阅读说明：本技术 一种基于锯齿尾缘叶片的多级轴流压气机扩稳结构 (Multistage axial compressor expands steady structure based on sawtooth trailing edge blade ) 是由 李传鹏 王蕴源 胡骏 王志强 王英锋 屠宝锋 阮立群 于 2019-11-22 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种基于锯齿尾缘叶片的多级轴流压气机扩稳结构,在多级轴流压气机的叶片上设置锯齿尾缘,形成锯齿尾缘叶片,布置在多级轴流压气机的一个或多个叶排上；所述锯齿尾缘叶片的齿高H为8～16％叶片弦长,齿顶角θ为20～60°,锯齿个数1-20个；所述锯齿尾缘叶片在叶尖或叶根附近设置锯齿结构；锯齿尾缘叶片在叶排周向对称设置,或者全叶排都设置为锯齿尾缘叶片。本发明利用锯齿构型及叶片两侧压差,产生流向涡,流向涡将主流卷吸进来,并与尾迹剪切层发生相互作用,破碎掉尾迹中大尺度涡结构、改善叶片尾迹形态以及与下游叶片相干流场特性,从而延缓压气机失速,拓宽压气机稳定裕度。本发明的锯齿尾缘叶片结构具有无另加设备、结构重量轻等优点。(The invention discloses a multistage axial flow compressor stability expanding structure based on a sawtooth tail edge blade.A sawtooth tail edge is arranged on a blade of a multistage axial flow compressor to form a sawtooth tail edge blade which is arranged on one or more blade rows of the multistage axial flow compressor; the tooth height H of the blade at the tail edge of the saw tooth is 8-16% of the blade chord length, the tooth crest angle theta is 20-60 degrees, and the number of the saw teeth is 1-20; the blade with the sawtooth tail edge is provided with a sawtooth structure at the blade tip or near the blade root; the sawtooth tail edge blades are symmetrically arranged in the circumferential direction of the blade row, or all the blade rows are all arranged into the sawtooth tail edge blades. The invention utilizes the sawtooth configuration and the pressure difference at two sides of the blade to generate a flow direction vortex, the flow direction vortex sucks in main flow, and the main flow interacts with the wake shearing layer to break the large-scale vortex structure in the wake, improve the wake form of the blade and the coherent flow field characteristic of the downstream blade, thereby delaying the stalling of the compressor and widening the stability margin of the compressor. The blade structure with the sawtooth tail edge has the advantages of no additional equipment, light structure weight and the like.)

一种基于锯齿尾缘叶片的多级轴流压气机扩稳结构

技术领域

本发明属于航空动力学技术领域，具体涉及一种基于锯齿尾缘叶片的多级轴流压气机扩稳结构，是一种新型的航空轴流压气机扩稳措施。

背景技术

未来高推重比发动机要求风扇/压气机具有更高级压比，风扇/压气机的级负荷越高，对其稳定性要求也更加苛刻。稳定性是表征风扇/压气机抗干扰、抗畸变能力，与工作于稳定工作点的风扇/压气机对外来扰动的响应有关，稳定性高表明风扇/压气机能够克服扰动因素而保持稳定正常工作。当风扇/压气机可用稳定裕度预留得多，它们的稳定性当然就高。反过来，压气机稳定性高，鲁棒性强，则可减少预留的可用稳定裕度，使得压气机工作于更加临近稳定边界的高效率和高压比的运行区域而不会产生气动不稳定。因此，大幅度提升风扇/压气机稳定性，也就是解除了风扇/压气机进一步提高压比的制约条件，研制出更加高效、高负荷的风扇/压气机成为可能。

风扇/压气机的稳定性问题(喘振和旋转失速)几乎与轴流压气机同时产生，作为压气机可靠稳定工作的极限，已困扰工业界和学术界近半个世纪。经过几十年的研究，人们对轴流压气机内部流动失稳的动力学特征已有了比较明确的描述，揭示了压气机不稳定发作的基本条件，提出了描述压气机不稳定性的理论模型以及相应的稳定性判据，这些对于预示压气机不稳定现象的发作以及进一步抑制其危害等方面都取得了显著成效。科研工作者积极探索和发展各种压气机扩稳方法，机匣处理、叶尖喷气、吹/吸附面层、等离子体气动激励等流动控制技术成为了当前的研究热点，有效改善了风扇压气机抗干扰、抗畸变能力，推迟了气流失速，拓宽了压气机的稳定工作范围。

叶轮机械内部流动是固有非定常流动，其叶片每时每刻都经历着非定常的波动，叶片在转动的过程中，既感受着上一级导流叶片出口非均匀流动，又感受着下游静子周向不等的势流动，即便在压气机设计工况，叶片的来流攻角也是时刻变化着。影响来流攻角波动的因素很多，譬如上游叶片的通道涡、叶尖泄漏涡、端壁附面层、分离等流动结构均不同程度影响下游叶片来流攻角，尤其是由叶盘和叶背附面层流过叶片尾缘汇合而成的尾迹流，其流速、总压与主流区相差甚远，对下游叶片来流攻角而言，那是一个最显著的扰动源。

根据压气机失稳的临界攻角假设，当叶片排中某些叶片的来流攻角超出其临界攻角时出现大的分离流动，从而导致压气机旋转失速或喘振现象发生。上游尾迹扫过时，叶片感受的瞬态攻角完全有可能超出临界攻角而诱发压气机失速。本发明提出以锯齿尾缘叶片作为流动控制策略，通过改变上游叶片尾迹流动特性来提升风扇/压气机稳定性。

锯齿尾缘能够加强尾迹区低速流与主流间的掺混，缩短剪切层长度，降噪方面成效显著，在多个领域受到重视。早有学者在飞机外流领域提出过“减阻增升降噪”的锯齿机翼后缘，也有将锯齿后缘成功应用于民航飞机发动机排气系统的喷口上，加强发动机喷流与外流之间掺混，降低民机噪声。

英国布鲁内尔伦敦大学进行了锯齿尾缘平板吹气实验，研究了锯齿尾缘对平板湍流流动的影响，发现锯齿尾缘改变了平板湍流流动结构，从而降低了噪音频率。德国亚琛工业大学进行了锯齿尾缘翼型波现象的研究，发现锯齿尾缘会干扰尾迹涡的形成，增强了流动的三维结构，极大地降低了流场中的波幅。

我国学者这些年也开展了许多锯齿尾缘降噪的相关研究。其中，北航利用全消声环境的低速开口风洞开展锯齿翼型尾缘来控制翼型噪声研究发现，降噪效果与齿型有关，大齿降噪效果更好，特别是在低频部分。当大尺度的涡系撞击到锯齿上之后就会导致涡系的破裂，使大尺度涡系向小尺度发展，这样就使能量由低频向高频转移，降低了低频噪声。工程热物理所进行锯齿尾缘叶片气动特性的数值模拟研究发现，尾缘锯齿会使流动在尾缘处形成一列反向旋转的涡对，改变了尾涡结构，减弱了下游尾迹区的展向相关性，减小了噪声的远场辐射。西工大研究锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场基本特征时发现，锯齿加宽了尾迹区域、加快了大涡破碎，涡能量朝展向和垂直方向扩散，湍流脉动衰减率沿着流动方向变大。

尽管上述研究均是以降噪为目的，而且是针对单个翼型或者单排风机开展的工作。然而，对尾迹流场结构深入分析都表明，锯齿能够有效改变尾迹涡结构、分布及衰减速度。这为我们利用锯齿尾缘在多级压气机中尾迹主导的动-静干涉流场加以利用提供了可能和依据。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明以锯齿尾缘在消声降噪方面成效显著为支撑，提出以锯齿尾缘叶片作为流动控制策略进行压气机扩稳的构思。利用锯齿构型及叶片两侧压差，产生流向涡，流向涡将主流卷吸进来，并与尾迹剪切层发生相互作用，破碎掉尾迹中大尺度涡结构、改善叶片尾迹形态以及与下游叶片相干流场特性，从而延缓压气机失速，拓宽压气机稳定裕度。相对于已出现的机匣处理、叶尖喷气、吹/吸附面层等扩稳技术，锯齿尾缘叶片具有无另加设备、结构重量轻等优点。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

本发明提出一种基于锯齿尾缘叶片的多级轴流压气机扩稳结构。锯齿结构可以是三角形，梯形等，锯齿尾缘叶片的齿高H一般控制在8～16％叶片弦长，齿顶角θ大致为20～60°，锯齿个数1-20个；锯齿尾缘叶片可在叶尖附近5～50％叶高尾缘布置锯齿结构，或者叶根附近5～50％叶高尾缘布置锯齿结构，或者全叶高锯齿结构尾缘；锯齿尾缘叶片可以在叶排周向对称3～5个相位上布置1～5个锯齿尾缘叶片，或者全叶排(全环)都为锯齿尾缘叶片；这种锯齿尾缘叶片尽可能布置在失速首发级(失速首发叶片排)上游，可以布置在静子叶片排，也可以是转子叶片排；锯齿尾缘叶片可以布置在多级轴流压气机的一个叶片排上，也可以布置多个叶排上。

有益效果：本发明提供的锯齿尾缘叶片的多级轴流压气机扩稳技术如下优点：

1.锯齿尾缘叶片使得多级轴流压气机的稳定工作范围增加；

2.锯齿尾缘叶片具有无另加设备、结构重量轻等优点；

3.周向局部相位上部分叶高锯齿尾缘叶片对多级轴流压气机性能影响很小，压气机特性(流量、压力和效率)几乎不变。

附图说明

图1叶尖附近5～50％叶高尾缘布置锯齿结构的叶片。

图2周向对称3个相位上布置3个锯齿尾缘叶片的叶片排。

图3锯齿尾缘叶片布置在静子叶片排的多级轴流压气机。

图4锯齿尾缘叶片布置在转子叶片排的多级轴流压气机。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作更进一步的说明。

实施例

由于锯齿尾缘结构在弦长方向缺失了一小块，不可避免会削弱了该截面的加工增压能力。为了尽可能小的降低多级轴流压气机的性能，而拓宽压气机稳定工作范围，有必要在采用锯齿尾缘结构对多级轴流压气机进行扩稳处理之前，通过试验、数值计算、理论分析等技术手段获得该轴流压气机的失速特性。由多级轴流压气机失速特性确定锯齿尾缘叶片气动扩稳策略。

在获取了稳定裕度不足的多级轴流压气机失速首发级或者失速首发叶片排之后，确定失速首发级或者失速首发叶片排上游的叶片排采用锯齿尾缘叶片；(每台压气机稳定裕度是有具体数值要求的，不同型号发动机的稳定裕度不同，航空发动机大致为15％～25％，由发动机最终用户和发动机研制方协商的)。

根据多级轴流压气机失速首发级/首发叶片排的失速团的径向范围，确定锯齿尾缘叶片是部分叶高锯齿，还是全叶高锯齿：部分叶高失速则布置部分叶高锯齿，全叶高失速则布置全叶高锯齿。

部分叶高锯齿是叶尖位置还是叶根位置取决于失速团径向位置：叶片尾缘锯齿位置与失速团所在径向位置相对应，叶尖失速则在叶尖附近布置尾缘锯齿，叶根失速则在叶片根部附近布置尾缘锯齿，叶片尾缘锯齿径向范围小于或等于失速团的径向范围，如图1所示。

根据多级轴流压气机失速首发级/首发叶片排的失速团的周向范围和传播频率，确定锯齿尾缘叶片是全环，还是周向局部相位布置锯齿尾缘叶片组，以及对应的每组多少个叶片尾缘采用锯齿结构：

当失速团的周向范围大于90°，全环布置锯齿尾缘叶片；

当失速团的周向范围45～90°，周向对称布置两组锯齿尾缘叶片，每组锯齿尾缘叶片周向范围为40～45°；

当失速团的周向范围小于45°，周向对称布置3～5组锯齿尾缘叶片，每组锯齿尾缘叶片周向范围为20～30°。其中，周向对称布置的组数则根据失速团传播频率而定，传播频率越低，组数越多，如图2-4所示。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。