7] MCCARTER A A， XIAO X W， LAKSHMINARAYANA B． Tip clearance effects in a turbine rotor： Part II—Velocity field and flow physics[J]． Journal of Turbomachinery， 2000， 123(2)： 305-313．

[8] YARAS M I， SJOLANDER S A． Effects of simulated rotation on tip leakage in a planar cascade of turbine blades： Part I—Tip gap flow[J]． Journal of Turbomachinery， 1992， 114(3)： 652-659．

[9] YARAS M I， SJOLANDER S A， KIND R J． Effects of simulated rotation on tip leakage in a planar cascade of turbine blades： Part II—Downstream flow field and blade loading[J]． Journal of Turbomachinery， 1992， 114(3)： 660-667．

[10] 祁明旭， 豐鎮(zhèn)平． 透平動(dòng)葉頂部間隙流的表現(xiàn)形式及其對(duì)透平性能的影響[J]． 西安交通大學(xué)學(xué)報(bào)， 2005， 39(3)： 243-265． QI M X， FENG Z P． Representation formation of tip clearance flow and influence on turbine performance[J]． Journal of Xi’an Jiaotong University， 2005， 39(3)： 243-265 (in Chinese)．

[11] 祁明旭， 豐鎮(zhèn)平． 透平動(dòng)葉頂部間隙流的端壁二次流結(jié)構(gòu)研究[J]． 西安交通大學(xué)學(xué)報(bào)， 2005， 39(5)： 445-449． QI M X， FENG Z P． Study on tip clearance flow of tur bine blade-endwall secondary flow struc-ture[J]． Journal of Xi’an Jiaotong University， 2005， 39(5)： 445-449 (in Chinese)．

[12] MOORE J， MOORE J G， HENRY G S， et al． Flow and heat transfer in turbine tip gaps[J]． Journal of Turbomachinery， 1989， 111(3)： 301-309．

[13] UZOL O， CHOW Y C， KATZ J， et al． Experimental investigation of unsteady flow field within a two-stage axial turbomachine using particle image velocimetry[J]． Journal of Turbomachinery， 2002， 124(4)： 542-552．

[14] UZOL O， CHOW Y C， KATZ J， et al． Average passage flow field and deterministic stresses in the tip and hub regions of a multistage turbomachine[J]． Journal of Turbomachinery， 2003， 125(4)： 714-725．

[15] NIU M S， ZANG S S． Experimental and numerical investigations of tip injection on tip clearance flow in an axial turbine cascade[J]． Experimental Thermal and Fluid Science， 2011， 35(6)： 1214-1222．

[16] 鐘兢軍， 黃振宇， 楊凌， 等． 超聲速膨脹器設(shè)計(jì)及其內(nèi)部流動(dòng)研究[J]． 工程熱物理學(xué)報(bào)， 2015， 36(1)： 60-66． ZHONG J J， HUANG Z Y， YANG L， et al． Research on the design and flow field of supersonic expander[J]． Journal of Engineering Thermophysics， 2015， 36(1)： 60-66 (in Chinese)．

[17] 賀旭照， 張勇， 汪廣元， 等． 高超聲速飛行器單壁膨脹噴管的自動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]． 推進(jìn)技術(shù)， 2007， 28(2)： 148-151． HE X Z， ZHANG Y， WANG G Y， et al． Automated design optimization of single expansion ramp nozzle for hypersonic vehicle[J]． Journal of Propulsion Technology， 2007， 28(2)： 148-151 (in Chinese)．

[18] 鄧慶鋒， 鄭群， 張海， 等． 可控渦設(shè)計(jì)高負(fù)荷渦輪二次流旋渦結(jié)構(gòu)及損失分析[J]． 中國電機(jī)工程學(xué)報(bào)， 2012， 32(20)： 108-114． DENG Q F， ZHENG Q， ZHANG H， et al． Analysis of secondary flow vortex structure and losses in a high load turbine designed by the controlled vortex method[J]． Proceedings of the CSEE， 2012， 32(20)： 108-114 (in Chinese)．

[19] DOWNEY D J， GRIFFIN L W， HUBER F W． A study of the effects of tip clearance in a supersonic turbine[J]． Journal of Turbomachinery， 2000， 122(4)： 674-683．

[20] 韓吉昂， 鐘兢軍， 嚴(yán)紅明， 等． 旋轉(zhuǎn)沖壓壓縮轉(zhuǎn)子三維進(jìn)氣流道數(shù)值研究[J]． 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2009， 24(5)： 1079-1088． HAN J A， ZHONG J J， YAN H M， et al． Numerical research of three dimensional flow-path in a ram-rotor[J]． Journal of Aerospace Power， 2009， 24(5)： 1079-1088 (in Chinese)．

[21] 鄧慶鋒， 鄭群， 劉春雷， 等． 基于控制軸向速度變化的1.5級(jí)渦輪壓力可控渦設(shè)計(jì)[J]． 航空學(xué)報(bào)， 2011， 32(12)： 2182-2193． DENG Q F， ZHENG Q， LIU C L， et al． Pressure controlled vortex design of 1.5-stage turbine based on the method of controlling axial velocity variation[J]． Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2011， 32(12)： 2182-2193 (in Chinese)．

[22] 楊承宇， 張靖周， 單勇． 單邊膨脹噴管紅外輻射特性的數(shù)值模擬[J]． 航空學(xué)報(bào)， 2010， 31(10)： 1919-1926． YANG C Y， ZHANG J Z， SHAN Y． Numerical simulation on infrared radiation characteristics of single expansion ramp nozzles[J]． Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2010， 32(10)： 1919-1926 (in Chinese)．

[23] 張少麗， 單勇， 張靖周． 單邊膨脹噴管氣動(dòng)和紅外輻射特性數(shù)值研究[J]． 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2011， 26(7)： 1502-1508． ZHANG S L， SHAN Y， ZHANG J Z． Numerical study on aerodynamic and infrared radiation characteristics of single expansion ramp nozzle[J]． Journal of Aerospace Power， 2011， 26(7)： 1502-1508 (in Chinese)．

[24] 徐華松， 谷良賢． 高超聲速飛行器后體噴管設(shè)計(jì)[J]． 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2007， 22(2)： 257-260． XU H S， GU L X． Nozzle afterbody design of hyper sonic flight vehicle[J]． Journal of Aerospace Power， 2007， 22(2)： 257-260 (in Chinese)．

[25] EDWARDS C L W， SMALL W J， WEIDNER J P， et al． Studies of scramjet/airframe integration techniques for hyper-sonic aircraft: AIAA-1975-0058[R]． Reston： AIAA， 1975．

[26] SCHNEIDER A， KOSCHEL W W． Detailed analysis of a mixed compression hypersonic intake[R]． Florence: Fourteenth international symposium on air breathing engines， 1999．

[27] SJOLANDER S A， CAO D． Measurements of the flow in an idealized turbine tip gap[J]． Journal of Turbomachinery， 1995， 117(4)： 578-584．

黃振宇 男， 博士研究生。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)熱力學(xué)。

Tel： 0411-84723833

E-mail： zhenyu85keyan@163.com

鐘兢軍 男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)熱力學(xué)。

Tel： 0411-84728496

E-mail： zhongjj@dlmu.edu.cn

楊凌 女， 博士， 副教授， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)熱力學(xué)。

Tel.： 0411-84726935

E-mail： 7331yangling@163.com

韓吉昂 男， 博士， 副教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)熱力學(xué)。

Tel.： 0411-84726935

E-mail： hja@dlmu.edu.cn

Received： 2014-11-27； Revised： 2015-07-09； Accepted： 2015-10-12； Published online： 2015-10-21 17:08

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151021.1708.002.html

Foundation items： Specialized Research Fund for the Doctoral Program of Higher Education of China (20132125120006)； The Fundamental Research Funds for the Central Universities (3132014319)； Supported by Program for Liaoning Innovative Research Team in University (LT2015004)

*Corresponding author. Tel.： 0411-84728496 E-mail： zhongjj@dlmu.edu.cn

Influence of tip clearance on flow characteristics of a supersonicexpander

HUANG Zhenyu, ZHONG Jingjun*, YANG Ling, HAN Ji’ang

MarineEngineeringCollege,DalianMaritimeUniversity,Dalian116026,China

A clearance exists between strake wall and casing, which will certainly influence internal flow field and overall performance of a supersonic expander. To obtain the flow details of tip clearance flow in a supersonic expander, the three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes equations and thek-εturbulent model are adopted in this paper to simulate numerically the tip clearance flow of a supersonic expander. It has been found that oblique shock wave at the outlet of the expansion passage leads to the fact that static pressure of the suction surface is higher than the pressure surface, parts of the leakage fluid near the trailing edge passes the clearance and reflows to the pressure surface. Because of the tip clearance, static pressures of the suction surface at the location of inlet and near the lower end wall increase, while the pressure at the pressure surface near the leading edge decreases. Compared with the same location of the strake wall, increasing the tip clearance height by 1% throat height, load coefficient of the strake wall of supersonic expander drops by as much as 2.6%. The loss of end wall and oblique shock wave reduces, but the tip leakage loss is produced, increasing the overall flow loss of the three-dimensional flow passage, and the efficiency of the supersonic expander drops, which decreases by up to 8.8% in this paper. The horseshoe vortex, the leakage vortex, and the interaction between them constitute the main vortex system of the tip area. The airflow near the leading edge through the clearance flow to the suction surface and the leakage fluid around the trailing edge across the gap back to the pressure surface is the main form of movement within the clearance.

supersonic expander; strake wall; tip clearance; expansion waves; leakage vortex

2014-11-27；退修日期：2015-07-09；錄用日期：2015-10-12； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：

時(shí)間： 2015-10-21 17:08

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151021.1708.002.html

高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金 (20132125120006)； 中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金 (3132014319)； 遼寧省高校創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)支持計(jì)劃 (LT2015004)

.Tel.： 0411-84728496 E-mail：zhongjj@dlmu.edu.cn

黃振宇， 鐘兢軍， 楊凌， 等. 頂部間隙對(duì)超聲速膨脹器流動(dòng)特性的影響[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2016, 37(2): 555-567. HUANG Z Y, ZHONG J J, YANG L, et al. Influence of tip clearance on flow characteristics of a supersonic expander[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 555-567.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0269

V231.3

： A

： 1000-6893(2016)02-0555-13

*