亚声速扩压平面叶栅尾迹动态压力场测量与分析

幸晓龙，马昌友，梁俊，黄磊

(1.南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京210016；2.中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)

亚声速扩压平面叶栅尾迹动态压力场测量与分析

幸晓龙1，2，马昌友2，梁俊2，黄磊2

(1.南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京210016；2.中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)

为研究叶片在不同攻角下引起的气流分离对叶栅出口气流紊流度的影响，借助动态压力测量设备和测试技术，完成了某扩压平面叶栅在进口马赫数为0.677，攻角分别为0°、-10°和+8°三种典型工况下，尾迹非定常流动的测量。通过测量尾迹区域沿栅距方向和轴向的尾迹动态压力，并对动态压力数据进行时域分析，得到叶栅尾迹非定常流动的时均总压和压力脉动云图，揭示出尾迹区流动过程，同时还与叶栅的气动性能和气流稳定性进行了关联。

平面叶栅；尾迹测量；动态压力；时域分析；稳定性

1 引言

叶轮机内部流场是非定常的，其非定常压力脉动，是产生干涉噪声及降低叶片疲劳强度的主要原因，且主要来源于以下三个方面：一是旋转动叶尾迹速度亏损导致的周期性压力脉动[1]；二是流场本身紊流脉动引起的压力脉动；三是合成射流、微机电系统及等离子体等非定常主动流动控制技术，为抑制叶片气流分离而向流场施加的压力脉动[2-5]。

研究叶片尾迹旋涡脱落非定常压力场特性，从国内外公开文献看，采用的试验方法主要是：在转子/静子叶排交错排列的真实环境中开展试验研究[6]，动态压力传感器通常安装在后排静子叶片上；或在单排孤立转子环境下开展试验研究，插入式动态压力探针安装在机匣上[7-9]。这两种试验方法的共同特点是，所获取的非定常周期性压力脉动以叶片通过频率为特征，必须通过锁相手段进行等相位数据处理，且难以获得非定常压力场向下游的变化。

本文选择在平面叶栅风洞中开展试验，探索研究叶片在不同攻角下引起的气流分离对叶栅出口流场紊流度的影响。

2 试验及测试

2.1 试验系统

试验在中国燃气涡轮研究院超、跨声速平面叶栅风洞试验器上进行[10]。该设备是一座暂冲吹入大气式超、跨声速平面叶栅吹风试验器，能进行亚、跨、超声速压气机和涡轮平面叶栅吹风试验。试验叶型为某高亚声速扩压叶型，叶栅弦长B=60.38 mm，栅距T=35 mm，安装角γ=64.28°，设计进口气流角β1= 37.5°，设计进口马赫数Ma1=0.677，叶栅叶片为8个。

2.2 动态总压尾迹探针

叶栅尾迹动态总压采用动态总压尾迹探针(图1)测量。该探针外形与用于测量叶栅稳态尾迹的三孔楔形探针类似，呈L型结构；其不同在于，前者为消除管腔效应，在感受端直接埋入了一只Kulite动态压力传感器(型号为XCQ-062)。另外，为获得动态总压，增大探针不敏感角，还在探针感受端安装了滞止罩。

图1 动态总压尾迹探针结构图Fig.1 Dynamic total pressure probe structure

2.3 测试系统集成

针对叶栅出口流场动态压力测量要求，配置了动态测试系统，其系统组成如图2所示。选用美国Nicollet公司的多通道高频动态数据采集系统(型号Odyssey)，完成动态压力数据采集。为得到叶栅进口马赫数，采用稳态压力测量系统，对进口稳态总压和静压进行了测量。

图2 测试系统集成Fig.2 Testing system components

动态总压尾迹探针安装在一维线性位移机构上，可沿额线方向移动。同时，通过人工调节探针探头与叶栅尾缘额线的轴向距离，可测量不同轴向位置的叶栅尾迹压力场。

2.4 试验方案

试验前，对整个测量系统进行标定，采集器自动将采集到的传感器电压信号转换成流场压力信号。试验在叶栅设计进口马赫数，进气攻角i=0°、-10°、+8°下进行，以研究较大正攻角、零攻角及较大负攻角三种典型叶片工作状态下的叶栅动态尾迹特性。动态总压尾迹探针在叶栅尾缘额线下游，轴向距离D= 5.7%T、25.7%T、48.6%T、74.3%T、100%T，如图3所示。利用一维位移机构沿额线方向在一个栅距内测取26点，在每个测点位置探针稳定3 s后，以20 kHz采样频率采集2 s数据。

图3 叶栅尾迹动态压力测量方案Fig.3 Measurement scheme of dynamic pressure in the cascade wake

为关联动态尾迹与气动性能，在相同气动状态下，采用三孔楔形稳态尾迹探针，在叶栅尾缘额线下游轴向距离45%T处，对两个叶栅栅距进行了尾迹测量——一方面可用于检查叶栅出口尾迹周期性，另一方面可获取叶栅稳态气动性能。尾迹稳态试验数据处理方法详见文献[11]。

3 数据处理方法

从无量纲时均总压和总压脉动两个参数，对动态尾迹数据进行时域分析。具体数据处理公式为：

式中：pAV为叶栅出口动态总压时均值(kPa)；p(t)为叶栅出口动态总压瞬态值(kPa)；ts为总压平均时间间隔(s)，本文为采样时间。

式中：σ为叶栅出口某点无量纲动态时均总压，p1T为叶栅进口稳态总压(kPa)。

式中：ε为叶栅出口某点动态总压脉动；ΔpRMS为压力脉动均方根值(kPa)，且。

式中：σAV为叶栅出口无量纲动态时均总压在一个栅距的平均值。

式中：εAV为叶栅出口无量纲总压脉动在一个栅距的平均值。

从式(2)和式(3)可以看出，σ实际为叶栅出口总压恢复系数，即反映叶栅气动性能；ε实际为随时间变化的叶栅出口流场总压空间不均匀度，通常称为叶栅出口紊流度，即反映叶栅流场气动稳定性。

4 试验结果分析

4.1 叶栅进出口周期性及稳态性能

为确保试验数据准确可靠，试验时需在叶栅进、出口建立周期性流场。对于亚声速扩压叶栅，检查叶栅出口流场周期性的重要方法，是分析叶栅出口总压恢复系数沿叶栅额线方向的分布。图4绘出了i＝0°、-10°、+8°时，栅前马赫数Ma沿额线方向4个栅距的分布。可见，试验件中部栅前进口马赫数沿栅距分布周期性较好。在出口流场方面，图5绘出了栅后测量截面沿2个栅距的尾迹分布，表明叶栅试验周期性也较好。因此，为减少试验时间，只录取了一个栅距的动态尾迹数据。

另外，从图5中还可以看出，i=0°时，叶栅尾迹宽度较窄；i=-10°时，叶栅尾迹明显变宽，尾迹深度也比0°攻角时略深；而i=+8°时，叶栅尾迹宽度已跨整个栅距，尾迹深度也较深。

图6为该套叶栅损失随进气攻角的变化趋势。可见，0°攻角下，叶栅损失最小；随着负攻角的逐渐增大，叶栅损失缓慢增大；而随着正攻角的逐渐增大，叶背气流分离较为严重，叶栅损失陡峭上升。

图4 叶栅进口速度沿额线方向的分布Fig.4 Inlet Mach number distribution

4.2 叶栅动态尾迹分析

参照附面层定义，将叶栅出口总压低于进口总压的99%的区域定义为尾迹区。叶栅出口尾迹区的宽度和深度，可表征叶栅损失的大小，即尾迹区越宽、越深，叶栅损失越大。

图7给出了Ma=0.677，i=0°、-10°、+8°时，叶栅出口流场的无量纲时均动态总压云图。由于只测了一个栅距的尾迹数据，为便于观看，复制了一个栅距的云图。可见，i=0°时，叶栅尾迹区很窄，且正好位于叶型尾缘处，与主流区的分界比较明显，叶栅没有发生叶型分离损失，但有较小的尾迹损失；i=-10°时，尾迹区略微变宽，并略微向叶盆侧(PS)偏离，说明该叶型即使在较大的负攻角下，叶盆也只发生了非常轻微的气流分离，但尾迹区与主流区之间存在明显的掺混过渡区；i=+8°时，尾迹区明显变宽变深，并偏向叶背侧(SS)，这说明该叶型在较大正攻角下，叶背发生明显的气流分离。这与图5和图6的结论一致，说明采用动态总压尾迹探针测量叶栅尾迹分布可行，结果可靠。另外，从图7中还可以发现，随着栅后气流向下游流动，尾迹区逐渐变宽、变浅。

图8给出了Ma=0.677，i=0°、-10°、+8°时，叶栅出口流场的动态总压脉动云图。可见，i=0°时，栅后气流总压脉动总体程度很小；i=-10°，特别是i=+8°时，栅后气流总压脉动总体程度明显增大。由此说明，随着攻角的增大，叶片表面发生气流分离，栅后流场非定常效应越来越明显。从图8(a)和图8(b)中可看出，动态总压脉动最大区域位于叶片尾缘；而从图7(c)中看，动态总压脉动明显往主流区叶背侧方向偏移。结合图6可知，这是因为该叶栅在零攻角或负攻角下，叶片表面分离程度较弱，叶栅损失主要是尾迹损失，此时尾迹区较窄且浅，尾迹低压旋涡区气流脉动强度较弱；而在较大正攻角下，叶片叶背发生严重的气流分离，叶背分离损失占据叶栅损失较大部分，叶背分离旋涡区气流脉动强度也随之增强，故此时脉动最大区域向叶背侧方向偏移。由此可见，叶片损失与气流脉动强弱有直接关系。目前，压气机部件试验中，正是采用监测流场中气流脉动强弱的方法，来判断压气机是否进喘。

图7 Ma=0.677时栅后无量纲时均动态总压云图Fig.7 Dimensionless time-average dynamic total pressure contour of plane cascade wake,Ma=0.677

图8 Ma=0.677时栅后动态总压脉动云图Fig.8 Dynamic total pressure fluctuation contour of plane cascade wake,Ma=0.677

图9、图10分别给出了叶栅出口无量纲动态总压和无量纲总压脉动均值，在一个栅距的平均值向下游一个栅距距离内的变化趋势。可见，随着低压旋涡区与主流区气流向下游掺混，无量纲动态时均总压均值和无量纲总压脉动均值几乎没变化，这是因为在较短掺混距离内，相对于叶栅叶型分离损失和尾迹损失，掺掍损失非常小，故对出口气流总压恢复系数和脉动紊流度的影响程度较小。此外，叶栅损失越大，叶栅出口无量纲动态时均总压均值越小，气流脉动紊流度就越大。即叶栅出口气流脉动紊流度受叶型气流分离损失的影响较大，但几乎不受叶栅出口气流掺掍的影响。

图9 栅后无量纲动态总压均值向下游的发展趋势Fig.9 Dimensionless average dynamic total pressure developing toward the downstream

图10 栅后无量纲总压脉动均值向下游的发展趋势Fig.10 Dimensionless average total pressure impulse developing toward the downstream

5 结论

(1)利用所设计的动态总压尾迹探针，成功获取了某扩压平面叶栅，在零攻角、较大负攻角及较大正攻角三种典型工况下栅后尾迹动态压力场结构，并与该叶栅的气动性能和气流稳定性进行了关联。

(2)利用无量纲时均总压云图，可分析叶栅尾迹区宽度与深度变化、叶栅损失大小、叶型是否发生气流分离及其位置；而利用动态总压脉动云图，可分析叶栅出口流场总压脉动不均匀度的激烈程度在栅后轴向不同空间位置的分布。动态总压脉动最大区域，始终位于主流区与尾迹区的叶背侧相掺混区域，与进气攻角无关。

(3)叶栅出口气流脉动紊流度，主要受叶型气流分离损失的影响，受叶栅出口主流区与尾迹区掺混的影响较小。

(4)本文仅从无量纲时均总压及脉动紊流度角度，对叶栅尾迹动态总压进行了时域分析，开展频谱分析、研究气流分离脱落涡的频率特性，将是今后工作的主要方向。

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Measurement and Analysis on Dynamic Pressure Field of Subsonic Compressor Plane Cascade Wake

XING Xiao-long1，2，MA Chang-you2，LIANG Jun2，HUANG Lei2
(1.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；2.China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

Using dynamic pressure measuring equipment and technology,dynamic pressure in the wake re⁃gion of plane compressor cascade under the incidence of 0°,-10°,+8°with 0.677 inlet Mach number was measured to study the impact of flow separation on cascade outlet flow turbulence.Pressure measured in the tangential direction and axial direction was processed in time-domain analysis.Dimensionless time average total pressure and pressure fluctuation contour were obtained through the process.Flow structure in the wake region was revealed and related to aerodynamic characteristics and flow stability.

plane cascade；wake measurement；dynamic pressure；time-domain analysis；stability

V231.3

：A

：1672-2620(2014)06-0013-05

2014-03-12；

：2014-07-29

幸晓龙(1976-)，男，重庆江津人，硕士研究生，高级工程师，主要从事压气机试验研究。