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超音壓氣機葉柵激波/邊界層幹涉控制研究進展
发稿时间:2020-10-13         作者:刘永振          来源:國家能源風電葉片研發(實驗)中心     【字号:

  該研究表明,局部等逆壓梯度負曲率型線通過局部葉型修改獲得葉柵整體氣動性能收益,在利用葉柵通道主流區激波增壓的同時降祱Dげǜ部誘導的邊界層分離損失,並且具有一定的變工況適應性,是降低超音壓氣機葉袌Dげ/邊界層損失的有效氣動設計方法。 

  提高壓氣機單級負荷是提高航空發動機推重比的一種重要途徑,可以采用的方法主要包括提高壓氣機進口相對馬赫數和增大氣流折轉。葉型折轉程度受制于流動分離,提高壓氣機進口相對馬赫數,利用激波增壓在提高單級負荷方面具有較好潛力。在利用激波增壓的同時也會帶來一些不利影響,一是隨馬赫數的增加激波損失相對較大;二是激波誘導邊界層局部分離甚至完全分離,使分離損失加劇;三是強激波/邊界層相互作用會引發葉片通道內氣流堵塞,導致起動困難。爲此必須對激波及激波/邊界層相互作用進行有效的控制。 

  葉柵作爲壓氣機的最基本單元,氣動性能的好壞直接影響其性能指標,研究團隊基于進口Ma=1.75的超音壓氣機葉柵,提出了局部等逆壓梯度負曲率型線設計方法來削弱前緣內伸激波根部強度,在利用葉柵通道主流區激波增壓的同時,降祱Dげǜ部所誘發的附加損失。 

  1爲改進前後超音葉柵幾何對比,迎風側曲線OO'采用等逆壓梯度內凹曲線設計,O'Q爲過渡區,可兼顧超音葉柵變工況性能,背風側曲線QQ'采用貝塞爾曲線與葉柵吸力面光滑連接。 

  2为设计点叶栅马赫数分布云圖,从圖中可以看出,由于来流马赫数较高,原型叶栅前缘内伸激波根部出现马赫杆结构及激波诱导的局部边界层分离。而改进叶栅前缘内伸激波根部的马赫杆结构由负曲率凹面压缩波系和弱入射激波代替,边界层分离泡基本消除。局部负曲率型线将一道较强的激波分解为多道激波,降低了激波损失及激波诱导的边界层分离损失。 

  3爲葉片吸力面激波/邊界層幹涉區域載荷分布,原型葉柵吸力面表面形成了較大的局部逆壓梯度,由入射激波産生的靜壓升約爲1.91。而改型葉柵將一次較大的壓升過程拆分爲三個階段進行,第一階段爲負曲率迎風側凹面壓縮波增壓,第二階段爲弱前緣內伸激波增壓,第三階段爲背風側再壓縮波增壓。負曲率凹面型線在一定程度上降低了由強激波自身誘發的較大增壓比和局部強逆壓梯度。 

  4爲設計來流馬赫數時葉柵總壓損失系數隨靜壓升變化。隨著出口背壓的提升,改進葉柵總壓損失相比于原葉柵均有降低,設計點總壓損失減小了4.6%,最高靜壓升時總壓損失減小了5.8%,並且最高靜壓升相對于原葉柵增加了1.6%。圖5爲設計靜壓升P2/P1=2.7%時總壓損失系數隨來流馬赫數變化。可以看出,來流馬赫數在Ma=1.65~1.80範圍內時,改進葉柵總壓損失均有降低,並且降低的幅度隨著馬赫數的增大先增加後減小,在設計來流馬赫數附近降低幅度最大。 

  該研究表明,局部等逆壓梯度負曲率型線通過局部葉型修改獲得葉柵整體氣動性能收益,在利用葉柵通道主流區激波增壓的同時降祱Dげǜ部誘導的邊界層分離損失,並且具有一定的變工況適應性,是降低超音壓氣機葉袌Dげ/邊界層損失的有效氣動設計方法。 

 

  1 改進前後葉柵幾何對比 

  2 超音叶栅马赫数分布云圖 

  3 吸力面葉表載荷分布 

  4 總壓損失系數隨靜壓升變化 

  5 總壓損失系數隨進口馬赫數變化 

 
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