尾緣修型對探針支桿尾跡抑制作用的數值研究

高杰，向宏輝，，楊榮菲，王暉，葛寧

(1.中國航發四川燃氣渦輪研究院航空發動機高空模擬技術重點實驗室，四川江油621703；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016)

尾緣修型對探針支桿尾跡抑制作用的數值研究

高杰1，向宏輝1，2，楊榮菲2，王暉1，葛寧2

(1.中國航發四川燃氣渦輪研究院航空發動機高空模擬技術重點實驗室，四川江油621703；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016)

為減小壓氣機試驗中探針支桿尾跡對下游被測流場的干擾，以圓柱型探針支桿為研究對象，對其尾緣結構進行橢圓狀修型處理，并采用數值模擬方法對支桿尾緣修型進行參數化研究，分析了修型幾何參數對支桿尾跡旋渦抑制作用的變化規律。研究表明：支桿尾緣實施橢圓修型后所產生的總壓損失隨著橢圓長短半軸比值的增大而逐漸減??；當進口馬赫數不大于0.50時，尾緣修型可推遲支桿表面附面層的流動分離，降低支桿尾跡摻混損失；當進口馬赫數大于0.50時，尾緣修型雖能降低激波強度，但由于未能推遲壁面附面層分離，對尾跡損失抑制作用減弱。

壓氣機試驗；流場測量；探針支桿；尾緣修型；尾跡損失；總壓損失；附面層分離；數值模擬

1 引言

接觸式壓力探針以其方便可靠的特點，在壓氣機內流場試驗測量研究領域得到廣泛應用。但其因受結構強度、測量原理和加工工藝等影響，通常需要固定在具有一定厚度的支撐桿上，而支撐桿在流場中會對氣流產生阻礙，并在背風面形成低壓低速尾跡區，沿下游不斷與主流相互摻混，不可避免會產生氣體流動損失，同時使流場中的氣動參數分布發生變化，導致測量結果與無干擾流場之間存在差異——即使是葉型探針同樣也會影響光滑靜葉表面的流動。甚至在一些特殊狀態下，支桿尾跡沖擊葉片表面流動，與葉片表面附面層、激波等相互作用，誘發葉片表面附面層提前分離，進而影響整個下游流場的流動狀態。從試驗評估角度審視，當前壓氣機強三維內流場中軸向/徑向速度、壓力、湍流強度等氣動參數變化梯度大，需要在流場中盡可能多地布置測點以詳細揭示流場信息，從而保證試驗結果的準確性。這無疑要求在同一截面上布置多支探針，進一步增大了探針本身的流道堵塞效應，其尾跡對下游的擾動也更加明顯。

為有效解決壓氣機內流測量探針支桿對流場的堵塞擾動問題，國內外學者圍繞內置式測量探針潛在的堵塞擾動問題進行了研究，主要體現在以下兩個方面：①修正探針頭部測量數據以提高試驗數據的準確性；②研究探針與被測流場之間的相互耦合干擾。前者主要對影響探針頭部測量數據準確性的因素開展了大量研究：早在上世紀70年代末，Treaster[1]、Heneka[2]等對五孔探針和多孔探針開展了校準應用與誤差分析研究；近年來，馬宏偉[3]、王洪偉[4-5]、林其勛[6]、位軍[7]等采用數值模擬與試驗研究相結合的方法，研究了真實壓氣機試驗測量時速度梯度、近壁效應和雷諾數對探針測量誤差的影響，并給出了相應的誤差修正方法。而后者主要集中在探針對流場的堵塞及尾跡干擾上：馬宏偉等[8]研究了探針支桿對低速軸流壓氣機的影響；向宏輝等[9]通過數值模擬結合試驗驗證的方法，研究了葉型探針不同安裝結構對流場擾動及損失的影響；李正等[10]基于實驗及計算結果，得出了葉型探針徑向分布的原則，并歸納了葉型探針測試結果的經驗修正公式。

為減小壓氣機試驗過程中探針支桿尾跡對下游被測流場的干擾，本文嘗試開展了支桿尾緣結構修型處理，采用數值模擬方法研究了尾緣修型參數對支桿尾跡損失的影響規律，以期為抑制支桿尾跡旋渦發展、改善內置式探針擾流與壓氣機流場的氣動交互影響提供技術支持。

2 數值計算方法

計算模型源于某多級軸流壓氣機試驗件級間壓力測量用直徑10 mm的圓柱形探針，對其后半圓結構采用橢圓結構替代，如圖1所示。根據不同的橢圓長短半軸比(r=R2/R1)，設計了7組(r=1.0、1.5、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0)對比方案，其中r=1.0即為原型圓柱支桿?？紤]到后續平面葉柵環境下的試驗驗證需要，選取某平面葉柵風洞試驗段模型作為計算域。試驗段高度為300 mm，支桿中心距進口邊界約200 mm，距出口邊界為500 mm，距上下壁面均為150 mm。由于葉柵風洞為二維平面風洞，因此本文僅按照二維模型建模。

采用ICEM軟件對整個計算域進行結構化網格劃分。計算域大部分區域采用H型網格，支桿附近則采用O型網格。對上下端壁及支桿表面等固壁面附近網格進行局部加密處理，壁面第一層網格高度為0.01 mm。整個計算域網格(圖2)總數約20 000，網格質量大于0.8，滿足計算要求。

數值計算采用Fluent軟件中的基于壓力定常耦合求解器，應用有限差分格式并結合Spalart-Allma?ras湍流模型對相對坐標系下的三維雷諾平均N-S方程進行求解，空間離散采用二階迎風差分格式。邊界條件設定如下：進口邊界按標準大氣條件給定總壓、總溫，出口設置平均靜壓，上下端壁及支桿表面等固壁面采用固體無滑移壁面邊界。計算過程中監視計算殘差、出口總壓和進出口流量，確保計算結果的收斂性。

3 計算結果及分析

圖3給出了所有計算狀態下總壓損失隨進口馬赫數的變化曲線。其中總壓損失定義為，下標1、2分別表示進、出口截面。從圖中可以看出，隨著進口馬赫數(Ma1)的增大，氣流流過支桿所產生的總壓損失不斷增大；對比圓柱支桿，修型后支桿所產生的總壓損失隨著r的增大而逐漸減小。

圖4給出了修型后支桿相對總壓損失隨橢圓長短半軸比的變化曲線。其中相對總壓損失定義為ωr=ωe/ωc，下標c、e分別表示圓柱支桿和修型支桿?？梢?，圖中以Ma1=0.50為分界線，修型后支桿的相對總壓損失呈現出兩種不同的變化規律：Ma1≤0.50時，支桿修型后的流場相對總壓損失隨r的增大而急劇減小，但降幅隨著r的增大逐漸減??；r=4.0時支桿修型后流場相對總壓損失下降了約35%。Ma1＞0.50時，修型支桿相對總壓損失隨著r的增大基本呈線性降低，且降低幅度明顯小于低馬赫數工況；r=4.0時最大降幅約為15%～20%。

從流場細節對上述現象原因進行分析，采用圓柱支桿和r=3.0修型支桿在Ma1=0.50、0.75時的計算狀態進行對比。圖5、圖6分別給出了圓柱支桿和修型支桿在Ma1=0.50時流場的總壓、馬赫數分布云圖。從圖5可知，圓柱支桿后尾跡寬度較支桿迎風面寬，且隨著向下游流動與主流不斷摻混而略有降低；修型支桿尾跡寬度明顯變窄，其尾跡損失減小。從圖6可知，由于進口馬赫數較低，此時兩者流場內最大馬赫數均未超過0.90，流場中不存在激波。氣流繞圓柱支桿流過時，在駐點偏移近90°位置點處已發生固壁面附面層分離，并在下游逐步形成大回流區；當支桿修型后，固壁面附面層分離點位置大幅向后推移，且尾跡強度顯著減弱。

圖7、圖8分別給出了圓柱支桿和修型支桿在Ma1=0.75時的流場總壓、馬赫數分布云圖。從圖7可知，支桿修型未能有效大幅降低尾跡損失。從圖8可知，由于此時進口馬赫數較高，支桿表面最大馬赫數已大于1.40，流場中已出現激波，修型后支桿表面高馬赫數區域減小，使得支桿激波損失略有降低，但支桿表面附面層分離點位置未向下游推移，不能大幅降低整個流場損失。

為進一步對比分析尾緣修型前后支桿尾跡對下游流場的干擾，圖9、圖10分別列出了Ma1=0.50和0.75時支桿中心下游10倍支桿直徑位置處尾跡總壓損失沿縱向的分布。圖中，L為尾跡損失分布的縱坐標?？梢姡篗a1=0.50時，圓柱支桿尾跡寬度達到了30 mm，尾跡損失最大可達0.6；修型后尾跡寬度、強度隨著r的增大不斷降低，r=3.0時尾跡寬度不足20 mm，尾跡損失最大值降為0.4。而Ma1=0.75時，修型后支桿尾跡寬度隨著r的增大略有減小，尾跡強度則基本無變化，進一步表明此時支桿修型不能有效降低尾跡損失。

綜上所述，當Ma1≤0.50時，流動損失主要為氣流繞支桿固壁面流動所產生的沿程摩擦損失和尾跡摻混損失。對支桿尾緣結構進行橢圓修型，延長了支桿表面流程，減弱了支桿表面氣流的逆壓梯度，使支桿表面附面層流動分離點向后推遲，顯著降低了支桿的尾跡摻混損失。在此過程中，雖然會增加支桿表面沿程摩擦損失，但尾跡損失占主導地位，因而總體上降低了整個流場的流動損失。當r增大到一定程度時，支桿表面沿程損失逐漸增大，降低了尾緣修型對流動損失的抑制效用。當Ma1＞0.50時，流動損失除了固壁表面沿程損失和尾跡摻混損失之外，還存在圓柱支桿繞流時所產生的激波損失；支桿修型后雖能減小支桿壁面附近流場中的高馬赫數區域，小幅降低激波損失，但由于壁面附面層分離點未能推遲，故不能有效降低流動損失。

4 結論

(1)對圓柱型支桿尾部結構進行橢圓修型處理，能降低支桿對下游流場的擾動，支桿總壓損失隨著橢圓長短半軸比的增大而逐漸減小。

(2)當進口馬赫數不大于0.50時，尾緣修型能推遲支桿表面附面層流動分離，降低支桿尾跡摻混損失。當進口馬赫數大于0.50時，尾緣修型能減小流場中高馬赫數區域，小幅降低激波損失，但未降低流動損失。

(3)從工程應用角度看，對探針支桿尾緣修型，支桿沿流向尺寸增大，探針支桿剛度增大，探針在流場測量中的強度儲備增加；若進一步綜合考慮，可適當減小支桿直徑，繼續削弱支桿對下游流場的干擾。

[1]Treaster A L，Yocum A M.The calibration and application of five-hole probe[J].ISA Transactions，1979，18(3)：23—34.

[2]Heneka A，Bubeck H.Measuring errors of pneumatic multi-hole-probes[C]//.AIAA 11th Fluid and Plasma Dy?namics Conference.1978.

[3]馬宏偉，蔣浩康.速度梯度、近壁效應和Re數對壓力探針測量誤差的影響[J].航空動力學報，1995，10(4)：337—342.

[4]王洪偉，方劍，王治.速度梯度對圓柱探針測量的影響及修正[J].航空動力學報，2008，23(4)：712—717.

[5]王洪偉，陳小龍.五孔探針的神經網絡處理方法[J].航空動力學報，2010，25(2)：417—423.

[6]林其勛，許都純，劉松齡.壓力探針臨壁效應的試驗研究[J].航空動力學報，1996，11(1)：56—58.

[7]位軍.壓力探針在有限空間內標定的堵塞影響及修正[D].北京：北京航空航天大學，2007.

[8]Ma H W，Li S H，Wei W.Effects of probe support on the flow field of a low-speed axial compressor[J].Journal of Thermal Science，2014，23(2)：120—126.

[9]向宏輝.葉型探針對壓氣機性能影響的數值模擬與試驗研究[D].南京：南京航空航天大學，2011.

[10]李正.壓氣機級間葉型受感部堵塞比對壓氣機性能的影響[D].南京：南京航空航天大學，2011.

Numerical investigation on effects of reconstruction at probe support trailing edge on wake

GAO Jie1，XIANG Hong-hui1，2，YANG Rong-fei2，WANG Hui1，GE Ning2
(1.Key Laboratory on Aero-engine Altitude Simulation Technology，AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China；2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

Aim to weaken the disturbance of probe support wake on measured flow field in compressor ex?periments,a cylinder probe support reconstructed according to ellipse shape at trailing edge,was investigat?ed the effects of reconstruct geometric parameter on the wake vortex with numerical simulation method.The results show that the total pressure loss around reconstructed probe support decreases with the rise of ratio of long to short half axis.When the mach number at inlet is less than or equal to 0.5,support reconstructing at trailing edge could delay the boundary layer separation at wall surface and decrease its wake loss.But when the mach number is greater than 0.5,the reconstruction method could weaken shock intensity a little, however not decrease the flow loss greatly owing to that the boundary layer separation on wall surface is not delayed.

compressor experiment；flow field measurement；probe support；reconstruction at trailing edge；wake loss；total pressure loss；separation of boundary layer；numerical simulation

V231.3

：A

：1672-2620(2017)01-0028-04

2016-02-01；

：2017-02-16

江蘇省普通高校研究生科研創新計劃項目(KYLX15_0260)；四川省應用基礎研究項目(2017JY0040)

高杰(1987-)，男，四川廣安人，工程師，碩士，主要從事葉輪機試驗技術研究。