吳艷輝， 王博， 付裕， 劉軍

1.西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院， 西安 710072 2.北京航空航天大學(xué) 先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心， 北京 100083

軸流壓氣機角區(qū)分離的研究進展

吳艷輝1,2， 王博1,*， 付裕1， 劉軍1

1.西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院， 西安 710072 2.北京航空航天大學(xué) 先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心， 北京 100083

角區(qū)分離是一種常發(fā)生于軸流壓氣機“吸力面-端壁”角區(qū)的三維分離現(xiàn)象，該現(xiàn)象以及隨之產(chǎn)生的流場堵塞和流場損失會對壓氣機的穩(wěn)定工作和效率造成不良影響，嚴重時會發(fā)展為“角區(qū)失速”。隨著現(xiàn)代軸流壓氣機單級負荷的提升，角區(qū)分離所產(chǎn)生的負面影響日益突出，嚴重阻礙了高負荷壓氣機的發(fā)展，各種主動、被動流動控制方法也因此被廣泛應(yīng)用于角區(qū)分離的流動控制。首先，從角區(qū)分離對軸流壓氣機性能的影響、角區(qū)分離的流場特征和角區(qū)失速的判別準(zhǔn)則3個方面對軸流壓氣機角區(qū)分離的流動機理研究進行了回顧，詳細討論了角區(qū)分離的影響因素、角區(qū)分離的流動拓撲分析以及角區(qū)失速的定義與判別方法。其次，對三維葉片設(shè)計、翼刀與凹槽、旋渦發(fā)生器、非軸對稱端壁造型、射流式旋渦發(fā)生器、等離子體氣動激勵以及附面層抽吸與附面層射流7類流動控制方法的研究進展進行了回顧，重點探討了這些流動控制方法在抑制角區(qū)分離方面的應(yīng)用，并給出了這些流動控制方法的對角區(qū)分離的作用機制。最后,對角區(qū)分離領(lǐng)域的研究現(xiàn)狀進行了簡要地總結(jié)，指出了現(xiàn)有角區(qū)分離的機理研究和流動控制研究所存在的不足，并對該領(lǐng)域未來的發(fā)展進行了展望。

軸流壓氣機； 角區(qū)分離； 角區(qū)失速； 流場特征； 流動控制

壓氣機是航空燃氣渦輪發(fā)動機的核心壓縮部件，其性能的優(yōu)劣對發(fā)動機的工作和性能具有至關(guān)重要的影響。對于軍用航空燃氣渦輪發(fā)動機，在滿足最佳增壓比的前提下，減少壓氣機級數(shù)有利于提高發(fā)動機的推重比；對于民用航空燃氣渦輪發(fā)動機，由于其最經(jīng)濟增壓比遠大于最佳增壓比，在盡可能保證壓氣機級數(shù)不變的前提下，使壓氣機總壓比更接近最經(jīng)濟增壓比，將有利于降低民用航空發(fā)動機的耗油率。這兩種設(shè)計思路均需要提升壓氣機的單級負荷。

然而，壓氣機單級負荷的提升帶來了新的設(shè)計難題。由于壓氣機單級負荷提高，葉柵流道內(nèi)的逆壓梯度和橫向壓力梯度顯著增大。前者使壓氣機葉片更易發(fā)生二維流動分離，給壓氣機基元級設(shè)計帶來了挑戰(zhàn)；后者增強了壓氣機內(nèi)部的二次流動，由此導(dǎo)致的復(fù)雜端區(qū)流動現(xiàn)象給壓氣機性能帶來了不利影響。角區(qū)分離是高負荷軸流壓氣機中常見的端區(qū)流動現(xiàn)象，在二次流動的強化作用下，會造成端區(qū)流動損失顯著增加，是制約高負荷壓氣機發(fā)展的主要原因之一。

角區(qū)分離是指發(fā)生于壓氣機吸力面-端壁角區(qū)的低能流體回流、聚集現(xiàn)象。這種流動分離不同于二維壓氣機葉柵流動分離，它會在壓氣機吸力面和端壁同時發(fā)生流動分離，造成流道堵塞，影響壓氣機效率的提升。角區(qū)流動分離的基本機制很早就有人提出?；谝幌盗性囼炑芯?，Horlock等[1]指出，逆壓梯度和二次流動的組合效應(yīng)導(dǎo)致了輪轂角區(qū)發(fā)生分離。Denton[2]在其關(guān)于葉輪機械流動損失機理的綜述中，總結(jié)了角區(qū)分離的發(fā)生機制：在橫向壓力梯度的驅(qū)動作用下，端壁附面層流體向吸力面過度偏轉(zhuǎn)，形成橫向二次流動，使得附面層內(nèi)的低能流體在吸力面-端壁角區(qū)堆積；角區(qū)堆積的低能流體無法抵抗流向逆壓梯度的阻滯作用，形成了端壁和吸力面包圍的低速回流區(qū)，即角區(qū)分離。

為了打破角區(qū)分離對壓氣機負荷的限制，各國研究人員發(fā)展了各種流動控制技術(shù)，主要分為主動控制和被動控制技術(shù)兩類。主動控制技術(shù)需要監(jiān)測壓氣機運行狀態(tài)，然后通過調(diào)節(jié)機構(gòu)來控制流動分離，如可調(diào)靜子葉片[3]、附面層抽吸[4-6]、附面層射流[7]以及等離子體氣動激勵[8]等。它們的特點是需要外界提供能量，因此控制效果明顯。被動控制技術(shù)不需要外界提供能量，通過改變壓氣機原來結(jié)構(gòu)或添加小結(jié)構(gòu)來控制氣流運動。常見的有三維葉片設(shè)計、非軸對稱端壁造型[9-11]、旋渦發(fā)生器[12]和凹槽[13]等。被動控制方法具有結(jié)構(gòu)簡單、改型方便和成本低廉等特點，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于許多發(fā)動機型號中。

深刻認識軸流壓氣機角區(qū)分離現(xiàn)象的規(guī)律性，提出先進的角區(qū)分離控制方法對高負荷壓氣機設(shè)計具有重要意義。通過縱觀國內(nèi)外研究人員對角區(qū)分離及其相關(guān)流動控制技術(shù)的研究，本文對該領(lǐng)域已有的研究進行了總結(jié)和評述。

1 角區(qū)分離對軸流壓氣機性能的影響

(1)

Schulz和Gallus[16]通過試驗研究，發(fā)現(xiàn)了壓氣機環(huán)形葉柵中的吸力面-輪轂角區(qū)出現(xiàn)明顯的三維分離，分離區(qū)產(chǎn)生的大范圍總壓虧損是造成流動損失的主要原因。隨著進氣角α1的增大，分離區(qū)的范圍沿徑向和弦向方向顯著增大，如圖2

圖1 靜子堵塞系數(shù)分布[15]Fig.1 Distribution of stator blockage ratio[15]

圖2 不同進氣角下環(huán)形葉柵的流動顯示結(jié)果 [16] Fig.2 Visualization of flow of annular cascade with different inlet angles [16]

所示。(注：如果沒有做特殊說明，本文中的氣流角均為氣流方向與軸向的夾角)由此可以看出，進氣角變化所造成的壓氣機氣動負荷變化會對角區(qū)分離產(chǎn)生顯著的影響。

Barankiewicz和Hathaway[17]認為Joslyn和Dring[15]研究的壓氣機試驗臺無法代表目前商用發(fā)動機上所安裝的壓氣機，并以某臺參考GE E3壓氣機葉型設(shè)計的低速壓氣機為研究對象，對其動葉出口流場進行了試驗探究。試驗結(jié)果表明，盡管在設(shè)計過程中采用了端彎技術(shù)，當(dāng)負荷超過設(shè)計水平時，在靜葉輪轂角區(qū)還是發(fā)生了角區(qū)分離，且三維角區(qū)分離的范圍隨壓氣機負荷的增大而擴大。Saathoff和Stark[18]在低安裝角壓氣機葉柵試驗中也發(fā)現(xiàn)角區(qū)分離隨著進氣角的增加而增強，驗證了角區(qū)分離與葉片載荷有一定的關(guān)聯(lián)。另外，馬威等[19]借助試驗手段，以平面葉柵為研究對象，研究了來流攻角i對角區(qū)分離的發(fā)展過程、葉柵靜壓分布以及損失分布的影響。圖3 給出了試驗得到的不同攻角i下葉柵出口損失系數(shù)ω的分布。圖中：z/h為無量綱展向位置；y/s為無量綱切向位置。研究發(fā)現(xiàn)：相比于葉展中部，葉根位置吸力面靜壓分布隨攻角的變化更加明顯；葉根吸力面尾緣存在反流區(qū)，當(dāng)攻角增大時，分離區(qū)的起始位置逐漸靠近葉片前緣；葉柵出口高損失區(qū)的展向和切向范圍增大。

在實際發(fā)動機中，葉柵進口來流中含有上游轉(zhuǎn)子尾跡。Schulz和Gallus[20]在環(huán)形葉柵試驗臺的靜子前面安裝旋轉(zhuǎn)的金屬條，模擬轉(zhuǎn)子尾跡對靜子葉柵輪轂角區(qū)分離的影響。研究結(jié)果表明，尾跡增加了來流的湍流度，減小了角區(qū)分離的影響范圍，使得流道堵塞程度得到緩解，如圖4所示。

圖3 不同攻角下的葉柵出口損失系數(shù)云圖[19]Fig.3 Contours of exit total pressure loss coefficient at different incidences[19]

圖4 有無轉(zhuǎn)子尾跡下環(huán)形葉柵的流動顯示結(jié)果[20]Fig.4 Visualization of flow of annular cascade with or without rotor wake[20]

采用不同的靜葉結(jié)構(gòu)會使端區(qū)流動狀況發(fā)生改變，從而對角區(qū)分離產(chǎn)生影響。圖5給出了懸臂式靜子的示意圖，靜子葉根和輪轂留有一定的間隙。Dong等[21]針對某軸流壓氣機靜子的試驗研究表明，在靜子和輪轂之間引入間隙泄漏流也可以適當(dāng)緩解角區(qū)分離。Shabbir等[22]對一臺雙級跨聲速壓氣機進行了試驗和數(shù)值研究，發(fā)現(xiàn)在靜子葉根間隙存在約占主流0.25%的泄漏流量減弱了輪轂角區(qū)流動分離的程度。Ribi和Meyer[23]研究了靜子機匣缺口對軸流壓氣機性能的影響，靜子結(jié)構(gòu)如圖5(a)所示。研究發(fā)現(xiàn)，機匣處的缺口略微降低了壓氣機的壓比和效率，但提升了穩(wěn)定裕度。同樣，靜子輪轂處也會存在缺口，如圖5(b)所示。Lee等[24]通過數(shù)值模擬研究了靜子輪轂缺口對多級軸流壓氣機性能的影響。結(jié)果表明，沒有輪轂缺口時，第一級和第二級靜子輪轂角區(qū)發(fā)生明顯的三維分離。存在缺口時，原來位置的角區(qū)分離消失，壓氣機性能得到提升，如圖6 所示。

此外，角區(qū)分離還受到端區(qū)來流附面層傾斜的影響。來流附面層傾斜是一種由壓氣機轉(zhuǎn)子、靜子端壁相對運動所造成的進口附面層速度分布扭曲。來流附面層傾斜使得端區(qū)來流具有較大的橫向速度分量，該速度分量的方向與橫向二次流方向相反，能夠在一定程度上緩解端區(qū)氣流的過偏轉(zhuǎn)。Boehle和Stare[25]以及Li等[26]均通過數(shù)值計算發(fā)現(xiàn)，壓氣機中的附面層傾斜有抑制角區(qū)分離的作用。

圖5 軸流壓氣機結(jié)構(gòu)示意圖[23-24]Fig.5 Diagram of axial-flow compressor[23-24]

圖6 壓氣機靜子表面極限流線[24] Fig.6 Limiting streamline on surface of compressor stator[24]

2 角區(qū)分離的流場特征

Schulz和Gallus[20]根據(jù)環(huán)形葉柵的試驗結(jié)果，研究了角區(qū)分離的流場特征，并推斷出了一種低速壓氣機葉柵角區(qū)分離拓撲結(jié)構(gòu)，如圖7所示?？梢钥闯觯谌~片吸力面和輪轂交界處存在一個奇點，從奇點以后分別在吸力面和輪轂出現(xiàn)兩條分離線，在分離線末端流體匯聚成一空間渦環(huán)，分離區(qū)被約束在端壁分離線、吸力面分離線和尾緣渦環(huán)這三者內(nèi)部。Gallus等[27]對同一試驗臺的研究中，推測出由輪轂匯聚的脫落渦沒能連接至葉片吸力面，而是沿徑向逐漸摻混在主流中。Hah和Loellbach[28]對該試驗臺進行數(shù)值研究，發(fā)現(xiàn)輪轂角區(qū)分離是由端壁處的吸力面脫落渦和尾緣反流渦共同主導(dǎo)而形成的一個空間環(huán)渦結(jié)構(gòu)，如圖8所示。在跨聲速壓氣機Rotor37中也存在類似的現(xiàn)象，但端壁脫落渦延伸到主流中耗散，未形成環(huán)渦結(jié)構(gòu)。

Weber等[29]根據(jù)試驗和數(shù)值模擬研究了跨聲速壓氣機葉柵角區(qū)三維流動分離的拓撲結(jié)構(gòu)，如圖9所示。不同于低速壓氣機，跨聲速壓氣機葉柵通道中存在激波與附面層的相互作用，角區(qū)分離起始位置在激波與吸力面交匯處，分離區(qū)內(nèi)部的流動也更復(fù)雜。

上述研究表明，角區(qū)分離的流場特征是非常復(fù)雜的，為了進一步揭示其流動細節(jié)。Gbadebo等[30]利用低速壓氣機風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬研究了兩種不同葉型的壓氣機葉柵內(nèi)角區(qū)分離特性。采用臨界點理論研究發(fā)現(xiàn)，隨著來流攻角的增大，近壁面流動拓撲結(jié)構(gòu)中的奇點數(shù)目增多，角區(qū)分離邊界層厚度和損失也增大。此外，保持零攻角下，隨著壓氣機葉柵彎角的增大，分離奇點數(shù)目和分離區(qū)范圍也會增大。Kan和Lu[31]對一跨聲速靜子的失速特性進行了數(shù)值研究，采用拓撲分析的方法研究了靜葉吸力面的流場細節(jié)。結(jié)果表明，隨著壓氣機流量的降低，分離渦的數(shù)量和影響范圍擴大，靜子通道的流通能力下降，伴隨著渦運動和低能流體的遷移，最終造成壓氣機失速。Lewin等[32]結(jié)合試驗和數(shù)值計算對一基元葉型為NACA65的壓氣機葉柵的角區(qū)分離特性進行了研究。如圖10所示，通過對近壁面端壁流動拓撲分析發(fā)現(xiàn)，隨著進氣角增大，螺旋焦點F2、F1相繼出現(xiàn)，并向通道中間移動，其影響范圍隨攻角增大而不斷擴大。當(dāng)進氣角增大至56° 時，分離線Ⅰ和再附線Ⅱ的位置發(fā)生互換，近輪轂流道完全堵塞，進口來流附面層低能流體匯集到F2焦點而離開端壁。

圖7 Schulz和Gallus提出的壓氣機葉柵角區(qū)分離示意圖[20]Fig.7 Diagram of corner separation in compressor cascade proposed by Schulz and Gallus[20]

圖8 Hah和Loellbach提出的壓氣機葉柵角區(qū)分離示意圖[28]Fig.8 Diagram of corner separation in compressor cascade proposed by Hah and Loellbach[28]

圖9 Weber提出的跨聲速壓氣機葉柵角區(qū)分離示意圖[29]Fig.9 Diagram of corner stall in transonic compressor cascade proposed by Weber[29]

圖10 不同進氣角下角區(qū)分離的流場特征[32]Fig.10 Characteristics of flow field of corner separation with different inlet flow angles[32]

壓氣機葉片的設(shè)計負荷也會對角區(qū)分離的流場特征產(chǎn)生顯著的影響。如圖11(a)所示，在低負荷壓氣機葉柵中，通道內(nèi)的橫向壓力梯度驅(qū)動端壁附面層低能流體在葉片吸力面-端壁角區(qū)匯集，角區(qū)分離的發(fā)生使得葉片尾緣附近的端壁和吸力面處均形成了回流區(qū)。Zhang等[33]結(jié)合試驗和數(shù)值模擬研究了高負荷壓氣機葉柵的角區(qū)分離的流場特征。不同于低負荷壓氣機葉柵，高負荷壓氣機葉柵具有更強的橫向壓力梯度，使得端壁附面層低能流體流向葉片吸力面后并沒有在匯集在吸力面-端壁角區(qū)，而是沿葉片吸力面向上卷起爬升到一定高度，最終僅在吸力面處形成反流區(qū)，如圖11(b)所示。

圖11 不同葉片負荷下角區(qū)分離的流場特征[33]Fig.11 Characteristics of flow field of corner separation with different blade loading[33]

3 角區(qū)失速的判別準(zhǔn)則

“角區(qū)失速”是角區(qū)分離現(xiàn)象的繼續(xù)，其發(fā)生機理與角區(qū)分離完全相同，本質(zhì)上仍然是角區(qū)分離，只不過程度更加劇烈?？梢哉f，角區(qū)失速是指分離區(qū)擴展范圍遠大于設(shè)計值，并使得端區(qū)流場嚴重惡化的角區(qū)分離現(xiàn)象。為了更好地指導(dǎo)壓氣機設(shè)計、避免角區(qū)失速的發(fā)生，研究人員提出了一系列的角區(qū)失速判別準(zhǔn)則。

關(guān)于角區(qū)失速的判定，早年de Haller[34]曾在基于葉柵試驗的研究基礎(chǔ)上提出利用de haller數(shù)DH作為失速判定因子：

(2)

式中：W1為葉柵進口相對速度；W2為葉柵出口相對速度；AVR為軸向速度比，α2為出口氣流角。當(dāng)DH<0.72時，角區(qū)失速發(fā)生。但de Haller所構(gòu)建的角區(qū)失速判斷準(zhǔn)則考慮因素不全面，適用范圍較小。

隨后，Lieblein[35]建立了廣為應(yīng)用的擴散因子DF，將失速準(zhǔn)則和葉柵設(shè)計參數(shù)聯(lián)系起來，用來指導(dǎo)壓氣機的設(shè)計。后來研究經(jīng)驗表明靜葉的擴散因子DF不宜大于0.6。式(3)為DF的表達式，σ為葉柵稠度。

(3)

2008年，Lei等[36]同時考慮了逆壓梯度、橫向二次流和來流條件對角區(qū)失速的影響，提出了一種適用性更廣的角區(qū)失速判別準(zhǔn)則。Lei首先根據(jù)葉中、葉根區(qū)域的壓力分布，定量給出了角區(qū)失速的判斷因子S。如圖12所示，cx為葉片軸向弦長；p1為來流靜壓；pt1為來流總壓；s為葉柵柵距；S表示葉根相比葉中氣動負荷Ψz的減少量，反映了端區(qū)與中間葉高處流動狀況的差異程度。當(dāng)S>0.12時，可以認為角區(qū)分離造成端區(qū)流場發(fā)生了嚴重惡化，壓氣機通道發(fā)生角區(qū)失速。通過量綱分析推出S因子與葉柵參數(shù)的函數(shù)關(guān)系為

S=S(Mar,Re,δ/c,AR,σ,γ,θ,α1,α2,Δβ)

(4)

式中：Mar為相對進口馬赫數(shù)；Re為基于弦長的雷諾數(shù)；δ為來流邊界層厚度；c為葉片弦長；AR為葉片展弦比；γ為葉片安裝角；θ為葉片彎角；Δβ表征與端壁來流邊界層傾斜有關(guān)的氣流偏轉(zhuǎn)角。

在S因子的基礎(chǔ)上，Lei等提出了一個能夠反映葉柵三維擴壓極限的無量綱擴散因子：

圖12 S因子定義示意圖[36]Fig.12 Definition of S factor[36]

D=D(σ,γ,θ,α1,α2,Δβ)

(5)

不同于擴散因子DF，Lei等提出的無量綱擴散因子D能夠反映流向壓差、橫向壓差和來流附面層傾斜的共同作用。由于在全湍流工況下，S因子對Mar、Re、δ和AR參數(shù)變化不敏感，因此建立失速準(zhǔn)則的工作可以簡化為對無量綱擴散因子D的判定。D的具體表達式為

(6)

圖13給出了D因子與S因子的分布關(guān)系，可以看出當(dāng)D>(0.4±0.05)時，壓氣機發(fā)生角區(qū)失速。

圖13 D因子與S因子的關(guān)系[36]Fig.13 Relation between parameter S and parameter D[36]

Yu和Liu[37]對Lei提出的擴散因子D進行了修正，主要考慮葉柵內(nèi)流向壓差、橫向壓差和展弦比的影響，建立了修正后的擴散因子，即

Dm=

(7)

經(jīng)過大量的壓氣機試驗數(shù)據(jù)驗證，修正后的擴散參數(shù)匹配性更好，并且判別誤差更小。當(dāng)Dm>(0.47±0.015)時，壓氣機發(fā)生角區(qū)失速。

4 角區(qū)分離的流動控制技術(shù)

4.1 三維葉片設(shè)計

三維葉片設(shè)計(Three-dimensional Blade Design)是調(diào)控壓氣機葉片和端區(qū)流動的重要手段，也是工程實踐中角區(qū)分離控制措施的主要形式。目前，針對壓氣機角區(qū)分離所提出的三維葉片設(shè)計方法主要有：葉片彎、掠技術(shù)和葉身/端壁融合技術(shù)。

壓氣機葉片的彎、掠設(shè)計起源于20世紀 50～70年代。Smith和Yeh[38]最早給出了壓氣機葉片彎和掠的定義：將葉片展向積迭線與端壁不垂直時定義為“彎”；將流動方向與葉展方向不垂直時定義為“掠”。文獻[39-44]對彎、掠及復(fù)合彎掠技術(shù)在壓氣機葉片設(shè)計中的應(yīng)用進行了研究，發(fā)現(xiàn)采用彎、掠葉片技術(shù)可以改善端區(qū)流動，削弱吸力面-端壁處的角區(qū)分離，減小流動損失。

關(guān)于彎葉片控制角區(qū)分離的機理，國內(nèi)王仲奇院士[40]提出了附面層遷移理論，認為彎葉片設(shè)計帶來“C”型靜壓分布，可以驅(qū)使端區(qū)的低能流體向葉片中部遷移，緩解了低能流體在角區(qū)的堆積；而Weingold等[41]則用升力線理論解釋了彎葉片的作用機理，認為彎葉片在子午面產(chǎn)生的渦分量使得流管在葉片前緣擴張、尾緣附近收縮，降低了葉片后部的逆壓梯度，具體如圖14所示。從流動本質(zhì)上講，彎葉片設(shè)計會引入徑向的葉片力，從而實現(xiàn)了對端區(qū)流動的控制作用。

對于掠葉片控制角區(qū)分離的機理，Gümmer等[42]認為：對于根部前掠和頂部后掠的葉片設(shè)計中，中間半徑的流面扭曲會誘導(dǎo)出一個覆蓋整個葉柵通道的旋渦，如圖15所示。該旋渦在葉根處與當(dāng)?shù)氐臋M向二次流動相反，削弱了低能流體向根部角區(qū)的遷移。實際上，掠葉片設(shè)計更多用于跨聲速壓氣機轉(zhuǎn)子中，使得激波傾斜，降低垂直于激波方向的馬赫數(shù)，從而降低激波強度和損失。

圖14 Weingold提出的彎葉片的流動控制機理[41]Fig.14 Flow control mechanism of dihedral proposed by Weingold[41]

彎、掠設(shè)計由于僅側(cè)重于對葉片積疊方式的改變，能夠較好地融合于傳統(tǒng)的壓氣機設(shè)計體系。Rolls-Royce公司的Gallimore等[45-46]開發(fā)了引入彎掠設(shè)計及葉型端彎處理的設(shè)計系統(tǒng)，并將其用于Trent 系列發(fā)動機的核心壓氣機設(shè)計中。Woollatt等[47]發(fā)展了一套涵蓋掠、傾斜和葉型端彎技術(shù)的三維設(shè)計方法。目前，彎、掠葉片技術(shù)已經(jīng)在GE90、GEnx、V2500和PW4084等多款先進發(fā)動機中得到應(yīng)用。

在壓氣機中，葉片/端壁處的附面層交匯普遍存在。特別是在吸力面-端壁角區(qū)，附面層交匯嚴重阻滯流動，誘發(fā)角區(qū)分離。針對這一現(xiàn)象，國內(nèi)的季路成團隊[48]通過推導(dǎo)描述角區(qū)附面層的等效二維附面層模型，提出了二面角理論。分析發(fā)現(xiàn)：增大二面角和控制二面角的流向變化規(guī)律可以抑制角區(qū)分離。在此基礎(chǔ)上，該團隊[49]借鑒外流的翼身融合技術(shù)，提出了葉身/端壁融合技術(shù)。數(shù)值模擬結(jié)果表明：無論在峰值效率工況還是在近失速工況，葉身/端壁融合技術(shù)均可以消除角區(qū)分離。2015年，季路成等[50]回顧了三維葉片設(shè)計的發(fā)展，提出了引入葉身/端壁融合的第三代三維葉片技術(shù)，以實現(xiàn)對端區(qū)流場的精細調(diào)控。

圖15 Gümmer提出的掠葉片的流動控制機理[42]Fig.15 Flow control mechanism of sweep proposed by Gümmer[42]

除了彎掠葉片技術(shù)和葉身融合技術(shù)外，“泡狀”前緣[51]和前緣邊條[52]等三維葉片設(shè)計技術(shù)被提出以實現(xiàn)角區(qū)分離的流動控制。

4.2 翼刀與凹槽

翼刀(Fence)與凹槽(Groove)屬于附面層隔離裝置，能夠以障礙物的形式布置在軸流壓氣機的端壁和吸力面上，阻斷低能流體的橫向遷移和徑向遷移，提高吸力面-輪轂角區(qū)流體抵抗分離的能力，從而削弱角區(qū)分離。

早在20世紀40年代，翼刀技術(shù)就被應(yīng)用在噴氣式戰(zhàn)斗機的后掠翼上，以阻擋由翼根指向翼尖的二次流動，緩和翼尖分離，從而改善后掠翼的氣動性能。隨后在20世紀70年代，Prumper[53]進行了利用翼刀控制軸流汽輪機葉柵二次流的試驗研究，結(jié)果表明在端壁或吸力面加裝翼刀可以降低流動損失。20世紀80年代，Kawai等[54-56]試驗研究了渦輪葉柵中翼刀最佳尺寸和最佳位置以及吸力面和端壁翼刀的最佳組合方案，探究了翼刀技術(shù)控制流動損失的機理。研究表明：端壁翼刀阻隔了馬蹄渦壓力面分支與通道渦的匯合，在通道中形成了兩個相對較弱的通道渦，從而降低了二次流動產(chǎn)生的損失。

對于軸流壓氣機而言，其葉柵通道內(nèi)部存在與渦輪葉柵相似的渦系結(jié)構(gòu)。因此，翼刀技術(shù)同樣適用于軸流壓氣機。Meyer 等[57]試驗研究了吸力面翼刀對高負荷亞聲速壓氣機葉柵角區(qū)分離的影響。油流試驗結(jié)果如圖16所示，可以發(fā)現(xiàn)，采用吸力面翼刀可以有效的控制角區(qū)分離的范圍。研究表明，采用吸力面翼刀能夠降低葉片中間葉高處的損失，但是端壁附近的損失卻大量增加，使得葉柵總損失并沒有減小。

國內(nèi)的鐘兢軍團隊[58-64]對端壁翼刀、吸力面翼刀以及組合翼刀在壓氣機中的應(yīng)用進行了詳細的試驗和數(shù)值模擬研究，其研究對象包括亞聲速平面葉柵、亞聲速環(huán)形葉柵和跨聲速環(huán)形葉柵。該團隊分析了翼刀幾何尺寸和安裝位置對控制效果的影響，探究了翼刀對二次流和損失的控制機理。圖17給出了安裝組合翼刀前后葉柵內(nèi)部的渦系結(jié)構(gòu)。其中，圖17(a)給出了未安裝翼刀時葉柵通道的旋渦結(jié)構(gòu)，具體包括：馬蹄渦壓力面分支Hp、馬蹄渦吸力面分支Hs、通道渦P、角渦C以及尾緣脫落渦T。圖17(b)給出了安裝組合翼刀時葉柵內(nèi)部的旋渦結(jié)構(gòu)?？梢钥闯觯吮谝淼犊梢宰钄囫R蹄渦壓力面分支Hp和端壁橫向流動，并在通道中形成兩個通道渦P1、P2和一個翼刀渦Fe；吸力面翼刀能夠阻斷低能流體沿吸力面的展向流動，同時形成反向翼刀渦Fs和類通道渦Pf；圖中的組合翼刀兼具前兩者的特點，有效地改善了吸力面-輪轂郊區(qū)的流動狀況，對抑制角區(qū)分離起到積極作用。

圖16 安裝吸力面翼刀前后的葉柵流動顯示[57]Fig.16 Visualization of flow of cascade without and with suction surface fence[57]

圖17 安裝組合翼刀前后的旋渦結(jié)構(gòu)[61]Fig.17 Vortex structures without and with combined fence[61]

Hage等[13]試驗研究了采用端壁凹槽結(jié)構(gòu)對高載荷壓氣機葉柵二次流動的影響，圖18給出了凹槽結(jié)構(gòu)的示意圖，從圖中可以看出，數(shù)個彎曲薄片沿柵距布置，相鄰薄片之間就構(gòu)成了所謂的“端壁凹槽”。Hage等指出端壁凹槽具有改善端壁二次流動、降低流動損失的效果。研究表明最佳的端壁凹槽使總損失降低了9%，對應(yīng)于壓氣機效率增加了1.3%，且近端壁的氣流折轉(zhuǎn)角增加了2°，角區(qū)分離造成的流動堵塞得到了緩解。

圖18 端壁凹槽的幾何結(jié)構(gòu)[13]Fig.18 Groove geometry on the endwall[13]

4.3 旋渦發(fā)生器

圖19 不同類型的旋渦發(fā)生器[12]Fig.19 Different types of vortex generator[12]

旋渦發(fā)生器(Vortex Generator， VG)是一種基于旋渦運動的被動流動控制裝置，通過在流場中產(chǎn)生流向渦，可增強主流與邊界層低能流體的摻混，進而削弱或消除附面層分離。旋渦發(fā)生器的概念最早由Taylor于1947年提出[65]。常見的旋渦發(fā)生器如圖19所示[12]，通常由按照適當(dāng)攻角垂直放置的三角斜坡或小葉片組成，具有結(jié)構(gòu)簡單、堅固可靠、安裝方便、不需要額外輸入能量并且不會引入過多的附加損失等優(yōu)點。在外流領(lǐng)域，旋渦發(fā)生器經(jīng)過了半個多世紀的研究和發(fā)展，已經(jīng)在抑制附面層分離[66]、提高升阻比[67]和控制激波/附面層干涉[68]等方面取得了顯著成就。受到外流研究的啟發(fā)，旋渦發(fā)生器也被用于控制葉輪機械中的二次流動，特別是本文關(guān)注的軸流壓氣機角區(qū)分離現(xiàn)象。

早在20世紀70年代，Brent[69]通過試驗探究了旋渦發(fā)生器和開縫葉片的組合流動控制技術(shù)。結(jié)果顯示，在單級壓氣機動靜葉上游的機匣和輪轂加裝旋渦發(fā)生器能夠提高峰值效率和峰值壓比，并能夠?qū)⑹僭６葦U大10%。20世紀90年代，Gamerdinger和Shreeve[70]發(fā)現(xiàn)在跨聲速葉柵的葉片吸力面安裝旋渦發(fā)生器能夠削弱激波誘導(dǎo)的邊界層分離，但葉柵總壓損失增加。上述研究表明，旋渦發(fā)生器在壓氣機中同樣具有流動控制潛力。

2002年，Chima[71]數(shù)值模擬研究了葉片式旋渦發(fā)生器的作用機理，發(fā)現(xiàn)最佳的葉片式旋渦發(fā)生器高度為邊界層厚度的50%。隨后，Chima發(fā)展了一種基于徹體力模型的旋渦發(fā)生器數(shù)值模擬方法，由圖20可以看出，該模型能夠?qū)⑷~片式旋渦發(fā)生器簡化成一塊網(wǎng)格面，避免了直接對葉片式旋渦發(fā)生器進行網(wǎng)格劃分所帶來的不便。Chima借助該方法研究了葉片式旋渦發(fā)生器在軸流壓氣機級中的控制效果，發(fā)現(xiàn)在靜子吸力面安裝葉片式旋渦發(fā)生器能夠?qū)菂^(qū)分離起到一定的控制作用。

德國宇航院的Meyer[72]和Hergt[73]等研究了吸力面葉片式旋渦發(fā)生器對平面葉柵角區(qū)分離的控制效果。如圖21所示，油流試驗結(jié)果表明，葉片式旋渦發(fā)生器能夠削弱角區(qū)分離，改善葉柵流動的二維性，但總壓損失并沒有減小。隨后，Hergt等[74]先以平面葉柵為研究對象，將葉片式旋渦發(fā)生器安裝在端壁前緣，如圖22所示。試驗結(jié)果顯示，該控制方案能夠緩解角區(qū)分離，使總壓損失減少4.6%，并且對靜壓升基本不產(chǎn)生影響。但是這種旋渦發(fā)生器布置方案會引入較大的附加損失，造成端壁附近的總壓損失顯著增加?；谄矫嫒~柵的試驗結(jié)果，Hergt等將上述旋渦發(fā)生器布置方案用于單級跨聲速軸流壓氣機的靜葉，如圖23所示。試驗結(jié)果表明，在靜葉上游的機匣和輪轂處安裝葉片式旋渦發(fā)生器能夠減輕靜葉的角區(qū)分離程度，在部分工況下提升壓氣機效率和壓比。

圖20 徹體力模型的數(shù)值模擬結(jié)果[71] Fig.20 Numerical result computed by body force model[71]

圖21 安裝旋渦發(fā)生器的吸力面流動顯示[72]Fig.21 Visualization of flow on suction side with vortex generators[72]

圖22 葉柵端壁安裝旋渦發(fā)生器的示意圖[74] Fig.22 Sketch of vortex generators attached to the cascade endwall[74]

2013年，Hergt等[12]對比研究了圖24所示的A、B、A/B和C這4種旋渦發(fā)生器布置方案對平面葉柵角區(qū)分離的控制效果。研究表明：與其他方案相比，在葉片前緣上游的端壁處安裝三角斜坡式旋渦發(fā)生器(C方案)能夠?qū)崿F(xiàn)最佳的控制效果，使得總壓損失降低9%，并縮小了角區(qū)分離形成的吸力面反流區(qū)；吸力面和端壁葉片式旋渦發(fā)生器構(gòu)成的組合方案(A/B方案)能夠有效地改善中間葉高處的流動狀況，但卻造成端壁附近的流動損失顯著增加。

圖23 安裝在靜葉上游端壁處的旋渦發(fā)生器[74]Fig.23 Vortex generator arrayed on the endwall in front of the stator row[74]

圖24 旋渦發(fā)生器結(jié)構(gòu)和布置方案的定義[12]Fig.24 Definition of vortex generator configurations and placement in the cascade[12]

在國內(nèi)，劉火星團隊[75]、吳培根團隊[76]也探究了旋渦發(fā)生器對壓氣機葉柵角區(qū)分離的影響和控制機理。初步的數(shù)值模擬和試驗研究表明：旋渦發(fā)生器所產(chǎn)生的流向渦能夠增強端壁角區(qū)流動與主流的相互作用，阻礙低能流體的橫向流動，進而抑制角區(qū)分離，降低葉柵流動損失。

4.4 非軸對稱端壁造型

非軸對稱端壁造型(Non-axisymmetric Endwall Profiling)是一種被動的流動控制技術(shù)，其基本原理是通過構(gòu)造凹凸不平的端壁表面，利用近壁面流線曲率的變化來影響端壁的靜壓分布、控制端壁二次流，達到重新組織端區(qū)流動、控制角區(qū)分離的目的。

非軸對稱端壁造型技術(shù)的關(guān)鍵是造型方法，主要包括：優(yōu)化造型和設(shè)計造型方法兩類。其中，優(yōu)化造型是指利用數(shù)學(xué)優(yōu)化理論構(gòu)造非軸對稱端壁的方法，該方法最大的優(yōu)點是不需要依賴于造型經(jīng)驗，避免了對端區(qū)復(fù)雜流場的分析。Dorfner等[77-78]利用優(yōu)化方法進行了非軸對稱端壁的型面設(shè)計，并對其進行了數(shù)值模擬研究。如圖25所示，優(yōu)化得到的端壁上形成了一個與通道渦旋向相反的旋渦，其流向渦量值Ωx=-7 000 s-1。該旋渦作用如同“氣動分離器”，可以使橫向二次流動提前卷起，推遲了其與吸力面的碰撞，從而阻擋了低能流體向角區(qū)的匯聚。

非軸對稱端壁的優(yōu)化造型通常是針對幾何確定的壓氣機在特定流動狀況下進行的，而角區(qū)分離受壓氣機幾何與流動狀況影響較大，因此優(yōu)化造型方法得到的非軸對稱端壁幾何特征并不適用于所有的流動狀況。Reising和Schiffer[79-80]對跨聲速軸流壓氣機靜子進行了非軸對稱端壁的優(yōu)化設(shè)計，得到了與傳統(tǒng)觀念中吸力面凹陷、壓力面上升完全相反的造型結(jié)果。該結(jié)構(gòu)可以消除局部角區(qū)分離，但是卻讓近失速工況下的端壁區(qū)域流動狀況惡化，導(dǎo)致了裕度的下降。

圖25 “氣動分離器”對橫向二次流的影響[77]Fig.25 Effect of aerodynamic separator on cross flow[77]

設(shè)計造型方法則是在掌握端區(qū)流動特點的前提下，利用經(jīng)驗直接設(shè)計非軸對稱端壁的方法。這種工程化的方法比優(yōu)化造型方法更節(jié)省時間，但必須發(fā)展實用可行的設(shè)計理論。文獻[81]就是通過這類方法設(shè)計了某軸流壓氣機轉(zhuǎn)子的非軸對稱端壁，使得其峰值效率提升了0.45%。事實上，設(shè)計造型方法在渦輪非軸對稱端壁造型中應(yīng)用較多，而在壓氣機非軸對稱端壁造型中比較罕見。這是因為壓氣機端區(qū)存在復(fù)雜的流動特征，損失機理遠比渦輪中復(fù)雜，不容易形成通用的設(shè)計理論。

針對當(dāng)前優(yōu)化造型方法和傳統(tǒng)設(shè)計造型方法的缺陷，楚武利等[82]提出了一種基于端壁速度修正的非軸對稱端壁設(shè)計方法，以合理的端壁速度分布作為設(shè)計目標(biāo)，通過二次流和端壁幾何的關(guān)聯(lián)方程組來求解出非軸對稱端壁幾何參數(shù)。該方法不完全依賴設(shè)計經(jīng)驗，并且比優(yōu)化造型方法更省時。借助該方法，楚武利等設(shè)計了某高負荷平面葉柵的非軸對稱端壁。數(shù)值模擬結(jié)果表明，利用端壁速度修正法獲得的非軸對稱端壁能夠使該高負荷平面葉柵的總壓損失降低1.65%。

4.5 射流式旋渦發(fā)生器

射流式旋渦發(fā)生器(Vortex Generator Jet，VGJ)的概念最早由Wallis[83]于1952年提出，是一種主動流動控制裝置，能夠通過壁面的射流孔以合適傾斜角噴射氣流誘導(dǎo)形成旋渦，進而利用旋渦實現(xiàn)流動控制。與被動式旋渦發(fā)生器相比，射流式旋渦發(fā)生器具有易操作、靈活等優(yōu)勢，因而在內(nèi)、外流流動控制方面均得到了廣泛應(yīng)用。在外流領(lǐng)域，射流式旋渦發(fā)生器被應(yīng)用于抑制翼型分離[84-85]和推遲翼型失速[86]。而內(nèi)流領(lǐng)域的研究則將射流式旋渦發(fā)生器用于控制葉輪機械中的流動分離，尤其是本文所關(guān)注的軸流壓氣機角區(qū)分離。

射流式旋渦發(fā)生器在內(nèi)流領(lǐng)域最早被應(yīng)用于控制渦輪葉片的流動分離。Sondergaard[87]和Volino[88]等通過試驗研究發(fā)現(xiàn)，射流式旋渦發(fā)生器能夠抑制低雷諾數(shù)渦輪葉柵的吸力面流動分離。而壓氣機中的流動不同于渦輪，其葉柵內(nèi)部存在較大的逆壓梯度。起初，射流式旋渦發(fā)生器被布置在壓氣機葉片的吸力面以增強吸力面附面層流體抵抗流動分離的能力。Evans等[89-90]以壓氣機平面葉柵為研究對象，并借助粒子圖像測速和煙霧顯示等技術(shù)，探究了吸力面射流式旋渦發(fā)生器抑制流動分離的機理。研究表明：吸力面射流孔下游形成的旋渦結(jié)構(gòu)能夠增大壁面剪切應(yīng)力、誘導(dǎo)展向二次流動以及增強邊界層流體與主流的摻混，進而抑制吸力面流動分離，使總壓損失降低。

吸力面射流式旋渦發(fā)生器僅能夠增強吸力面附面層流體抵抗流動分離的能力，無法削弱端區(qū)橫向二次流動，因而對角區(qū)分離的控制作用有限。并且，壓氣機葉片通常較薄，不適合在葉片內(nèi)部布置吸力面射流式旋渦發(fā)生器所需的管路系統(tǒng)。基于上述背景，國內(nèi)宋彥萍團隊[91-93]對端壁定常射流式旋渦發(fā)生器進行了數(shù)值模擬研究。如圖26所示，射流孔被布置在端壁前緣近吸力面處。研究表明：端壁射流式旋渦發(fā)生器能夠影響端壁二次流，使得角區(qū)分離范圍縮小，總壓損失降低，其控制效果受到射流孔位置、射流方向和射流速度比等參數(shù)的影響。該團隊[93]還數(shù)值模擬探究了端壁射流式旋渦發(fā)生器與正、反彎葉片構(gòu)成的組合控制方案，發(fā)現(xiàn)：將端壁射流式旋渦發(fā)生器與反彎葉片相結(jié)合能夠?qū)崿F(xiàn)更好的流動控制效果。

圖26 端壁射流式旋渦發(fā)生器的原理圖[91]Fig.26 Schematic of endwall vortex generator jet[91]

4.6 等離子體氣動激勵

等離子體氣動激勵(Plasma Aerodynamic Actuation, PAA)是一種新型的主動控制技術(shù)，具有沒有運動部件、響應(yīng)時間短并且激勵頻帶寬等優(yōu)點[94]。等離子體氣動激勵可以利用等離子體在電磁場下的運動或電離過程中所產(chǎn)生的溫升和壓升，對流場施加可控擾動，在抑制二維葉型流動分離[95]、抑制渦輪葉片分離[96-97]和擴大軸流壓氣機穩(wěn)定裕度[98]等方面取得了豐碩的研究成果。但是關(guān)于采用等離子體氣動激勵抑制軸流壓氣機角區(qū)分離的研究相對較少，其研究對象還僅限于低速平面葉柵。

國內(nèi)的李應(yīng)紅團隊[99]最早開展了關(guān)于采用介質(zhì)阻擋放電(Dielectric Barrier Discharge， DBD)等離子體氣動激勵抑制角區(qū)分離的試驗研究。如圖27所示(圖中：he為電極厚度；d1和d2為電極的軸向?qū)挾龋沪為兩電極的軸向距離)，DBD等離子體激勵器主要由兩個電極和二者之間的絕緣材料組成，其中一個電極暴露在氣流中，另一個被絕緣介質(zhì)覆蓋，電極附近的空氣在高壓電的作用下被擊穿電離形成等離子體。試驗以低負荷平面葉柵為研究對象，主要針對定常激勵和非定常激勵兩種工作方式，對比了不同來流條件和激勵參數(shù)下的控制效果。試驗結(jié)果表明：非定常等離子體氣動激勵比定常激勵更有效，而且所消耗的功率更低；激勵參數(shù)(激勵強度、激勵器位置、激勵頻率和占空比)和來流條件(雷諾數(shù)、氣流攻角)會對等離子體氣動激勵對角區(qū)分離的控制效果產(chǎn)生影響。

圖27 介質(zhì)阻擋放電等離子體氣動激勵器的原理圖[99]Fig.27 Schematic of dielectric barrier discharge plasma aerodynamic actuator[99]

為了得到適用于高負荷壓氣機葉柵等離子體氣動激勵方案，該團隊的吳云等[100]利用低速風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬研究了3種DBD等離子體氣動激勵方案對角區(qū)分離的控制效果。3種激勵方案如圖28所示，包括吸力面流向激勵、端壁橫向激勵和吸力面流向/端壁橫向組合激勵。試驗結(jié)果表明：與吸力面流向激勵相比，端壁橫向激勵和組合激勵對角區(qū)分離的控制效果更顯著。由此可以看出，端壁橫向激勵是應(yīng)用DBD等離子體氣動激勵控制角區(qū)分離的關(guān)鍵。吳云等還對比研究了納秒脈沖和微秒脈沖DBD等離子體氣動激勵對角區(qū)分離的控制效果。其中，微秒脈沖DBD激勵的原理是誘導(dǎo)近壁面氣流加速，而納秒脈沖DBD激勵則是在流場中誘導(dǎo)產(chǎn)生壓縮波。研究表明：納秒脈沖DBD等離子體氣動激勵的控制效果明顯優(yōu)于微秒脈沖放電等離子體氣動激勵。

雖然上述研究表明等離子體氣動激勵能夠有效地控制低速壓氣機葉柵中角區(qū)分離，但目前的微秒脈沖等離子體氣動激勵電極所能產(chǎn)生激勵強度較小，不足以控制真實壓氣機中的角區(qū)分離。因此，有必要提供一類估計真實工況所需激勵強度的相似規(guī)律。Akcayoz等[101]先借助數(shù)值模擬的手段評估了等離子體激勵的效果，通過低速試驗驗證了數(shù)值模擬方法的有效性，發(fā)現(xiàn)端壁流向激勵也能夠抑制角區(qū)分離，并且最有效的激勵位置位于吸力面和端壁分離點附近的上游。隨后，Akcayoz等利用驗證過的數(shù)值模擬方法計算了在高雷諾數(shù)下實現(xiàn)相同控制效果所需要的激勵強度大?。辉诖嘶A(chǔ)上，建立了激勵強度Fact與來流雷諾數(shù)Re的關(guān)系，如圖29所示。由圖可以看出，實現(xiàn)相同控制效果所需要的激勵強度大約與來流雷諾數(shù)的1.616次冪呈正比。

圖28 3種等離子體氣動激勵器的布置示意圖[100]Fig.28 Schematic of arrangement of three types of plasma aerodynamic actuators[100]

圖29 等離子體氣動激勵控制角區(qū)分離的雷諾數(shù)相似規(guī)律[101]Fig.29 Reynolds number scaling for corner separation control with plasma actuation[101]

4.7 附面層抽吸與附面層射流

附面層抽吸(Boundary Layer Suction)與附面層射流(Boundary Layer Jet)的主要思路是從邊界層中抽出低能流體或向邊界層中吹入高能流體增加附面層流體動能。因此，在壓氣機葉柵的端壁及輪轂附近的葉片吸力面進行抽吸或附面層射流能夠增強附面層流體抵抗流動分離的能力，進而對角區(qū)分離起到抑制作用。

1965年，Peacock[102]最早利用附面層抽吸實現(xiàn)了對角區(qū)分離的流動控制。隨后，各國的研究人員開展了一系列關(guān)于附面層抽吸控制角區(qū)分離的研究工作。

大量研究表明，附面層抽吸能夠有效控制角區(qū)分離，其控制效果與抽吸結(jié)構(gòu)的位置和尺寸對控制效果影響較大。2008年，Gbadebo等[103]以平面葉柵為研究對象，對比研究了吸力面開槽抽吸與端壁開槽抽吸對角區(qū)分離的控制效果。結(jié)果表明：抽吸比大于0.7%的附面層抽吸能夠抑制甚至消除角區(qū)分離，降低流道的堵塞程度和總壓損失；吸力面抽吸能夠削弱角區(qū)分離的范圍，而端壁抽吸則能夠完全使角區(qū)分離完全消失。Gbadebo等還指出：最佳的端壁抽吸槽應(yīng)該盡可能靠近葉片吸力面，并能夠覆蓋角區(qū)分離的起始點。但是，Gmelin等[104]數(shù)值模擬探究了端壁抽吸槽周向位置對控制效果的影響，卻發(fā)現(xiàn)略微遠離葉片吸力面的端壁抽吸槽對角區(qū)分離的控制效果優(yōu)于剛好重合于葉片吸力面的端壁抽吸槽。而在2014年，陳萍萍等[105]將葉片弦中近尾緣抽吸槽(Middle suction slot near the Trailing Edge， MTE)用于角區(qū)分離的流動控制，圖30給出了MTE的具體位置。結(jié)果顯示：該抽吸措施能夠使角區(qū)分離所引起的二次流損失降低81.2%。

與吸氣槽相比，吸氣孔的優(yōu)勢在于分布靈活、尺寸可變、制造簡便以及強度較高。張龍新等[106]研究了復(fù)合抽吸方案對角區(qū)分離的控制效果，探索了不同抽吸孔位置對壓氣機葉柵氣動性能的影響。圖31給出了復(fù)合抽吸方案的示意圖，其中For6區(qū)域位于角區(qū)分離發(fā)生點之前，與Le_R6區(qū)共同構(gòu)成主吸氣區(qū)域HPA。數(shù)值模擬結(jié)果表明：吸力面-輪轂角區(qū)分離的展向范圍由半葉高縮小到輪轂附近，并且總壓損失降低了27.24%。

圖30 端壁邊界層吸氣槽的位置[105] Fig.30 Location of endwall boundary layer suction slot[105]

圖31 復(fù)合抽吸方案[106]Fig.31 Compound suction scheme[106]

早期的附面層射流主要通過葉片開槽[107]實現(xiàn)，利用壓力面與吸力面之間的壓差產(chǎn)生附面層射流，為吸力面附面層注入能量，抑制吸力面流動分離。這種方法屬于被動控制方法，在不需要射流的工況下會引入額外的損失，而且產(chǎn)生的射流速度較小，控制效果不明顯。Fottner[108]研究發(fā)現(xiàn)外接氣源的附面層射流比開槽葉片更加有效。

端壁橫向二次流是角區(qū)分離形成與發(fā)展的影響因素之一，而端壁附面層射流能夠控制端壁橫向二次流動，是利用附面層射流控制角區(qū)分離的重要環(huán)節(jié)。Sturm等[109]采用外接氣源的附面層射流對高負荷壓氣機葉片進行流動控制。試驗結(jié)果顯示：葉片表面射流只能降低葉型損失，不能夠使端壁二次流損失減小；而端壁附面層射流能夠顯著降低二次流損失。Nerger等[110]試驗研究了吸力面-端壁組合射流方法。試驗研究發(fā)現(xiàn)：端壁射流能夠削弱端區(qū)二次流動，而吸力面射流能夠緩解吸力面葉型分離；采用吸力面-端壁組合射流方法能夠增大葉柵的靜壓升，降低葉柵總壓損失。上述研究主要應(yīng)用的是定常射流方法，即射流參數(shù)不隨時間發(fā)生變化，而有關(guān)研究[111-113]表明，合成射流和脈沖射流等非定常射流方法可以對流場施加非定常激勵，同樣能夠?qū)崿F(xiàn)對角區(qū)分離的流動控制。

除了單獨采用附面層抽吸或射流外，二者的組合也可以用于壓氣機葉柵的流動控制。田思濛等[114]研究了端壁射流-抽吸組合流動控制方法，圖32給出了這種控制方法的示意圖。研究表明：端壁射流-抽吸組合流動控制方法能夠使總壓損失顯著降低，抽吸孔與射流孔之間的距離會對控制效果產(chǎn)生較大的影響。

圖32 射流-抽吸組合流動控制方法[114]Fig.32 Sketch of method for jet/suction flow control[114]

5 結(jié)論與展望

在先進的試驗測試技術(shù)和計算流體力學(xué)的支持下，對角區(qū)分離的研究已取得豐碩的研究成果，內(nèi)容包括：角區(qū)分離的發(fā)生機制和影響因素、角區(qū)分離對壓氣機性能的影響、角區(qū)分離的流場特征以及角區(qū)失速的判別準(zhǔn)則。對角區(qū)分離的研究并不只是為了理解角區(qū)分離的流動機理，更重要的是根據(jù)這些流動機理發(fā)展相應(yīng)的流動控制方法。因此，各國研究人員在上述研究內(nèi)容的基礎(chǔ)上提出并實踐了大量的用于抑制角區(qū)分離的主、被動控制方法，均實現(xiàn)了一定的控制效果。

然而，由于角區(qū)分離的流動現(xiàn)象十分復(fù)雜，影響角區(qū)分離形成與發(fā)展的因素具有多樣性，有關(guān)角區(qū)分離的研究尚存在不足之處，仍然需要開展進一步的研究工作。

1) 當(dāng)前，大多數(shù)有關(guān)角區(qū)分離的機理和流動控制研究采用平面葉柵、環(huán)形葉柵以及單級低速壓氣機等簡單模型作為研究對象，其內(nèi)部流動與當(dāng)前設(shè)計水平下的壓氣機存在較大差異，導(dǎo)致許多研究結(jié)論并沒有在工程實踐中得到廣泛應(yīng)用。未來的研究工作應(yīng)該更多地在多級、高速壓氣機上開展，發(fā)展用于真實壓氣機流場測量的試驗測試技術(shù)，提升角區(qū)分離/失速研究結(jié)論的工程實用性。

2) 常用的軸流壓氣機角區(qū)復(fù)雜流動數(shù)值模擬方法主要是定常的雷諾平均方法。大量的數(shù)值模擬研究表明，雷諾平均方法能夠定性地預(yù)測角區(qū)的二次流和渦系結(jié)構(gòu)，計算得到的拓撲結(jié)構(gòu)與油流試驗結(jié)果往往能夠較好的吻合。軸流壓氣機角區(qū)流場主要受各向異性的大尺度旋渦支配，而雷諾平均方法將湍流的脈動特性進行了時均處理，不區(qū)分旋渦的大小和方向性，因此不能精確地模擬角區(qū)分離的流場特征。未來需要盡可能多地采用大渦模擬或脫體渦模擬等高級湍流模擬方法，實現(xiàn)對角區(qū)流場結(jié)構(gòu)的精確刻畫，為角區(qū)分離及其控制方法的定量分析奠定工具基礎(chǔ)。

3) 角區(qū)分離與逆壓梯度、端壁橫向二次流動、來流條件以及葉柵幾何等諸多因素有關(guān)。關(guān)于角區(qū)分離影響因素的研究已有很多，但其中多數(shù)研究沒有量化每種影響因素對角區(qū)分離的貢獻，也沒有對各因素之間的相互作用進行詳盡地分析。事實上，角區(qū)分離通常是多種影響因素共同作用的結(jié)果，理清各因素之間的關(guān)系并引入流場的定量分析方法對角區(qū)分離的機理研究十分重要。

4) 角區(qū)分離的流動控制手段通常作用于葉片吸力面和端壁。其中，吸力面流動控制往往能夠增強吸力面附面層流體的抗分離能力，而端壁流動控制能夠抑制橫向二次流動來抑制低能流體向吸力面-輪轂角區(qū)匯聚。多數(shù)流動控制研究表明，單純提高吸力面附面層流體的抗分離能力不足以有效地控制壓氣機葉柵中的角區(qū)分離，所以必須結(jié)合端壁流動控制手段才能實現(xiàn)顯著的控制效果。

5) 關(guān)于角區(qū)分離的被動控制方法研究表明：由于沒有外界能量輸入，采用被動控制方法通常會造成低能流體或流體動量的再分配，最終會導(dǎo)致局部流動狀況惡化，產(chǎn)生額外的流動損失，對壓氣機效率產(chǎn)生不利影響。由此可見，只有當(dāng)被動控制方法所產(chǎn)生的增益效果大于其附加危害時，其有效性才能得到體現(xiàn)。但是，多數(shù)研究沒有對被動控制手段帶來的增益效果和附加危害進行定量分析，也就無法對兩者進行比較。因此，有必要發(fā)展一類關(guān)于被動流動控制增益效果和附加危害的量化方法，以探究增益效果和附加危害的影響因素，進而深化對控制機理的認識。同時，角區(qū)分離的被動控制方法要借助具有一定幾何特征的控制結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)，其幾何和位置參數(shù)的選取通常是經(jīng)驗性的。未來需要深入研究被動控制方法對角區(qū)復(fù)雜流動的作用機理，探究幾何參數(shù)和位置參數(shù)對控制效果的影響，發(fā)展實用、高效的單點和多點優(yōu)化方法。

6) 角區(qū)分離的主動控制方法要通過對流場施加定?；蚍嵌ǔ＜顏韺崿F(xiàn)對角區(qū)分離的控制，不會引入附加損失。目前的研究主要集中于探究激勵位置和激勵參數(shù)對控制效果和控制代價的影響，具有很大發(fā)展?jié)摿?。但是，對各類主動控制方法控制機理的認識仍舊缺乏。未來需要進一步揭示現(xiàn)有的主動控制方法與復(fù)雜流場的耦合機制，進而提高控制效果；或結(jié)合對流動機理的深入認識，探索新的主動流動控制方法。

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(責(zé)任編輯： 鮑亞平)

*Corresponding author. E-mail: 18309250072@163.com

Research progress of corner separation in axial-flow compressor

WU Yanhui1,2, WANG Bo1,*, FU Yu1, LIU Jun1

1.SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China2.CollaborativeInnovationCenterforAdvancedAero-Engine,BeihangUniversity,Beijing100083,China

Corner separation is a kind of three-dimensional separation that occurs commonly in the suction-endwall corner area of axial compressors. Corner separation and the associated flow losses and blockages will have negative effect on stability and efficiency of compressors, and will even develop into “corner stall” in severe cases. With the increase of stage loading of modern compressors, the negative effect of corner separation becomes so prominent as to seriously hinder the development of highly loaded compressors. Therefore, many active and passive flow control methods are widely applied to flow control of corner separation. Research progress of the mechanism of corner separation of the axial flow compressor is reviewed from three perspectives: influence of corner separation on performance of the axial flow compressor, flow field characteristics of corner separation and the criterion for corner stall. The influencing factors and the topological analysis of corner separation and the definition and judgment of corner stall are discussed. Research progress of seven flow control methods is reviewed, including three-dimensional blade design, fence/groove, vortex generator, non-axisymmetric endwall profiling, vortex generator jet, plasma aerodynamic actuation, and boundary layer suction/jet. Application of these methods too the suppression of corner separation is emphatically discussed, and the mechanism of these methods for suppression corner separation is given. The research status of corner separation is summarized. The shortcomings of current research are pointed out, and future development of this research field is described.

axial-flow compressor; corner separation; corner stall; flow field characteristics; flow control

2016-11-24； Revised： 2016-12-19； Accepted： 2017-01-21； Published online： 2017-03-05 08：19

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170305.0819.002.html

s： National Natural Science Foundation of China (51536006, 11572257, 51276148); Aeronautical Science Foundation of China (2015ZB53027)

V231.3

A

1000-6893(2017)09-520974-22

2016-11-24； 退修日期： 2016-12-19； 錄用日期： 2017-01-21； 網(wǎng)絡(luò)出版時間： 2017-03-05 08：19

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170305.0819.002.html

國家自然科學(xué)基金 (51536006， 11572257， 51276148)； 航空科學(xué)基金 (2015ZB53027)

*通訊作者.E-mail: 18309250072@163.com

吳艷輝， 王博， 付裕， 等．軸流壓氣機角區(qū)分離的研究進展[J]． 航空學(xué)報, 2017, 38(9): 520974. WU Y H, WANG B, FU Y, et al. Research progress of corner separation in axial-flow compressor[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 520974.

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

10.7527/S1000-6893.2017.620974