高压比吸附式压气机级气动性能设计与分析

1、2翻译部分 高压比吸附式压气机级气动性能设计与分析摘 要在轴流压气机中，可以通过附面层抽吸的方法来对叶片和端壁附面层区域的逆压梯度进行控制从而提高压比。这个概念已经在一个最高速度为1500英尺每秒，总压比为3.5的独特的吸附式压气机的设计与分析中被验证。吸气级是将轴对称的通流程序与一个具有反设计能力的准三维叶片程序搭配而设计的，完成之后用三维NS方程进行了计算验证。为了满足一个4%的入口质量流量的总吸要求在转子和静子吸力面安装了沿着翼展方向的槽，3%的额外抽吸也将需要在轮毂和缸盖的激波位置附近完成。除了在端壁区域，设计的三维粘性的评价结果与准三维设计意图高度一致。三维粘性分析预测的质量平均在转

2、子等熵效率为93%、总压比为3.7和在总压比为3.4、等熵效率为86%的级中。2.1专业符号H滞止焓 r半径方向U附面层边缘速度 Hk 运动状态参数M马赫数 x轴向方向P压力 *位移厚度U叶片速度 e动量厚度m弧长 密度r半径方向 等熵效率u附面层边缘速度 损失系数2.2脚注O停滞，总量 isen等熵1，2叶片入口，出口 suct吸入e附面层 v粘性2.3介绍Kerrebrock解决了热力学对发动机性能的影响，他和其他人讨论了吸气时压气机的相关概念，并且描述了一个实验，此实验研究了附面层吸除对于跨声速压气机吸力面的影响。在Kerrebrock等人1996年的在一个系列的涵盖了最高速度从700至

3、1500英尺/秒，压比从1.5到3的吸附式压气机的设计中呈现出了新的结果，设计研究清楚地表明，级做功的增加，可以实现压气机吸气的愿望。这些努力仅仅代表了在回答是否抽吸会导致改善发动机性能整体问题过程的第一步。最后的答案取决于吸入对发动机的重量和燃油消耗的影响。这些反过来又依赖于整合吸气级进入发动机的细节。特别是，对循环效率的净效应取决于有多少的放气流的能量可以回收，并且放气流在发动机系统的利用，例如冷却。这些问题正在研究中。本文的重点是一个为了实现在叶尖切向速度达到1500英尺/秒，压比达到3.5的高速吸气级的气动设计。本设计与传统设计相比，在相同的2和2.3之间压比下，叶尖切向速度大幅度提高

4、了。（WennQrstrom，1984）。正如Merchant (1999).中描述的那样，超高的压气机叶片载荷对于乍一看下叶片的设计体系以及设计理念有要求。与传统的设计系统相比，它依赖于轴对称的流线曲率法，并结合级联数据或计算，用于本设计的设计系统由叶片求解Youngren和Drela（1991）开发的米塞斯准三维叶片，再加上一通流程序。二维码是用来分析叶片部分的设计，这部分设计用于构建三维叶片几何堆叠。这非粘性-粘性的规划和米塞斯的反设计特点给叶片部分的设计提供了前所未有的灵活性。为了使吸力计算成为叶片设计程序中的积分部分，在附面层制定时应包括一个强大的吸力模型。米塞斯要求由一个通过流求解

5、的流面和流动条件的投入。与传统的流线曲率求解器相比，本设计系统中所使用的通流求解器解决了完全的轴对称欧拉方程，反映出更精确的径向流线型流道以及叶片排内的变化。端壁附面层，展向混合，以及需要附加的建模和实证研究非对称效应的影响在流量计算中是忽略不计的。然而，从三维粘性分析中得出的堵塞和损失被用于最终的优化设计。使用Adamczyk and Celestina在NASA格伦研究中心创造的 APNASA程序进行了一个完整级的三维粘性分析。在美国宇航局格伦研究中心还将进行一个实验测试级，这个级的机械设计类似于在Schuler（1998）中描述的低速吸气级，在这些吸气级中，一个重要的特征就是在转子上有一

6、个顶部缸盖，它有利于从流动路径上沿径向向外排出气流，而且，在设计系统中，无需对前端间隙的影响进行建模。在接下来的部分中，吸气级的放气装置将会被呈现出来，其次就是一个关于这个级的气动设计的详细讨论。通流解和准三维叶片流面解表示设计意图，其次是该级的三维粘性分析探讨。图1：放气装置示意图2.4放气装置图1所示的是附面层抽吸或放气装置示意图，在表1中给出了每个放气位置的相应的放气要求。放气质量流量是由占进气质量流量的百分比表示的，这种放气装置的质量流量是由在叶片吸力面翼展方向上的主放气槽和在圆周方向和弦向方向上的次级放气槽组成的。沿着翼展方向的放气槽的位置和放气要求是准三维设计过程的一个结果。转子的

7、沿着翼展方向的放气槽是从叶片的弦长40%处延伸到叶尖部分，而静子则是从轮毂延伸到叶尖部分。对于周向槽的位置和放气要求的初步估计是由转子缸盖和静子轮毂上受到激波位置决定的。叶片上的周向槽在设计中是在整个叶片上延伸的。由于在准三维设计系统中并没有对端壁附面层进行建模，所以关于这些放气槽的位置和放气要求的结果是根据三维粘性计算的迭代决定的。为了控制三维粘性计算中预测的沿着静子轮毂二次流的过度分离和发展，特地在静子轮毂吸力面附近的安装了从叶片的25%一直延伸到了75%处的弦向槽。表1 放气级要求吸气槽放气质量流量百分比动叶周向槽1.0动叶展向槽2.0静叶周向槽1.0静叶展向槽2.0静叶弦向槽1.02.

8、5级设计参数表2是对反映了设计意图的高速级的设计参数的一个总结。在翼展方向上的转子和其所在级的总压比平均值是由其在交叉的流动条件下计算出的的准三维流面解得到的。当进行质量通量的计算时，计算区域的选择依据是转子叶片端面中心对前端的半径比。扩散因子在计算时采用的是Lieblein的（Lieblein等人1953）定义，这个solidifies则是在叶片计算平面上叶片的弦线和间距的基础上计算的。等熵效率仅仅反映叶片的尾迹损失，不包括任何的整体系统级内的放气损失。表3给出了一些重要的几何参数。表2：级设计参数叶尖切向速度1500英尺/秒（457米/秒）动叶压比3.7级压比3.5级质量流量207千克每秒

9、每平方米动叶轴向马赫数0.65级出口马赫数0.5动叶叶尖切向相对马赫数1.5静叶叶根绝对马赫数1.5最大扩散系数0.76动叶等熵效率94%级等熵效率89%叶尖理论功系数0.7表3：级几何参数动叶进口（轮毂比）0.40静叶出口（轮毂比）0.81叶片数（动叶/静叶）26/31动叶叶尖稠度2.14静叶叶根稠度2.95展弦比（动叶/静叶）1.2/0.652.6贯流式解决方案图2 通流压力云图图2中表示的是通流压力等值线和流动路径的径向视图，对转子的形状来说，轮毂轮廓呈抛物线状，而且是在转子上是线性变化的。在转子上，轮毂的斜面角是33度，在静子上大概为12度。为了使斜面角更小，转子的前端半径呈现出减小的

10、趋势，保证了一个额外的5%的收缩流道面积。转子上的静压在上升，从而减缓了底部附面层的增长趋势。在转子通道激波位置的附近，还形成了一个具有一定预压缩作用的流线叶型。通过通流压力等值线可以看出很大一部分静压上升发生在转子上面 ，原因是总的压力上升的很大一部分是通过增加叶片加载而不是叶片速度来实现的。而且由于具有负的气流相对流动角的存在，转子从轮毂到叶片中间具有一个低的静压上升的趋势。由于叶根附近对于环境的低响应，静子叶根在马赫数约为1.5左右的环境下静压会上升。2.7级的准三维设计本节介绍了转子和静子的根部、中部和顶部的流面上的流动解决方案。下图中使用的符号如下：MACH1,MACH2 进、出口马

11、赫数SLOP 1 ,SLOP2 进、出口气流角P1,P2,P0 进、出口静压、入口总压力 RE 雷诺数 粘性损失转子和静子的来流马赫数与气流角的表示是不一样的，转子是在相对坐标系下的数值，而静子则是在绝对坐标系下的数值。损失系数的定义为。整体位移和动量厚度代表的是附面层内质量和动量的损失。在附面层积分计算时忽略流管高度的附加质量缺陷是由于附面层吸除引起的。它的定义是：其中代表的是放气或者抽吸的质量。 图a 等熵马赫数图a 等熵马赫数 图三 动叶叶根区域2.7.1转子叶根图3中显示的是叶片表面等熵马赫数分布和相邻叶片间的马赫数分布云图。为了满足压比的要求，-45 °的相对出口气流角是必

12、不可少的，这是本节的一个有趣的特点。在叶根附近的静压比大约为1.24，相对来说是比较低的，这是因为叶片上此处附着的附面层用不着吸除。叶片吸力面的形状设计是为了保持在一个非常短的压力恢复区中的弦终端的马赫数。虽然压力恢复会导致更大的叶型损失，但是由于与叶根附面层的相互作用使附面层分离的可能性和通过推迟尾缘之前的压力恢复减少二次流增长的特性也是可以忽略的。压力面显示出了一个在叶片上均匀的到弦线中部不良的压力上升梯度，直到上升到尾缘位置。压力面上的气流的较大的加速度是由于叶片的尾缘是发散形状的，在实际中这样形状主要是为了缓解吸力面上的不良的压力梯度。图 (a) 等熵马赫数 (b) 马赫数云图图 4

13、转子叶根叶型2.7.2转子65%处图4显示了转子65%处等熵马赫数的分布和两相邻叶片间马赫数分布的云图。这一节说明了从较低的激波自由段到高马赫数部分的通道激波的过渡过程。叶片吸力面形状设计是为了在通道激波之前对气体进行预压缩。与此同时吸力面会有一个凹形的压力恢复区域，这是因为相对于叶片前端而言负荷较低。叶片的前缘形状确定的原则就是让气流在从压力面到吸力面时有一个平稳的过渡，此处气流的撞击损失与粘性损失比较起来是可以忽略不计的。吸气使在激波部位底部流量的减少的效果是可见的。压力面的形状设计原则是为了拥有一个在叶片上均匀的到弦线中部不良的压力上升梯度，直到上升到尾缘位置。叶片上显示出了前缘的厚度以

14、及在相同马赫数下相比较于常规叶片的最大厚度 。相邻的叶片马赫数云图显示了激波结构，吸槽的效果将在激波的下游被发现。 2.7.3转子叶尖（a） 等熵马赫数 （b）马赫数云图图 5 转子叶尖叶型图5展示的是转子叶尖等熵马赫数分布和转子相邻间马赫数分布云图。这部分最高的压比可以达到3.81.对于转子来说，最大的扩散系数是0.76。叶片的前缘形状确定的原则就是让气流在从压力面到吸力面时有一个平稳的过渡，而吸力面形状设计是为了在通道激波之前对气体进行预压缩。吸气槽位于激波的下游，并且趋向于固定坐落在槽位置处的激波部分的底部。压力面显示的是一个在40%弦长处相当不利的不良压力梯度，随之而来的是一个在尾缘处

15、的恒定马赫数。叶片压力面的设计原则是削弱通道激波，从而最大限度限制该区域的附面层增加。增加叶片发散式尾缘的载荷时的效率会由于不寻常的压力面的附面层厚度而被降低。叶片相邻间的叶片的马赫数云图显示，激波和激波之间的相交将会发生在最大厚度下游处。成型压力面对降低通道激波力的作用是在压力侧的下游侧看到的。在相同的来流马赫数的情况下，叶片厚度和前缘半径远远超过传统的超音速叶片。 （a）运动形状参数 （b）吸力面位移和动量厚度图 6 转子叶尖附面层图6显示了在叶片吸力面叶尖上的形状参数（Hk）分布和附面层分布图。吸力面上的形状参数与预压缩区域基本上是一样的，都是在受到逐渐增加的激波之后在压力恢复区增长。在

16、控制Hk快速增长时，吸力对它的影响是显而易见的。压力侧与吸力侧一样的，Hk也会由于不良压力梯度导致其增长，然后从压力梯度基本为零的部分开始下降，直到尾缘部分。图6（b）反映出了吸力对于位移和动量厚度的影响。2.7.4静子叶根 （a） 等熵马赫数 （b）马赫数云图图 7 静子叶根叶型图7显示了静子叶片叶型等熵马赫数的分布以及相邻叶片之间马赫数分布云图。由于气流从转子出口进入静子时具有较大的切向速度，导致进口的绝对马赫数达到了1.5。叶根部分的静压比和损失接近转子的叶尖部分，这是因为沿着翼展旋涡侧面的自由涡。同转子一样，静子叶片前端吸力面形状设计准则是对进入通道激波的来流进行预压缩，使其马赫数降低

17、。吸气槽位于激波的后面，防止其分离。由于较高的叶片稠度和轮毂的流道收缩的原因，扩散系数为0.66的静子相比较于转子叶尖的扩散系数较低。压力侧的马赫数分布显示出了前缘下游的通道激波，随后是一个有着直到尾缘都保持着恒定负载的区域。相邻间叶片马赫数分布云图显示出了通道激波在叶片通道上很协调，并且强烈的冲击着压力面和吸力面。 (a) 运动形状参数 (b) 吸力面位移和动量厚度图 8 静子叶根叶型图8显示出了在静子叶根的形状参数（Hk）和吸力面上的附面层参数。形状参数图显示出在叶片吸力面和压力面上激波位置上形状参数快速增加。吸力面下游的激波防止了吸力面上的附面层分离。2.7.5静子中部(a) 等熵马赫数

18、 (b) 马赫数云图图 9 静子翼展中部叶型静子中部的叶片表面马赫数和相邻叶片马赫数分布云图在图9中展示出来了。此处的激波强度远远低于转子叶根，而且在激波的下游能看到吸气槽的影响。相比较于为了防止因为激波附面层相互干涉而产生分离而设计的叶根吸力侧，在这种情况下，较弱的激波使得吸力槽可以从激波处移动到下游，从而控制亚声速压力恢复区的附面层增长。相邻叶片间马赫数分布云图显示出了激波结构和激波处下游的吸力槽的影响。2.7.6静子叶尖图 (a) 等熵马赫数 (b) 马赫数云图图10 静子叶尖叶型图10显示的是静子叶尖等熵马赫数分布以及相邻叶片间马赫数分布云图。这是级中最不寻常的一个部分，因为它和叶根一

19、样需要很大的反转特性。 大的入口气流角是由转子的顶部缸盖的旋涡导致的。与叶尖下较低位置相比，这一部分的预压缩几乎可以忽略不计。通道激波很微弱，并且激波的下游的气流仍是超音速的。与叶片中部一样，吸力侧主要用于控制在亚音速压力恢复区域内附面层的增长。2.8级的三维粘性分析在本节中呈现的转子三维粘性分析结果是使用在Adamczyk (1985) 和 Celestina (1999)中描述的APNASA编码计算出来的。用于计算的网格中轴向有199个节点，周向51个，径向51个。表4中总结了计算结果中的流动条件和级性能。入口的质量流量是基于叶尖半径为10.35英尺（0.263米）的基础上的，这个半径将是

20、美国航空航天局格伦压缩机钻机的实验级的半径。入口质量流量37.95千克/秒动叶压比3.72级压比3.39放气流质量流量7%2.8.1转子叶根图 11 叶根处相对马赫数三维粘性分析结果云图图11显示了在转子叶根处的相对马赫数的云图。根据图3所示的设计意图，气流在弦长为80%处仍然保持亚音速。因为尾缘附近吸力侧附面层分离使堵塞现象，在尾缘附近将会看到一个超音速的气流区域。由于叶片的表面和叶根之间存在角度，使得这种附面层分离将会在吸力侧角落得到加剧。这种现象在图17中的转子出口处能被看到。2.8.2转子65%处图 12 65%弦长处三维粘性分析相对马赫数云图图12中显示了在65%弦长处的相对马赫数云

21、图。由于激波很好的坐落在叶片通道内，致使入口的马赫数高于图4中呈现的设计意图中的入口马赫数。在激波的下游位置能观察到吸气的影响。相对于准三维的计算结果，吸气槽下游位置的附面层呈现出了过度增长，这是因为通道激波坐落在比设计地点更远的地方。我们也能发现，通道激波可以增加压力侧的附面层的增长。2.8.3转子95%处图 13 95%弦长处三维粘性分析相对马赫数云图图13显示了刚好远离管壁附面层的影响的转子叶尖附近的相对马赫数云图。该激波结构类似于图5中呈现的设计结构。在通道的咽喉处弓形激波和通道激波相互干涉，并且通道激波的底部会被向吸气槽移动。吸力面附面层的形成和最终的分离在70%弦长处能观察到，当我

22、们在三维计算将通道激波设置在叶片通道下游低于设计背压的位置时，同样能看到这个现象。一些压力面附面层的形成也能观察到是因为压力侧通道激波的激波在设计意图的更下游位置。2.8.4静子叶根图 14 静子叶根处相对马赫数云图图14显示了在静子叶根处的相对马赫数分布云图。通道激波的位置与在图7所示的准三维计算吻合良好。在叶片吸力面激波下游能看到吸力槽的影响。激波对10%弦长处的激波和一个激波上游为1.54的高马赫数致使压力面附面层的分离，同样这还加剧的叶根附面层的分离，并且最终移动到吸力侧。吸力侧附面层的分离在80%弦长左右能观察到。静子上的这些附面层分离和在此区域的二次流的发展将会导致整级的压比和效率

23、明显下降。2.8.5静子中部图 15 静子中部马赫数分布云图图15显示了在静子中部马赫数分布的云图。激波的位置和整体流动特性与准三维计算结果相符。在通道激波的下游能看到吸气槽的影响。在吸力侧和压力侧都看不到附面层的分离。2.8.6静子叶尖图 16 静子叶尖马赫数分布云图图16显示了静子叶尖马赫数分布云图。通道激波的位置位于叶尖的更上游位置，导致了比准三维计算更大的进气角。气流分离在吸力面或者压力面都观察不到。在激波下游能看到吸气槽的影响。三维流动和图10中呈现的准三维计算有着良好的一致性。2.9转子和静子尾迹图 17 转子尾迹轴向速度分布云图图17显示了转子尾迹轴向速度分布云图。从云图中我们可

24、以知道在90%弦长之前叶片通道内的相对净流量。在转子顶部吸力面能观察到一个分离的区域。在转子叶根吸入侧角落也能观察到分离，虽然分离的剧烈程度没有顶部那么强烈。这些区域的分离流动在图13和11中呈现的叶根和叶顶间马赫数分布云图中看到。图 18 静子尾迹轴向速度分布云图图18中显示的是静子尾迹处的轴向速度分布云图。在静子吸力面能看到分离流动的区域从叶根延伸到了叶片中部。由于叶根存在相对比较大的压力梯度，所以分离是从叶根附近的强烈的通道激波处开始的并快速增加。图14中显示了沿周向叶根处的分离现象。2.10级速度线图 19 转子与级在设计转速时的转速图19显示了转子和级在设计转速时的转速。压比和等熵效

25、率是利用转子和级的入口和出口的平均质量分别得出来的。转子能达到的最高压比是3.72，超过了叶尖的峰值，转子最高效率是93.3%。而级的最高压比为3.43，最高效率为86.8%。2.11结论麻省理工的高速吸气级设计的初衷是实现一个在1500英尺/秒叶尖切向速度时压比达到3.5。它也使用附面层抽吸的方法实现了在给定最高切向速度的情况下持续增加压气机级的压比。除了端壁区域，尤其是在存在着附面层的转子和静子的叶片端壁，级的三维粘性分析与准三维设计意图有着良好的一致性，三维粘性计算预测的转子的压比和效率与准三维设计目的一致。而三维粘性计算得出的级的压比和效率由于附面层的过度分离和叶根处强烈的二次流使其低

26、于准三维计算得出的结果。在级的设计过程中一个重要的因素是叶片叶型设计方法，在这个方法中，任意的形状特征例如混合前缘，预压缩，发散尾缘都被利用起来了设计过程中吸气计算的整合也是在达到充分利用抽吸好处并尽量减少放气要求这个过程中的一个重要要求。参考文献Adamczyk, J.J., 1985, "Model Equation for Simulating Flows in Multistage Turbomachines," ASME Paper 85-GT-226.Celestina, M.L., 1999, "Segmented Domain Decomposition Multigrid for 3-D Turbomachinery Flows," Ph.D Thesis, University of Cincinnati, Cincinnati, OH.Kerrebrock, J.L., Reijnan, D.P., Ziminsky, W.S., Smilg, L.M., 1997, "Aspirated Compressors," ASME Paper 97-GT- 525.Kerrebrock, J.L., Drela, M., Merchant, A.A., Schuler, B.J., 199