亞聲速壓氣機平面葉柵及其改型的吹風試驗

蔡 明, 高麗敏, 劉 哲, 黎浩學, 陳 順

西北工業大學 動力與能源學院, 翼型、葉柵空氣動力學國家級重點實驗室, 西安 710129

0 引 言

葉柵風洞是研制先進航空葉輪機械的基礎試驗平臺，基于矩形試驗段開展的平面葉柵吹風試驗便于在較寬的工作范圍內快速經濟地測量得到和葉柵性能有關的試驗數據。20世紀50年代,NACA研制的一系列軸流壓氣機離不開大量的平面葉柵吹風試驗數據[1-2]。近年來，迅猛發展的CFD技術作為一種有效手段被廣泛應用于高性能壓氣機的設計[3-4]，但是隨著壓氣機葉型的負荷不斷增大，可靠的CFD技術仍需依賴葉柵試驗進行驗證或修正[5-6]。高負荷壓氣機葉柵的設計及優化[7]、主被動流動控制方法[8-9]以及新技術探索[10-12]等關鍵研究仍然無法脫離葉柵風洞試驗的支撐。

魏巍等[13]通過吹風試驗對比了DCA葉型與CDA葉型的流動特征，結果表明CDA葉型比DCA葉型具有更寬的低損失范圍和來流不敏感特性。高麗敏、蔡宇桐等[14]通過吹風試驗研究了加工誤差對壓氣機葉型氣動性能的影響，發現輪廓度負公差使葉柵氣動性能有所改善，應避免葉型輪廓度的正公差。高麗敏、蔡明等[15]通過吹風試驗研究了不同葉型的曲率分布和葉型氣動性能的關系。劉寶杰等[16]通過吹風試驗驗證了前緣曲率連續設計可以有效降低CDA葉型前緣局部繞流的負面影響。向宏輝等[17]通過吹風試驗對比了單列葉柵和串列葉柵，發現串列葉柵能夠緩解單列葉柵設計狀態的流動堵塞。

本文對兩套亞聲速壓氣機葉型進行吹風試驗，測量獲取改型前后葉柵的氣動性能。一套是為了實現特定性能、依據氣體動力學設計的基準葉型；另一套是考慮到結構因素，通過縮短基準葉型弦長改變葉片固有頻率獲得的葉型(為了保證輪緣功和壓比等性能參數，其余葉型參數也有相應變化)。

1 平面葉柵吹風試驗

1.1 平面葉柵風洞

吹風試驗在西北工業大學連續式高亞聲速平面葉柵風洞進行。如圖1所示，該風洞為典型的開口下吹式風洞，穩壓段內設置了1個蜂窩器和3層阻尼網以降低氣流湍流度，使氣流均勻、平直地流入收縮段，氣流在收縮段內加速至高亞聲速的馬赫數范圍，氣流湍流度進一步降低。矩形截面的試驗段尺寸為100 mm×300 mm，無葉柵風洞下均勻區范圍超過80%，均勻區內氣流湍流度為1%。通過調節蝶閥控制試驗段內的馬赫數；通過轉動可旋轉圓盤調節葉柵來流攻角，調節精度達0.2°。穩壓段內氣流總壓探針測得來流總壓波動小于0.3%，滿足來流穩定度的要求。

圖1 NPU高亞聲速平面葉柵風洞Fig.1 The NPU high subsonic linear cascade wind tunnel

1.2 葉型及葉柵試驗件

如圖2所示，C01是為某型壓氣機中間級靜子葉片50%葉高處設計的可控擴散葉型型線?？紤]到強度方面的要求，在進出口氣動條件幾乎不變的情況下，將C01葉型的弦長縮短15%，得到改型后的具有不同固有頻率的C02葉型。兩套葉柵主要設計參數如表1所示。

圖2 基準葉型C01及改型C02的葉型幾何圖Fig.2 Geometry of the baseline and modified airfoils

表1 葉柵設計參數Table 1 Design parameters of test cascades

通過對兩套葉型數據進行縮比設計，得到能夠適用于試驗段尺寸的兩套平面葉柵試驗件。根據已有經驗，設計葉片的展弦比為1.8以保證較好的展向流場二維性，葉片數設計為8以保證被測葉片處于較好的流動周期性，設計好的原型C01及其縮短弦長的改型C02葉柵試驗件如圖3所示。 其中2個葉片作為測壓葉片用于測量葉片表面靜壓分布，一個葉片表面靜壓孔開設在吸力面，兩者構成一個完整的測壓通道。另一個開設在壓力面，兩者構成一個完整的測壓通道。葉片表面靜壓由壓力軟管連接至壓力掃描閥進行測量。選擇滿足進口均勻性和出口周期性的葉柵通道放置測壓葉片，被測通道柵前和柵后的氣流角和馬赫數通過五孔探針進行測量，柵前測量平面距葉柵前緣額線約0.5倍弦長，柵后測量平面距葉柵尾緣額線約1倍弦長。

圖3 兩套葉柵試驗件實物圖Fig.3 Linear cascade test rig of C01 and C02

1.3 無葉柵風洞來流品質檢測

如圖4所示，在不帶葉柵試驗件時，采用五孔探針及位移機構對試驗段矩形截面內的速度場和方向場進行測量。圖5為試驗段截面不同周向位置的氣流馬赫數Ma、偏航角α和俯仰角β沿展向的分布。x為葉柵展向坐標，H為試驗段風口展向最大距離?？梢钥闯?，在24%～77%的相對周向范圍內，每個周向位置的來流馬赫數和來流氣流角在20%～80%葉展范圍的均勻性較好，馬赫數保持在0.50±0.01范圍，展向和周向氣流偏角小于±0.5°。不同周向位置的流場參數分布的一致性較好，說明24%～77%范圍內的周向流場基本均勻。由于試驗中測點布置較難實現完全對稱，而且五孔探針對于側壁附近流場測量的可靠性較低，因此靠近側壁附近的流場對稱性不夠理想?？傮w上看，不帶葉柵試驗件條件下，該風洞試驗段內主流區范圍寬廣，主流區的氣流速度場和方向場的均勻性能夠滿足試驗要求。

圖4 空風洞下試驗段流場測量Fig.4 Measurement of the flow field in the cascade-free wind tunnel

圖5 不同周向位置葉柵來流參數沿展向分布 Fig.5 Spanwise distributions of the inflow parameters at different pitchwise positions

1.4 帶試驗件流場品質檢測

1.4.1 進口流場均勻性

確保葉柵進口流場的均勻性對于保證來流工況的準確性以及測量通道的選取十分重要。由于C02葉柵弦長較短，葉柵柵板上游空間較大，便于通過改造柵板實現柵前多個通道進口氣流參數的測量。因此，本文主要測量了C02葉柵進口流場周向分布的均勻性。通過柵前沿周向等距布置的29個壁面靜壓孔測得的壁面靜壓分布均勻性以及穩壓段總壓計算得到進口馬赫數的周向分布。圖6為設計馬赫數0.6時3個來流攻角下(i=-8°, 0°, 4°)葉柵進口馬赫數的周向分布。y為葉柵周向坐標，W為試驗段風口周向最大距離。由圖6可知，由于試驗葉柵的葉片數較多，足以保證P4(由4、5號葉片構成)和P5(由5、 6號葉片構成)2個葉柵通道的進口流場具有較好的均勻性，其進口馬赫數能夠保持在0.6±0.005范圍之內。而且，受葉柵上下湍壁的不同影響，周向兩端流場表現出不對稱，靠近端壁葉柵通道的進口馬赫數降低。隨著攻角增大，葉柵向上游傾斜程度增大，端壁處馬赫數降低的程度和范圍有所擴大，但葉柵中間3個通道的流場均勻性能夠滿足試驗要求。因此，P4和P52個葉柵通道的進口流場均勻性最符合試驗要求。其中，P4通道的進口流場均勻性和準確性最好。

圖6 不同攻角下進口中葉展馬赫數沿葉柵周向分布Fig.6 Pitchwise distributions of the inlet Mach number of C01 at midspan under different incidence angles

1.4.2 出口流場周期性

圖7 葉柵出口總壓損失和出氣角分布Fig.7 Pitchwise distributions of the total pressure loss and outlet flow angle

因此，將受邊界干擾較小的5號葉片作為出口尾跡的測量葉片，將4、5號葉片構成的P4通道作為葉片表面靜壓分布的測量通道。

2 葉片表面等熵馬赫數分析

兩套葉柵吹風試驗在進口馬赫數Ma1=0.5、0.6、0.7和0.8工況下進行，每個馬赫數下測量了多個攻角工況以保證獲取完整的損失特性范圍。

圖8為設計馬赫數Ma1=0.6、不同攻角下兩套葉柵表面等熵馬赫數分布對比。其中，橫坐標為相對弦長z/c,z為弦長方向坐標，c為葉片弦長;縱坐標為葉片表面等熵馬赫數Mais。整體來看，隨著攻角增加，峰值馬赫數向前緣移動，兩套葉柵的葉片負荷逐漸減小。較大正攻角(i=6°)下，由于打孔位置的限制，已無法捕捉吸力面的峰值馬赫數位置，但馬赫數圖表明，峰值馬赫數點位于10%弦長內，擴壓通道變長，在持續的逆壓梯度作用下，附面層持續累積，在40%弦長后，兩套葉柵的速度擴散明顯變緩，尾部負荷下降。

圖8 不同攻角下葉柵表面等熵馬赫數分布對比(Ma1=0.6)Fig.8 Isentropic Mach number distributions under different incidence angles (Ma1=0.6)

對比兩套葉柵能看出，由于C02葉柵弦長縮短，型線曲率變化更大，氣流在大曲率處加速更劇烈，其負載更大，峰值馬赫數更高。6°攻角下， C02葉柵吸力面氣流速度擴散明顯比C01葉柵更緩，說明C02葉柵的附面層累積作用更強，所承受的逆壓梯度更大。同時，從不同攻角的馬赫數圖中能夠看出，氣流在兩套葉柵近尾緣處壓力面一側始終有加速的趨勢，氣流在此處產生“堵塞”，已經失去了擴壓性，但整體上看，C02葉柵“堵塞”效應更強。

圖9為0°攻角、進口馬赫數0.8工況下兩套葉柵的葉片表面等熵馬赫數分布。由圖9可知，兩套葉柵的峰值馬赫數均達到超聲速，峰值點后等熵馬赫數下降趨勢陡峭，逆壓梯度較大，在大約45%弦長之后等熵馬赫數變化減緩。C02葉柵的減速擴壓程度比C01葉柵更小，其壓力面尾緣的“堵塞”現象更嚴重，C01葉柵也在尾緣出現了馬赫數升高的現象，這是因為達到臨界馬赫數0.8之后，由于C02葉型弦長比C01葉柵更短，為了實現幾乎一致的氣流偏轉，氣流需要在更小的葉片長度上實現減速擴壓，因此吸力面發生了更大的激波-附面層分離損失。

圖9 兩套葉柵表面等熵馬赫數分布對比(Ma1=0.8、i=0°)Fig.9 Comparison of the Isentropic Mach number distributions between the baseline and modified airfoils under the design condition (Ma1=0.8,i=0°)

3 攻角特性分析

圖10和11分別為C01和C02兩套葉柵在不同馬赫數下的攻角特性。兩套葉柵的最低總壓損失系數均接近0.025，一般將低于2倍的最低總壓損失值即0.05作為低總壓損失區域，該區域內攻角特性分布較為平緩。當葉柵進口馬赫數不超過設計值0.6時，C01葉柵的低總壓損失區域基本處于-11°～2°攻角范圍，C02葉柵的低總壓損失區域基本處于-10°～0°攻角范圍;設計馬赫數下，弦長縮短的C02葉柵比C01葉柵的低總壓損失攻角范圍減小了約3°。兩套葉柵的低總壓損失范圍主要覆蓋負攻角區域，均表現出較好的負攻角特性，而正攻角特性相對較差。

圖10 不同馬赫數下C01葉柵攻角特性Fig.10 Loss characteristics of C01 at different inlet Mach numbers

當進口馬赫數達到0.7時，兩套葉柵在負攻角范圍內的總壓損失明顯增大，C01葉柵的低總壓損失范圍縮小至-8°～2°攻角范圍，C02葉柵的低總壓損失范圍縮小至-8°～0°攻角范圍。當進口馬赫數達到0.8時，兩套葉柵的攻角特性曲線明顯抬升，此時已達到或者超過葉型臨界馬赫數，激波-附面層干涉作用顯著，因此葉柵總壓損失急劇增大，兩套葉柵的低損失區域驟減至-4°～0°攻角范圍。

圖11 不同馬赫數下C02葉柵攻角特性Fig.11 Loss characteristics of C02 at different inlet Mach numbers

圖12為進口馬赫數Ma1=0.6和0.8時兩套葉柵攻角特性對比。設計馬赫數0.6時，兩套葉柵在-8°～2° 攻角范圍的攻角特性分布基本重合，其余攻角范圍內，C02葉柵的總壓損失整體比C01葉柵稍大。這是因為改型后的C02葉型的彎角有所增大，稠度有所減小，其擴散因子稍高于C01葉型，而且C02葉型的尾緣較C01葉型更厚，以上這些特點共同導致邊界工況附近C02葉型的損失相對更大。當達到臨界進口馬赫數0.8時，C02葉柵的攻角特性曲線比C01葉柵明顯抬升約0.04，低總壓損失對應的攻角范圍比C01葉柵更小。

圖12 兩套葉柵的攻角特性Fig.12 Comparison of the loss characteristics between the baseline and modified airfoils

4 葉片尾跡流動特性

為了進一步認識葉片的馬赫數特性，圖13給出了兩套葉柵在設計攻角(i=0°)、不同進口馬赫數下出口總壓恢復系數σ(σ=pt2/pt1)分布。對比可知，相同進口馬赫數下，C02葉柵的σ比C01葉柵更低，C02葉柵的尾跡比C01葉柵更寬。隨著葉柵進口馬赫數從0.4增至0.7，兩套葉柵的σ最小值不斷減小，即尾跡深度增大，但是尾跡寬度基本不變。當進口馬赫數達到0.8時，兩套葉柵出口尾跡的低總壓恢復系數區域向吸力面發生明顯延伸，主流區域范圍減小，尾跡的深度和寬度均明顯增強，表明此時葉柵經歷了臨界馬赫數工況，總壓損失急劇增大。

圖13 不同馬赫數下葉柵的總壓恢復系數分布(i=0°)Fig.13 Distribution of the total pressure recovery coefficient of the cascade at different inlet Mach numbers(i=0°)

5 結 論

對原葉型C01和弦長縮短葉型C02開展了平面葉柵風洞試驗，對比分析了改型前后葉柵的氣動性能，得到如下結論：

1) 相比于C01葉型，弦長縮短的C02葉型吸力面型線曲率變化增大，峰值馬赫數更高，負載更大。峰值馬赫數后的氣流逆壓梯度更大，壓力側靠近尾緣的“堵塞”現象也更加明顯。

2) 設計馬赫數0.6時，兩套葉柵在-8°～2° 攻角范圍內總壓損失特性基本不變，其余攻角下弦長縮短的C02葉柵的總壓損失高于C01葉柵，C02葉柵的低損失攻角范圍比C01葉柵減小了約3°。改型前后兩套葉柵均表現出較好的負攻角特性。

3) 相同進口馬赫數下，C02葉柵的出口尾跡寬度和深度均高于C01葉柵；進口馬赫數從0.4增至0.7時，兩套葉柵出口尾跡的深度逐漸增大，但尾跡寬度基本不變；達到或者超過臨界馬赫數0.8之后，兩套葉柵的尾跡寬度和深度顯著增大，此時激波-附面層損失占據主導作用。