1、基金项目:国家自然科学基金(5207051984)收稿日期:20210407修回日期:20210414第 40 卷第 2 期计算机仿真2023 年 2 月文章编号:10069348(2023)02003306串列静子叶片流动机理研究彭鸿博，冯远，陶源(中国民航大学航空工程学院，天津 300300)摘要:提高级负荷水平一直是压气机气动设计领域不断追求的目标。串列叶片可以突破常规布局气动负荷的限制，且具有良好的工程应用前景。为了探索串列叶片三维流动机理及前后排相互影响机制，利用数值模拟方法对来流马赫数为 0.8 的串列静子叶片近端壁流动特性展开研究，分析了前后排相互影响机制，主要是针对前/后排叶片
2、单排工作与串列条件下进行对比。通过研究表明，以后排叶片势作用、缝隙射流、尾迹扩散为代表的典型流动现象显著地影响了前后排叶片的扩压过程，进而影响了气动负荷沿流向的分配及端壁损失，串列静子近端壁的气动设计需要考虑前后排相互干涉的影响。关键词:串列静子叶栅;数值模拟;前后排叶片独立工作;流动特性中图分类号:V271.4文献标识码:BStudy on Flow Mechanism of Tandem BladesPENG Hongbo，FENG Yuan，TAO Yuan(School of Aeronautical Engineering，Civil Aviation University of C
3、hina，Tianjin 300300，China)ABSTACT:Improving stage load level has always been the goal of compressor aerodynamic design Tandem bladecan break through the limitation of aerodynamic load of conventional layout，and has a good engineering applicationprospect In order to explore the threedimensional flow
4、mechanism of tandem blades and the interaction mechanismbetween the front and rear rows，the flow characteristics of the near end wall of tandem stator blades with incomingMach number of 08 were studied by numerical simulation method，and the interaction mechanism between the frontand rear rows was an
5、alyzed，mainly for the comparison between single row and tandem operation of the front/rearrow blades The results show that the typical flow phenomena，such as potential effect，slot jet and wake diffusion，significantly affect the diffusion process of the front and rear vanes，and then affect the aerody
6、namic load distributionalong the flow direction and the end wall loss Therefore，the aerodynamic design of tandem stator near the end wallneeds to consider the influence of front and rear row interferencethe interference between the front and rear vanesshould be considered in the aerodynamic design o
7、f the near end wall of the tandem statorKEYWODS:Tandem stator cascade;Numerical simulation;Front and rear blades working independently;Flow characteristics1引言现代航空发动机的发展要求了更高的推重比和可靠性，为了提高航空发动机的推重比，这就要求发动机核心部件之一的压气机具有更少的级数和更高的级压比。而相比于传统的压气机单列叶片，串列叶片是一种常见的高负荷叶片，具有气流折转角大、总压损失小、工作范围宽等优点。它是通过前后排叶片之间存在的缝隙作
8、用，使得附面层在后排叶片上得到重新发展，叶片就能承载更大的负荷，同时避免产生更高的流动损失。近年来，国内外对于串列叶栅都进行了充分的实验研究。国内方面，陶源，刘宝杰等先后针对跨声速串列转子叶片和静子叶片，通过调整叶型的轴向和周向位置，研究了前后叶片间的匹配并对叶片进行了优化设计工作1;刘志刚重点研究了串列叶栅的流场特性，得出了串列叶片具有更大的气流折转角和更大的攻角范围等结论2;沈淳，滕金芳利用数值模拟的方法展开了串列叶栅受轴向相对位置影响的研究8，通过研究发现了不同的轴向和周向位置会明显地影响串列叶栅整体的气动性能。国外上世纪 70 年代就对串列转子进行了研究，普惠公司在其单级试验台上对跨声
9、和亚声速33条件下的串列叶片进行了试验究911，得出了在不同的工作条件下串列叶片体现出的不同性能。通过以上的研究表明，串列叶栅可以很大程度上提高压气机的级负荷，扩大喘振裕度，提高压气机的效率，所以串列叶栅是提高航空发动机性能的重要技术手段，研究串列叶栅的流动特性是很有必要的。本文基于以上研究，利用了数值仿真的手段对来流马赫数为 0.8 的串列静子叶栅进行流动机理分析，分析了前后排相互影响机制，主要是针对前/后排叶片单排工作与串列条件下的流动特性进行对比。由于串列叶片的结构比较复杂，它是由前后两排叶片按照一定的轴向和周向位置排列组合而成的新型叶片，而传统的压气机叶片都是单独工作，不会收到其它叶片
10、的影响。而串列叶片的前排叶片和后排叶片之间位置很近，会存在二者之间互相影响的现象。所以需要对串列静子叶片进行内部的流动分析，同时由于串列静子叶片也会受到端壁机匣的影响，所以分析内容也包括了叶片在主流区和端壁区之间的差异。由此可见，研究串列静子叶片内部前后排叶片相互影响机制十分重要。本文的创新之处在于，串列叶片本身在国内外航空发动机压气机中的应用比较少，还停留在试验和仿真阶段。并且因为研究对象是串列静子叶片，端壁区存在机匣的影响，流动现象会出现明显的变化。所以需要对比分析叶片在主流区和端壁区产生的不同的流动现象。在现有的研究中，对串列静子叶片的研究较少，同时对比分析静子叶片在主流区和端壁区的流动
11、区别也不全面，对串列静子叶片在近端壁处的前后排叶片互相影响机制的研究并不深入。本文就是在此背景下对串列静子叶片的内部流动机理进行研究。2数值模拟方法在对串列叶片的研究过程中，整体的研究手段包括两种，一种是利用风洞实验室对叶片进行接近于工作状态时的分析。这种手段的优点就是能够充分贴近叶片在工作中的流动状态，实验数据充分真实。但是成本太高，并且会受到外界因素的影响。而第二种手段就是采用了数值模拟仿真的技术方法。优点在于，整个过程相对于实验比较简便，应用仿真软件就可以实现，同时设置规定的边界条件，就可以对研究对象的工作环境进行界定。在以往的仿真中已经证实了数值模拟方法的准确性和结果的真实性。所以本文
12、利用此手段对串列静子叶片进行研究分析。2.1网格划分构造串列叶栅网格使用了 NUMECA 软件中的针对叶轮机械用户所开发的 Autogrid 网格生成软件。在构造网格的过程中需要保证网格的质量，网格划分的方法是采用了结构化网络，前排叶片和后排叶片分别采用 O 型网格包围边界层，流域的其它位置使用 H 型网格。前排叶片尾缘压力面的一部分与后排叶片吸力面前缘的一部分对应形成一块拓扑结构，这样在前后排叶片交接位置的正交性也得到了很好的改善。串列叶栅整体网格数量大约在 850000 个。2.2边界条件设置成功构建网格模型后，仿真计算采用 ANSYS 软件中的CFX 模块进行处理计算，求解三维定常雷诺平
13、均 NS 方程，计算使用的是二阶精度的 Kepsilon 湍流模型。边界 条 件 设 置 为 进 口 给 定 来 流 速 度 方 向，总 温(288.15K)，总压(101325Pa);出口边界给定流量;流体域周向采用周期性平移边界条件;叶身表面:绝热无滑移壁面。收敛准则是在计算求解过程中监控进口流量，当该流量与给定的进口流量边界条件吻合且残差在 107量级以下时，判定计算收敛。2.3几何模型在研究过程中，由于实验的局限性，无法完整呈现流体的流动状态。而通过数值仿真模拟可以观察到流场的各个细节。串列叶栅可以看做是一组叶片按照一定的轴向和周向位置进行前后排列而形成的，串列叶栅的结构示意图如图1
14、所示。图 1串列叶栅几何结构2.4串列静子参数串列静子基本设计参数如表 1 所示。表 1串列叶栅的几何参数前排后排整级栅距0.0430.0430.043弦长0.050.0380.083进口几何角5147出口几何角353安装角41.420.3623.94稠度2.481.944.34轴向重合度0.0043串列叶栅三维流动特性经过数值仿真后的结果分析来看，将上述串列叶片叶型43设定为基准叶型，命名为 A2 方案。确定此方案为基准方案的前提是，分析了此方案在来流马赫数为 0.8 时的流动状态，经过提取后的气动参数可以发现:串列叶栅端壁处的流动分离基本得到了控制;在设计点的总体 D 因子水平在 0.6左
15、右;前后排的 D 因子分配处在基本合理的情况下(设计点控制在 0.450.5 之间，且前排略低)。以上条件符合在目前的认知范围内串列叶片的一些基本设计原则。所以将其视为串列叶栅基准方案。当来流马赫数为 0.8 时，整个叶栅在流动过程中，叶片部分位置处的马赫数水平会超过 1，而整个研究过程中所面临的环境是跨音速的。进口气流角基本在4959 度之间。通过数值模拟结果来看，A2 基准叶型的零度攻角度基本处在进口气流角为 51 度左右，既研究范围在攻角度数为28，每两度间隔一次，分析串列叶片在此工作条件下的流动特性，而由于当负攻角过小会产生流动堵塞，所以当进口气流角小于 48 度时，迭代计算便无法进行
16、了。从图 2 攻角 D 因子特性曲线可以看出，随着攻角的逐渐增大，D 因子的的主要变化趋势也是随攻角一同增大，但在负攻角及 4之前的攻角范围内，D 因子随着攻角的增大而增大。而在相对较大的攻角时，48范围内 D 因子呈下降趋势，而在 8到 10攻角则又上升。这是因为从 D 因子的主要影响因素来看，此时的马赫数大小和叶型几何角确定，攻角越大，叶片气动负荷更高，D 因子变大。图 2D 因子攻角特性图 42，0，4攻角下前排叶片单独工作与串列条件下 D 因子总压损失是衡量串列叶片气动性能的一个重要参数。分离区，激波损失，尾迹损失的存在都会影响总压损失系数。通常从两个方面分析攻角损失特性:一是最小损失;二是可用攻角范围。从图 3 攻角损失特性可以看出，当处于负攻角状态下时的损失水平较高，进入正攻角后的损失水平上升比较明显，在 0时处于最小的损失水平。这是因为，叶片在 0时处于设计点状态，叶片内部的流动状态良好，此时产生的流动分离现象并不明显。而伴随着攻角的增大，来流方向的改变引起了流动状态的改变，攻角越大，叶片不仅产生流动分离的现象，激波损失和掺混损失的也会随之增大，导致叶片整体的损失水平升高
