郑 丽，罗泽明

(海军航空兵学院飞行理论系，辽宁 葫芦岛 125001)



某型航空发动机压气机平面叶栅流场数值研究

郑 丽，罗泽明

(海军航空兵学院飞行理论系，辽宁 葫芦岛 125001)

以某型航空发动机的压气机平面叶栅为研究对象，基于Gambit软件建立叶栅模型并划分网格，采用Fluent软件，仿真计算了不同攻角时叶栅通道内流场的流动情况，比较分析了不同攻角时叶栅通道的流动特性。仿真结果对压气机的设计和改进具有一定的指导意义。

叶栅；流场；攻角；数值模拟；流动损失

作为航空发动机的核心部件，压气机的设计研究在整个发动机的设计中占据着重要的地位。为了提高压气机的性能，必须对叶片的型面进行优化设计,而叶片型面的优化设计必须以叶栅通道内流场研究为基础。目前，叶栅流场的研究分成平面叶栅、单级旋转叶栅和多级旋转叶栅的流场研究，一般采用平面叶栅风洞试验法和计算流体力学两种方法，它们通过互相验证，既节省时间和经费，又能取得较好的效果[1-7]。本文针对某型航空发动机压气机叶片平面叶栅，采用计算流体力学方法计算不同攻角下通道内的流场流动情况。

1 计算模型

1.1 计算模型和网格划分

选取压气机的平面叶栅为研究对象。根据叶栅对上游流场影响较小、对下游流场影响较大的特点，计算区域延伸至叶栅上游1倍弦长、下游1倍弦长处，叶栅的具体型面和计算区域如图1所示。

图1 平面叶栅模型

取其中一个叶栅通道，在Gambit软件中划分网格(如图2所示)，采用四边形和三角形混合网格，并在叶栅表面、前缘和后缘进行加密处理，网格数为38 856个。

图2 计算网格划分

1.2 控制方程和边界条件

根据叶栅内实际流动情况，控制方程选择Navier-Stokes方程，湍流模型采用k-ε模型。模拟工质的物性条件为空气状态条件及其性质。

边界条件设置：进口边界条件为叶栅来流处的总压、静压和来流方向，出口边界条件给定为出口背压，即大气压；叶栅前后流场侧面分别定义为周期性边界条件；叶栅壁面叶盆、叶背边界条件为光滑无滑移、绝热壁面。

2 计算及结果分析

取相同的叶栅进口总压和进口气流速度、不同的进口气流攻角进行数值模拟。

图3所示为不同攻角时平面叶栅通道流场的流线图。当攻角为0°时，气流沿着与叶栅后缘切线方向流出，此时流场均匀。当攻角向正负方向增加时，随着攻角的增大，出口边界处气流会偏离叶栅后缘切线方向，且攻角越大，气流偏转角度越大。需注意的是，攻角偏离时，在很大范围内叶栅后缘所在平面处气流出口方向变化较小。

图3 不同攻角时流线图

图4所示为不同攻角时平面叶栅通道流场的总压分布图。当攻角为0°时，出口处总压最大。其他攻角时，出口总压均会减小，且偏离设计状态越远，总压越小。

图4 不同攻角时总压分布图

图5所示为不同攻角时平面叶栅通道流场的速度分布图。当攻角为0°时，叶栅通道内速度分布较均匀，出口处速度也比较均匀，速度最大值出现在叶背前缘。当攻角偏离0°时，速度分布均匀性变差。但是无论攻角大小，速度最大值均出现在叶栅前缘。

图5 不同攻角时速度分布图

综合可知，当攻角为0°时，出口总压最大，离开此状态，无论攻角为正为负，出口总压均会减小，说明此时叶栅通道中流动损失都会增大。一般来说，叶栅中的流动损失包括边界层摩擦损失、边界层分离损失、尾迹损失、尾迹和主流掺混损失与激波损失。本计算条件下叶栅内流动为亚音速流动，不存在激波损失。当攻角为负值时，边界层分离现象不明显，分离损失较小，总压减小的原因主要为尾迹损失和掺混损失。当攻角为正值时，叶片通道内出现较明显的气流分离现象，总压减小的原因主要为分离损失。

此外，当攻角为负值时，边界层分离主要发生在叶栅叶盆。而当攻角为正值时，分离主要发生在叶栅叶背，这是由于气流从下向上运动，本身就具有脱离叶背、冲向叶盆的惯性作用。在惯性作用下，叶盆处不易产生分离，叶背处容易分离。因此，当正攻角过大时，叶栅通道内就会出现严重的气流分离，导致气流向后流动动能不足，而叶栅通道内从前往后，气流压力升高，高压气体具有向前流动的回冲趋势。这样一来，当向后流动的分离气流的动能不足以克服后面高压气体的回冲趋势时，气体就要倒流，使分离区迅速扩大，堵塞叶栅通道，使进入压气机的气流暂时中断。但是，由于压气机仍在旋转，所以叶栅通道内空气仍会继续向后流动，分离区也向后流动。但是由于叶栅入口正冲角仍然很大，所以通道内叶栅叶背的分离状态仍未改变，叶栅通道就会出现流动、分离、中断，然后再流动、再分离、再中断的周期性的脉动现象，这种现象就是压气机喘振。因此，在进行压气机叶片设计时，需要考虑到压气机喘振这一气动稳定性难题。航空发动机使用时，也要充分考虑压气机喘振这一特殊情况，尽量避免正攻角过大，出现流量系数过小，从而导致压气机喘振，影响到飞行安全。

3 结论

以某型航空发动机的压气机平面叶栅为研究对象，基于Navier-Stokes控制方程和k-ε湍流模型，仿真计算了不同攻角时叶栅通道内的流动情况，得出如下结论：处于设计状态时，气流的流动情况均匀，流动损失小；偏离设计状态时，气流将偏离叶栅后缘，流场的均匀性变差，流动损失变大。但是需注意的是，正攻角和负攻角时流动损失的来源不同，分离情况也不同，设计和使用时需考虑到流场的这一特性。

[1] 孙小磊，扈延林，杜建一，等.来流气流角变化对冲压叶栅性能的影响[J]．工程热物理学报，2010，31(9)：1484-1487.

[2] 雒伟伟，王会社，赵晓路.跨声速缩放型流道涡轮平面叶栅流场的实验研究[J]．工程热物理学报，2013，34(7)：1229-1233.

[3] 周鸿儒，顾忠华，韩万金，等.气冷涡轮叶栅流场计算方法及其应用[J]．热能动力工程，2011，26(3)：280-283.

[4] 毛研伟，竺晓程，周代伟，等.尾缘厚度对涡轮叶栅流场的影响[J]．热力透平，2011，40(3)：184-187.

[5] 钟兢军，高海洋，武卉，等.变马赫数涡轮平面叶栅流场的实验研究[J]．工程热物理学报，2013，34(1)：45-49.

[6] 赵长宇.先进压气机叶栅流场试验与计算分析[D]．沈阳：沈阳航空工业学院，2010.

[7] 刘志刚，梁俊，凌代军，等.串列叶栅流场特性的试验与数值模拟[J]．热能动力工程，2013，28(5)：449-454.

[8] 马洪波，朱剑，席平.基于参数化的涡轮叶片三维气动优化仿真[J]．计算机仿真，2008，25(10)：27-30.

Numerical simulation of flow field in the compressor cascade for aero-engine

ZHENG Li,LUO Zeming

(Department of Flight Theory, Naval Flying Academy, Liaoning Huludao, 125001, China)

Aiming at the aero-engine compressor, it establishes a 2-D cascade model and meshes with the software of Gambit, analyzes the flow field of different attack angle based on software of Fluent. It compares the characteristics of different attack angle. The results can be used to guide the design and improvement of the compressor.

cascade; flow field; attack angle; numerical simulation; flow loss

10.3969/j.issn.2095-509X.2015.09.002

2015-06-01

郑丽(1982—)，女，湖北黄冈人，海军航空兵学院讲师，硕士，主要研究方向为航空发动机。

V232.4

A

2095-509X(2015)09-0004-03