«上一篇
文章快速检索     高级检索
下一篇»
  哈尔滨工程大学学报  2019, Vol. 40 Issue (4): 774-780  DOI: 10.11990/jheu.201709051
0

引用本文  

陆华伟, 王旭, 郑雨晨, 等. 非对称附面层抽吸对高负荷扩压叶栅旋涡结构的影响[J]. 哈尔滨工程大学学报, 2019, 40(4), 774-780. DOI: 10.11990/jheu.201709051.
LU Huawei, WANG Xu, ZHENG Yuchen, et al. Effects of asymmetric boundary layer suction on vortex structures of highly loaded compressor cascades[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2019, 40(4), 774-780. DOI: 10.11990/jheu.201709051.

基金项目

国家自然科学基金项目(51676023,51436002,51506022);辽宁省自然科学基金项目(201602078);中央高校基本科研业务费专项基金(3132017011,DUT16K08)

通信作者

陆华伟, E-mail:hwlu66@163.com

作者简介

陆华伟, 男, 博士, 副教授

文章历史

收稿日期:2017-09-13
网络出版日期:2018-11-01
非对称附面层抽吸对高负荷扩压叶栅旋涡结构的影响
陆华伟 , 王旭 , 郑雨晨 , 张海鑫     
大连海事大学 轮机工程学院, 辽宁 大连 116026
摘要:为了改善高负荷扩压叶栅流道内旋涡结构,达到降低流动损失,提高气动性能的目的。本文借助实验校核CFD方法,对某高负荷扩压叶片进行了非对称孔式附面层抽吸。使用Q准则作为本次旋涡判定的准则,并对原型及抽吸方案的损失和涡量场进行了分析,并对其建立了旋涡结构模型。在原型方案中,由通道涡与集中脱落涡的掺混形成的角区损失占出口损失的主要部分,采用非对称抽吸后,抽吸侧内角区损失有明显的减弱,但非抽吸侧的损失沿展向和周向迅速扩展。
关键词高负荷扩压叶栅    附面层抽吸    旋涡结构    端壁    总压损失    Q准则    角区分离    
Effects of asymmetric boundary layer suction on vortex structures of highly loaded compressor cascades
LU Huawei , WANG Xu , ZHENG Yuchen , ZHANG Haixin     
College of Marine Engineering, Dalian Maritime University, Dalian 116026, China
Abstract: In order to improve the vortex structure in the highly-loaded compressor cascades, to achieve the purpose of reducing the loss and improving the aerodynamic performance.This study investigates the asymmetric boundary layer suction on a highly-loaded compressor cascades by using the CFD methods which was validated by an experiment.Q criterion was used in vortex determination to analyze the total pressure loss and vorticity that the original and suction cascades.Furthermore, the model of vortex structures was established.The original blade exhibited loss of corner vortex mainly formed by blending of passage vortex and concentrated shed vortex.The strength of passage vortex in the suction side was weakened evidently through asymmetric suction.After asymmetric suction near the separation point, the total pressure loss in the corner of the suction side decreased considerably, and the loss of non-suction side migrated rapidly along the spanwise and pitchwise directions.
Keywords: highly loaded compressor cascades    boundary layer suction    vortex structures    end wall    total pressure loss    Q criterion    corner separation    

在现代航空发动机高速发展的背景下,采用高负荷扩压叶片是提高压气机压比、减轻重量的有效措施,然而由于其高负荷的特性,会在叶栅流道内出现强烈的逆压梯度,进而引起附面层分离,降低压气机效率等不利影响,因此寻求有效的流动控制方法在既能提升负荷的同时又可以控制分离便成为了设计者追求的目标[1-3],附面层抽吸便是其中一种方法。文献[4]提出了采用吹/吸附面层来推迟气流分离的方法,并通过圆柱绕流的附面层抽吸实验,证明了其可行性结果;Kerrebrock等[5]给出了附面层抽吸式压气机的概念;Schuler等[6]进行了单级风扇端壁处附面层抽吸的实验研究,得出了采用端壁附面层抽吸可以有效地提升压气机扩压能力的结论;Reiginen等[7]证明了通过对附面层内的低能流体进行吸除能够增大气流折转能力,提高压比;Gbadebo等[8]对某低速扩压叶栅分别进行了抽吸研究,并得出端壁抽吸的最佳位置应覆盖其分离结点;张永超等[9]研究了采用附面层抽吸的高负荷扩压叶栅冲角特性;郭爽等[10]研究了端壁附面层抽吸对大转角扩压叶栅旋涡结构的影响,发现对来流附面层进行抽吸,通道涡所受影响最大;张华良等[11]通过对2种不同展弦比的叶栅进行了抽吸研究并得出:单纯的端壁附面层抽吸很难消除吸力面的分离;在吸力面抽吸方面,陈绍文等[12-13]采用吸力面两端抽气对扩压叶栅流动特性及气动性能的改善效果要优于吸力面中间吸气。

目前国内对高负荷扩压叶栅的抽吸主要以槽式抽吸为主,采用孔式抽吸的比较少。与槽式抽吸相比, 孔式抽吸更容易控制,并且无论是在端壁还是型面上,都可以实现更自由的开孔方式,尤其是在吸力面上采用孔式抽吸对叶片的伤害更小,可以更好地保证强度问题[14]。由于本研究采用的叶型为平面叶栅,以往绝大部分的吸力面抽吸或端壁抽吸均是以上下对称的形式进行抽吸孔、槽的布置。在本文中,单侧抽吸的方案造成了该叶栅上下结构的不对称,因此称为非对称附面层抽吸(以下简称单侧抽吸),探究该种抽吸方式对高负荷扩压叶栅损失特性及旋涡结构造成的影响。

1 研究方案与数值方法 1.1 叶型参数与研究方案

选用低速高负荷扩压叶栅NACA65-01为本次研究的叶型,图 1为该叶型的几何参数定义,表 1为具体的气动和几何参数。抽吸孔的开设方案为在贴近吸力面的端壁处沿弦长方向四等分,孔径大小为4 mm,孔心间距为6 mm,且抽吸孔尽量贴近吸力面,4个方案分别命名为EW-1、EW-2、EW-3、EW-4。抽吸方案示意图见图 2

Download:
图 1 叶型几何参数定义 Fig. 1 The definition of geometric parameters of blade profile
表 1 叶型气动及几何参数 Table 1 The aero dynamic and geometric parameters of blade
Download:
图 2 端壁抽吸方案示意 Fig. 2 The scheme of end-wall suction
1.2 数值计算方法 1.2.1 网格划分与边界条件的设定

采用ICEM对本模型的计算域部分进行网格的划分,在叶片前缘、尾缘和邻近壁面等流动复杂的区域进行局部加密处理。增加抽吸腔体使数值计算环境更加贴近实验环境。网格总数在330万左右。网格示意如图 3。使用ANSYS-CFX进行数值计算工作。湍流模型选取的是标准k-ε模型。进口设定为来流总压、总温、气流角及湍流强度,出口设定为平均静压值,抽吸孔出口设定为流量出口,抽吸量为进口总流量的1%。在叶片表面和上下端壁处设定为无滑移绝热壁面,节距方向上设定为周期性边界条件。网格示意如图 3

Download:
图 3 计算域网格 Fig. 3 Grid for calculation
1.2.2 数值方法校核

本文通过出口总压系数云图进行校核,来说明本次数值模拟的可行性。总压损失系数作为叶栅内部流动的一个重要参数,其定义为:

$ \xi = ({P_{t, {\rm{in}}}}-{P_{t.{\rm{out}}}})/({P_{t, {\rm{in}}}}-{P_{{\rm{in}}}}) $ (1)

式中:Pt, in为入口总压;Pt, out为出口总压;Pin为入口静压。在本文中,定义距离叶片前缘1.6倍弦长处的横截面为出口截面。

实验是在大连海事大学低速矩形叶栅风洞中完成的。采用五孔探针测量叶栅出口截面并计算总压损失系数,主要测量仪器精度见表 2图 4为数值校核结果。从图 4中可以看出,数值结果与实验结果在出口损失的大小和范围上具有良好的一致性,均表现为角隅区的高损形式,出口二次流线则清楚地表明了通道涡的位置和影响范围。在定量方面,从总压损失系数曲线中可以看出,量值吻合良好。因此,本文采用的数值方法是可行的。

表 2 主要测量仪器精度 Table 2 Main instruments precision of test equipment
Download:
图 4 数值校核结果 Fig. 4 The results of numerical validation
2 计算结果分析 2.1 单侧抽吸对损失的影响

在原型方案中(图 5(a)),损失呈现上下对称分布,并以角区高损的形式存在。采用抽吸后,抽吸侧的损失有了明显降低,而由于并未对非抽吸侧进行低能流体的吸除,抽吸后提升了整个流道的扩压能力,逆压梯度被增大,非抽吸侧抵抗逆压梯度的能力降低,因此在非抽吸侧出现了损失增大的现象。图(6)定量地描述了原型及采用抽吸后的损失变化规律,可以看出方案1、2、3均有效地降低了出口处的损失,其中方案2、3的效果要优于方案1,这是由于方案2、3的开孔位置在气流分离点附近,而方案1主要靠吸除前缘来流附面层来达到减损的目的。在方案4的抽吸位置处,气流已经产生了严重的分离,因此在该处抽吸对抽吸侧的增益不如其他3种方案效果明显,再受到非抽吸侧的影响,导致了出口截面整体损失较原型有所增大。

Download:
图 5 出口截面总压损失系数云图 Fig. 5 The contour of outlet total pressure loss coefficient
Download:
图 6 原型及不同方案出口截面总压损失系数变化 Fig. 6 The varation of outlet total pressure loss coefficient on different schemes

为了更直观地显示流动损失在叶栅流道内的发展过程,沿流向平均截取了9个截面,分别命名为SEC01-SEC09。以每个截面的总压损失系数云图来表征气动损失在流动过程中的变化规律(如图 7)。可以看出采用抽吸后,抽吸侧损失沿径向的发展明显有所减缓,高损区大范围地减小,降低了气流的堵塞程度,提高了气流的通流能力,而在非抽吸侧,损失沿展向与周向的发展都要比原型更加剧烈,气流的通流能力被减弱。图 8定量地显示了原型和不同方案下这9个平面的总压损失系数沿流向的变化曲线,可以看到通过对角区的低能流体进行吸除,明显地降低了之后的气动损失,但在方案4中,虽然降低了抽吸孔所在位置周围的损失(SEC06-SEC07),但在气流流出尾缘后(SEC08-SEC09),损失会迅速地升高,因此方案4并未达到推迟或者抑制分离的作用。

Download:
图 7 不同轴向截面处总压损失系数云图 Fig. 7 The contour of total pressure loss coefficient on different axial sections
Download:
图 8 不同轴向截面总压损失系数变化 Fig. 8 The varation of total pressure loss coefficient on different axial sections
2.2 单侧抽吸对轴向涡量的影响

本文在笛卡尔坐标系下定义的矩形叶栅坐标如下:原点位于叶根前缘的顶点处,xyz分别为叶栅的轴向、节距方向和展向。因此,在本文中用于表征速度旋度的涡量定义式为:

$ {\Omega _x} = \frac{{\partial w}}{{\partial y}}-\frac{{\partial v}}{{\partial z}} $ (2)

式中wv分别为速度V投影到展向与节距方向的速度分量。从出口方向望去逆时针方向旋转为正值,顺时针方向旋转为负值。

观察原型方案的轴向涡量云图(如图 9(a)),可以看出该叶型的涡系结构是上下对称的,因此在这里只对原型方案的下半叶高进行描述。从图 9(a)中可以看出,在原型方案中主要存在有通道涡(PV)、集中脱落涡(CSV)、壁面涡(WV)、壁角涡(CV)等涡系结构。自SEC01截面起,马蹄涡的压力面分支已经形成,并逐渐向下游发展,为通道涡的涡量源由此产生。从SEC04截面开始,通道涡在发展的过程中逐渐从压力面侧向吸力面侧移动并沿着展向抬升。在SEC05截面处,可观测到壁面涡(WV)开始生成,说明此处气流开始产生分离,且该涡逐渐从壁面上脱落形成脱落涡面,脱落涡面在流道内的逆压梯度与横向压力梯度的作用下逐渐绕卷形成集中脱落涡(CSV),该涡在流出叶栅流道后位置不再发生明显变化,但峰值迅速下降。另一个脱落涡面在SEC08截面处产生,旋向仍与通道涡相反,逐渐向中径处移动且影响范围迅速降低。图 9(bcde)为采用抽吸之后的轴向截面涡量云图,可以看出,单侧抽吸之后抽吸侧与非抽吸侧的涡量均受到了影响,在抽吸侧处通道涡的展向迁移明显受到了抑制,且SEC05截面处的壁面脱落涡面几乎消失,说明此处气流不再发生分离。在EW-3方案中(图 9(d)),尾缘处的脱落涡峰值与影响范围均有明显降低,通道涡的抬升高度也是最低的,说明EW-3方案对抽吸侧气流通流情况的改善最优。对于非抽吸侧,壁面涡仍清晰可见,且与通道涡在径向压力梯度的作用下向中径处的迁移更加剧烈,相较于原型方案其影响范围更大,这会对该侧气流的通流情况产生明显的不利影响,降低气动性能。

Download:
图 9 不同截面轴向涡量云图 Fig. 9 The contour of axial vorticity on different axial sections
2.3 单侧抽吸对旋涡结构的影响

Q准则于1988年由Hunt等[15]提出,通过观察Q等值面云图可以更为直观地了解叶栅流道内旋涡结构所在的位置及发展变化过程,其定义为:

$ Q = ({\Omega _{ij}}{\Omega _{ij}}-{S_{ij}}{S_{ij}})/2 $ (3)

式中:Ωij = (uij-uji)/2;Sij = (uij+uji)/2;Ωij是速度梯度张量的反对称部分,在物理上表示流体微团旋转角速度张量;Sij是速度梯度张量的对称部分,物理上表示流体微团的变形率张量。

通过观察原型方案(图 10(a))可知采用Q准则清晰地捕捉到了上文涡量云图中所显示出的通道涡、集中脱落涡、壁角涡等涡系结构以及由于角区分离所形成的脱落涡面。在前3种抽吸方案中,抽吸侧的脱落涡面几乎消失,通道涡的位置也由原来的贴近中径处向靠近端壁处变化,该侧集中脱落涡的强度也有明显降低。在非抽吸侧,相较于原型来说涡系结构未有明显变化,但脱落涡面沿展向的发展更加剧烈,说明该侧气流的分离更加严重。而方案4对抽吸侧的改善效果明显不如前3个方案,这是由于在该方案的抽吸位置处分离的气流已经充分发展,主要的旋涡结构已经产生,此时再进行抽吸效果不大。

Download:
图 10 采用总压进行着色的Q等值面图(Q = 10 000) Fig. 10 The iso-suface of Q colored by total pressure (Q = 10 000)

图 11为该叶栅原型及抽吸方案的二次流线图,为方便观察隐去了SEC08截面。由图 11(a)中可以看出,在SEC03截面处,通道涡的涡核开始产生,并在横向压力梯度的作用下逐渐向吸力面发展。在SEC06截面贴近吸力面处可观测到脱落涡面,该涡面在卷吸通道涡的流体的同时逐渐向中径处发展,最终形成集中脱落涡,在SEC09截面处,可清晰地看到集中脱落涡的涡核。结合前文对出口截面总压损失云图的描述可知:该种叶型角区的高损失是由通道涡与集中脱落涡的共同作用形成的。采用抽吸后,抽吸侧通道涡沿展向的发展受到了抑制,在SEC09截面处已经观测不到集中脱落涡的涡核。对非抽吸侧来说,通道涡向中径的迁移更为剧烈,且影响范围较原型来说也有明显的增大,此侧的集中脱落涡也呈现相同的变化趋势。

Download:
图 11 叶栅流道内由二次流显示的旋涡结构 Fig. 11 The vortex structures displayed by secondary flow in cascade
2.4 叶栅通道旋涡模型

结合前文对涡量、二次流线等的分析建立了原型及抽吸方案的旋涡结构模型,如图 12所示,由前文分析可知,方案3的抽吸效果是最明显的,因此图 12(b)的绘制是基于方案3的。对于原型叶栅(a)而言,马蹄涡的吸力面分支(HS)在叶栅流道内未得到充分发展,在50%弦长即分离结点处便已消失,而压力面分支(HP)在横向压力梯度的作用下得到充分发展,逐渐汇集端壁附面层内的流体向吸力面侧移动并最终发展成为通道涡(PV)。同时分离的气流在该叶栅强逆压梯度的作用下最终形成2个螺旋结点并不断汇聚从端壁附面层处迁移的流体最终从壁面附近脱落,形成集中脱落涡(CSV1、CSV3)。在该涡流出叶栅流道后,由于不再存在逆压梯度,端壁迁移流体也随之减少,集中脱落涡的强度会迅速降低。通道涡与集中脱落涡强烈的互相掺混造成了该叶型角区高损失的特点。

Download:
图 12 旋涡模型 Fig. 12 The models of vortex

采用单侧抽吸后,由于抽吸作用为抽吸侧内流体注入的“动能”增强了其抵抗逆压梯度的能力,使之不再分离,集中脱落涡的生成失去了前提条件,因此在抽吸侧气流的通流能力得到了明显好转。但通道涡的涡量源来自于马蹄涡的压力面分支,在横向压力梯度的作用下,通道涡仍然存在于流场中。在非抽吸侧,由于抽吸作用导致的流量沿着展向的重新分配,致使该侧分离的气流向中径处的迁移更加剧烈,通道涡与集中脱落涡仍然存在于该侧的叶栅流道中且相较于原型来说影响范围增大,最终造成了非抽吸侧角区范围变大的现象。

3 结论

对于平面叶栅,先前的研究工作大多采用端壁两侧同时抽吸的方式,本文主要探讨了单侧抽吸对叶栅流道内旋涡结构的影响。本文通过对高负荷扩压叶栅进行单侧附面层抽吸,来研究对流动损失及旋涡结构的影响,得出以下结论:

1) 非对称附面层抽吸通过推迟抽吸侧附面层分离,改变旋涡结构可以明显地改善该侧的气动性能,但抽吸作用改变了叶栅流道内的展向压力梯度,脱落涡面沿展向的发展恶化了非抽吸侧的流场。

2) 本次研究只确定了最佳抽吸位置,之后可探究不同抽吸流量,不同攻角对该叶栅的影响。

参考文献
[1]
ZHANG Y F. Investigation of endwall flow behavior and its control strategies in highly-loaded compressor[D]. Xi'an: Northwestern Polytechnical University, 2010. (0)
[2]
LIESNER K, MEYER R, SCHULZ S. Non-symmetrical boundary layer suction in a compressor CASCADE[J]. Journal of theoretical and applied mechanics, 2012, 50(2): 455-472. (0)
[3]
CHEN P P, QIAO W Y, HASHMI S F A, et al. Passive control of hub-corner separation/stall using axisymmetric-hub contouring[J]. Proceedings of the institution of mechanical engineers, part G:journal of aerospace engineering, 2012, 226(10): 1214-1224. DOI:10.1177/0954410011421716 (0)
[4]
史里希廷H.边界层理论(上册)[M].徐燕侯, 译.北京: 科学出版社, 1988.
SCHLICHTING H. Boundary-layer theory[M]. XU Yanhou, trans. Beijing: The Science Publishing Company, 1988. (0)
[5]
KERREBROCK J L, REIJNEN D P, ZIMINSKY W S, et al. Aspirated compressors[R]. ASME Paper 97-GT-525. American: ASME, 1997. (0)
[6]
SCHULER B J, KERREBROCK J L, MERCHANT A. Experimental investigation of an aspirated fan stage[C]//ASME Turbo Expo 2002: Power for Land, Sea, and Air. Amsterdam, The Netherlands: American Society of Mechanical Engineers, 2002: 433-444. (0)
[7]
REIJNEN D P. Experimental study of boundary layer suction in a transonic compressor[D]. Cambridge, MA: MIT, 1997. (0)
[8]
GBADEBO S A, CUMPSTY N A, HYNES T P. Control of three-dimensional separations in axial compressors by tailored boundary layer suction[J]. ASME journal of turbomachinery, 2008, 130(1): 011004. DOI:10.1115/1.2749294 (0)
[9]
陆华伟, 张永超, 刘俊, 等. 附面层抽吸对高负荷扩压叶栅变冲角性能影响[J]. 工程热物理学报, 2017, 38(4): 726-732.
LU Huawei, ZHANG Yongchao, LIU Jun, et al. Investigation of boundary layer suction on compressor cascade incidence[J]. Journal of engineering thermophysics, 2017, 38(4): 726-732. (0)
[10]
郭爽, 陆华伟, 宋彦萍, 等. 端壁附面层抽吸对大转角扩压叶栅旋涡影响的实验研究[J]. 推进技术, 2013, 34(11): 1466-1473.
GUO Shuang, LU Huawei, SONG Yanping, et al. Experimental investigation on effects of endwall boundary layer suction on vortexes of high-turning compressor cascades[J]. Journal of propulsion technology, 2013, 34(11): 1466-1473. (0)
[11]
张华良, 王松涛, 王仲奇. 端壁附面层抽吸对扩压叶栅内分离结构的影响[J]. 热能动力工程, 2006, 21(6): 565-568.
ZHANG Hualing, WANG Songtao, WANG Zhongqi. Impact of end-wall boundary layer suction on the separation structure in a diffuser cascade[J]. Journal of engineering for thermal energy and power, 2006, 21(6): 565-568. DOI:10.3969/j.issn.1001-2060.2006.06.004 (0)
[12]
陈绍文, 郭爽, 宋宇飞, 等. 局部附面层抽吸对高负荷扩压叶栅流动特性的影响[J]. 工程热物理学报, 2010, 31(3): 407-410.
CHEN Shaowen, GUO Shuang, SONG Yufei, et al. Effects of local boundary layer suction on the flow characteristic of highly-loaded compressor cascade[J]. Journal of engineering thermophysics, 2010, 31(3): 407-410. (0)
[13]
陈绍文, 郭爽, 陈浮, 等. 局部附面层吸除对高负荷扩压叶栅气动性能的影响[J]. 航空动力学报, 2015, 25(8): 1836-1841.
CHEN Shaowen, GUO Shuang, CHEN Fu, et al. Effects of local boundary layer suction on aerodynamic performance of highly-loaded compressor cascades[J]. Journal of aerospace power, 2015, 25(8): 1836-1841. (0)
[14]
张龙新, 陈绍文, 郭昊雁, 等. 端壁采用孔式抽吸对扩压叶栅气动性能的影响[J]. 推进技术, 2013, 34(9): 1204-1208.
ZHANG Longxin, CHEN Shaowen, GUO Haoyan, et al. Effects of end-wall taking hole-suction on aerodynamic performance of a compressor cascade[J]. Journal of propulsion technology, 2013, 34(9): 1204-1208. (0)
[15]
HUNT J C R, WRAY A A, MOIN P. Eddies, stream, and convergence zones in turbulent flows[R]. Report CTR-S88. USA: Centre for Turbulence Research, 1988. (0)