文 | 史说你知道

编辑 | 史说你知道

引言

离心压气机由于具有结构紧凑、压比高、可靠性高、稳定工作裕度宽等优点被广泛地应用于中小型航空发动机中。

目前在离心压气机中广泛采用的是无叶扩压器与叶片扩压器相结合的方式，在扩压器进口处的无叶扩压段为无叶扩压器，其后连接叶片扩压器。

但是由于叶片扩压器的存在，小流量大攻角的情况下，扩压器通道内容易产生严重的流动分离，从而引起压气机失速和喘振。

因此，控制近失速点扩压器通道内的流动分离成为改善流场、提升压气机失速裕度的关键。

控制流动分离的方法有涡流发生器、非光滑表面（沟槽、凹坑、粗糖度)等被动流动控制和合成射流、吹吸附面层及等离子体流动控制等主动控制方法。

基于此，我的团队以高负荷离心压气机为研究对象，通过数值模拟开展扩压器开槽结构对压气机性能及失速裕度的影响研究，揭示其提高失速裕度的潜在机理。

研究对象及扩压器开槽设计

研究对象为NASA HPCC高压比离心压气机，其三维结构和子午流道如图1所示。

表1所示为该离心压气机的几何及气动设计参数。

通过对比不同开槽位置对压气机性能的影响发现，在扩压器前缘叶顶侧开槽会恶化压气机性能，因此，选择在扩压器前缘叶根侧开槽去控制近失速工况点的流动分离。

为探究不同开槽结构对压气机气动性能及失速裕度的影响，本文设计了如图2所示的直槽和斜劈型2种开槽结构。

已知扩压器的叶片高度为16.7mm，开槽高度iTs设为0.5mm、1mrn、1.5mm和2mm，分别占扩压器叶高的3%、6%、9%和12%。

扩压器的叶片弦长Lc为242mm，直槽压力面和吸力面两侧的开槽长度Lp和Ls相等，分别占叶片弦长的6%和8%，斜劈型开槽结构吸力面侧开槽长度是压力面侧iP的2倍，其开槽长度分别为叶片弦长的6%-12%和8%-16%，表2总结了直槽和斜劈型2种开槽结构的开槽参数。

数值方法及验证

1、数值计算方法

数值模拟采用商业软件，通过求解器对三维､定常､雷诺平均方程进行求解，湍流模型为S-A模型。

叶轮和扩压器通道内的网格采用Autogrid5自动生成，开槽部分的网格在IGG中手动划分，原型扩压器和开槽部分的网格边界利用完全非匹配的方式进行连接，如图3所示。

壁面上第一层网格髙度为5x10-6m，以确保Y+的范围满足所选的湍流模型，经网格无关性验证后，最终确定整个计算域的网格为320万，其中叶轮通道内网格148万，扩压器通道内网格112万。

计算边界条件设定如下：进口给定总压(101325Pa)、总温(288.2K)和气流角(轴向进气)，出口给定平均静压，逐渐増加压气机出口背压向失速点推进，数值发散前的最后一个收敛解对应为近失速工况，固壁采用无滑移绝热边界条件，转静子交接面采用周向守恒型连接面进行信息传递。

2、计算结果校核

图4为原型压气机80%、90%和100%设计转速下试验数据与数值计算结果的特性对比，通过比较可以得出，数值计算得到的最高压比较试验值略高，峰值效率较试验值略低。

总体来看，试验和数值计算所得到的压比和效率特性线在整个流量范围内基本吻合。

因此，我们所选择的数值模型可以较好地捕捉高压比离心压气机中的流动现象，其计算精度能够满足对离心压气机的性能及内部流动机理的预测与分析。

图４原型离心压气机试验与计筇性能对比

图４原型离心压气机试验与计筇性能对比

结果分析及讨论

1、扩压器开槽对压气机性能的影响

本文应用两种不同的开槽结构(直槽和斜劈型)，并变化开槽长度和深度计算得到压气机特性线。

图5扩压器开槽结构对压气机的特性影响

图5扩压器开槽结构对压气机的特性影响

图5扩压器开槽结构对压气机的特性影响

图5扩压器开槽结构对压气机的特性影响

图5对比了直槽和斜劈型两种开槽结构对压气机性能的影响，由试验数据可知，压气机的喉部由原型扩压器控制，所以扩压器开槽后压气机的堵塞流量随着开槽深度的增加而增大。

当开槽结构为直槽时，增加开槽长度和深度，压气机整级的压比和效率没有明显的降低，且失速裕度明显提高。

但开槽结构为斜劈型时，当开槽深度和长度增加至一定程度，虽然压气机的失速裕度明显提高，但其压比和效率急剧降低。

下面图6定量地衡量了开槽结构及尺寸对压气机失速裕度、最高总压比及峰值绝热效率的影响。

失速裕度、最高总压比及峰值绝热效率变化的公式定义分别为

图中圆圈所标识的为压气机性能急剧降低的斜劈型开槽结构，通过对比可以发现增加开槽长度和深度对失速裕度的提高没有明显益处。

如图6(a)所示，对比压力面侧开槽长度相同的直槽和斜劈型开槽结构，在相同开槽深度条件下，直槽的失速裕度普遍小于斜劈型开槽结构的整级失速裕度。

图６扩压器开槽结构及尺寸对压气机性能的影响

图６扩压器开槽结构及尺寸对压气机性能的影响

图６扩压器开槽结构及尺寸对压气机性能的影响

从图6(b)、(c)中可以看出，直槽的整级压比和效率也略低于斜劈型开槽结构的压比和效率。

综上，在一定的开槽尺寸范围内，斜劈型开槽结构的性能优于直槽，但当开槽尺寸增加至一定程度时，斜劈型开槽结构会急剧恶化压气机性能，相比于直槽没有明显优势。

2、扩压器开槽扩稳流动机理

为保证可比性，将Case11和原型扩压器在流量均为4.2kg/s的原型压气机近失速工况点进行流场的对比与分析。

图7对比了原型扩压器和直槽扩压器Case11贴近叶根侧2%叶高截面处的流场，PS代表扩压器的压力面，SS代表扩压器的吸力面。

图７原型扩压器和Ｃａｓｅ１１的流场对比

如图7(a)所示，在近失速点原型扩压器的压力面和吸力面两侧同时存在流动分离，扩压器通道内的有效流通面积减小，造成气动堵塞，扩压器通道中间形成加速区，流场恶化导致压气机失速。

然而，在直槽扩压器Case11的通道内，通过开槽部分的泄漏流推迟了扩压器压力面和吸力面两侧的流动分离，回流区明显减小，加速区得到改善，2%叶高截面处的流场变得更加均匀。

因此，开槽扩压器能有效抑制流动分离､改善近失速点的流场，使压气机的失速裕度得到提高。

为揭示开槽扩压器抑制原型扩压器近失速点流动分离的潜在机理，着重研究了扩压器通道内的流向涡分布，如图8所示。

图８原型扩压器和Ｃａｓｅ１１的流向涡对比

流向涡的定义公式为

图8中从流向看去，红色部分代表顺时针方向的流向涡，蓝色部分代表逆时针方向的流向涡，绿色流线表示通过开槽部分的泄漏流。

在原型扩压器和开槽扩压器Case11中，压力面/轮缘角区的通道涡A强度和范围基本一致，这种逆时针方向的通道涡是由于扩压器进口展向气流角度变化剧烈引起的。

I和II截面上吸力面/轮毂角区的通道涡B强度有明显差别，原因是在开槽扩压器Case11中，通过开槽部分的泄漏流形成泄漏涡，叠加在原本的通道涡上，使得吸力面/轮毂角区的通道涡B强度增大，并形成涡核。

因此，高能流体被吸力面/轮毂角区的高强度涡卷吸到轮毂处，抑制了扩压器吸力面侧的流动分离。

图9展示了扩压器进口展向气流角分布，其定义为气流周向质量平均后和切向的夹角。

如图所示，从叶根到7%叶高处，开槽扩压器Case11的进口气流角小于原型扩压器，气流方向更偏向于周向。

图９原型扩压器和Ｃａｓｅ１１的进口气流角对比

原因是泄漏流强迫主流向相邻的扩压器叶片压力面侧流动，扩压器进口气流攻角变大，使其压力面/轮毂角区的流动分离得到抑制。

综上，扩压器开槽提高压气机失速裕度的本质机理为，通过开槽部分的泄漏流不仅加强了吸力面/轮毂角区的通道涡，还使得扩压器入口处的气流角更偏向于周向，可同时抑制扩压器通道内压力面和吸力面两侧的流动分离，改善近失速点的流场。

结论

利用经过校核的数值模拟方法对扩压器开槽进行数值计算，详细讨论了扩压器开槽结构对压气机性能的影响及内部流动机理，得到以下结论：

（1）原型扩压器在近失速工况点，其吸力面和压力面两侧同时存在流动分离，导致扩压器通道内的有效流通面积变小，造成气动堵塞，从而引起压气机失速。

（2）当应用不同开槽结构的扩压器时，压气机失速裕度得到提高且性能不降低，其流动机理为通过开槽部分的泄漏流形成泄漏涡，加强了吸力面/轮毂角区的通道涡，高强度的通道涡卷吸高能流动到轮毂处抑制了扩压器吸力面侧的流动分离。

此外，泄漏流迫使主流向相邻叶片的压力面流动，致使扩压器进口气流角度更偏周向，即增加气流攻角，抑制了扩压器压力面侧的流动分离，开槽扩压器压力面和吸力面两侧的流动分离同时得到抑制，近失速点的流场得到改善从而提高了失速裕度。

（3）在一定开槽深度和长度范围内，斜劈型开槽结构在提高压气机失速裕度､总压比及绝热效率方面优于直槽结构。

但当开槽深度和长度增加至一定程度时，斜劈型开槽结构以降低压气机性能为代价提高失速裕度，其原因是开槽两侧的压差随着开槽深度的增加而减小，泄漏流流量也随之减小，致使泄漏涡的强度变小。

且斜劈型开槽结构的斜边诱导了扩压器吸力面侧大范围的回流区，扩压器吸力面/轮毂角区的通道涡强度不足，以卷吸高能流体到轮毂处抑制吸力面侧的流动分离，恶化了压气机性能，因此，斜劈型开槽结构相比于直槽没有绝对的优势。

参考文献：

[1] 排气扩压器对高空舱压的影响与控制方法].但志宏:张松;钱秋:张健平:郭玉英,航空动力学报,2021(01)

[2] 可调扩压器端隙控制对离心压气机性能影响J籍力;祁明旭:杨长茂:陆育良:孟繁鑫工程热物理学报,202108)

[3] 发动机用扩压器性能及扩压器后射流数值分析U.贺宏丁佳伟;冷海峰鱼凡超张玉浩火箭推进,2021(05)