宽速域来流对超声通流风扇叶型气动性能的影响

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28523

论文

本期目录 | 过刊浏览 | 高级检索

前一篇 | 后一篇

宽速域来流对超声通流风扇叶型气动性能的影响

孙士珺¹(), 李晓龙¹, 刘艳明¹, 王建华², 王松涛³

^1.北京理工大学宇航学院，北京　100081
^2.中国船舶工业系统工程研究院，北京　100094
^3.哈尔滨工业大学能源与动力工程学院，哈尔滨　150001

收稿日期:2023-02-02 修回日期:2023-02-07 接受日期:2023-03-01 出版日期:2023-11-15 发布日期:2023-03-10
通讯作者: 孙士珺 E-mail:sunshijun@bit.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(52006011);北京理工大学青年教师学术启动计划(XSQD-202201002)

Influence of wide-speed-range inflow on aerodynamic performance of supersonic through-flow fan cascade

Shijun SUN¹(), Xiaolong LI¹, Yanming LIU¹, Jianhua WANG², Songtao WANG³

^1.School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 　100081，China
^2.China State Shipbuilding Corporation Systems Engineering Research Institute，Beijing 　100094，China
^3.Scholl of Energy Science and Engineering，Harbin Institute of Technology，Harbin 　150001，China

Received:2023-02-02 Revised:2023-02-07 Accepted:2023-03-01 Online:2023-11-15 Published:2023-03-10
Contact: Shijun SUN E-mail:sunshijun@bit.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(52006011);Beijing Institute of Technology Research Fund Program for Young Scholars(XSQD-202201002)

摘要/Abstract

摘要：

掌握来流马赫数对超声通流风扇（STFF）叶型气动性能的影响对于保证STFF在宽速域下高效稳定运行具有重要意义。本文采用数值模拟方法，开展了宽广来流马赫数（Ma=0.10~2.36）对STFF叶型气动性能影响的研究，并着重讨论了大负攻角以及临界马赫数下叶栅流场结构的演变。研究发现：当来流从亚声速转变为跨声速时，叶栅通道内出现槽道激波，激波损失增加；同时槽道激波与相邻叶片吸力面附面层干扰诱发大尺度流动分离，黏性损失增加。Ma=0.6方案下流场结构随负攻角增加（-2º增至-4º）的演变与前述类似，不同点在于此时叶表并未发生大尺度流动分离。当来流从唯一攻角下的跨声速流态转变为0º攻角下的超声速流态，吸力侧前缘激波强度略微增大，同时前缘激波压力侧分支向叶栅通道上游移动，激波角增加，但波前马赫数降低，导致激波强度降低。在前述两激波的共同作用下，激波损失显著减小；前缘激波压力侧分支与相邻叶片吸力面附面层干扰强度减弱，黏性损失降低。当Ma=1.96、2.16且来流从负临界攻角增至负失速攻角，前缘激波吸力侧分支与相邻叶片压力面发生强烈干涉诱发了流动分离，黏性损失增加；分离区与主流构成的“虚拟压力面”使得前缘吸力侧激波由规则反射转变为马赫反射，前缘激波吸力侧分支在靠近压力面部分演变为马赫杆，激波损失增加。

关键词: 轴向超声通流风扇, 宽速域, 来流马赫数, 损失特性, 激波结构, 流动分离

Abstract:

It is of great significance to understand the influence of wide speed inflow on the aerodynamic performance of Supersonic Through-Flow Fan （STFF） cascades to ensure the efficient and stable operation of the STFF. In this paper， the influence of inlet Mach numbers ranging from 0.10 to 2.36 on the aerodynamic performance of the STFF cascade was studied by numerical simulation. The flow structure evolutions of the STFF cascade with large negative incidences and critical Mach numbers were emphatically discussed. The results are as follows. The change from subsonic to transonic incoming flow caused a passage shock in the flow passage and increased the shock loss. Simultaneously， the interaction between the shock and the boundary layer of the adjacent blade suction surface induced large-scale flow separation and thus increased the viscosity loss. The evolution of the flow field structure with increasing negative incidences from -2° to -4° at a Mach number of 0.6 is similar to the above process. The difference was that no flow separation occurred on the blade surface in the latter case. The change of incoming flow from transonic flow regime under the condition of “unique incidence” to supersonic flow regime under the condition of 0° incidence slightly enhanced the shock intensity of the suction side branch of the leading-edge shock. Meanwhile， the pressure side branch of the leading-edge shock moved upstream resulting in a shock angle increase， while the Mach number ahead of the shock decreased. These two factors led to an intensity reduction of the pressure side branch of the leading-edge shock. Therefore， under the influence on both the suction and the pressure side of the leading-edge shock， the shock loss was eventually reduced. The interference between the pressure side branch of the leading-edge shock and the boundary layer of the adjacent blade suction surface was weakened， reducing the viscosity loss. In the cases of Ma=1.96 and 2.16 with an incidence varying from the negative critical value to the negative stall value， the strong interference between the branch on the suction side of the leading-edge shock and the pressure surface of the adjacent blade induced a flow separation. Meanwhile， the “virtual pressure surface” was established by the separation and the core flows. As a result， the suction side branch of the leading-edge shock changed from regular reflection to Mach reflection， and the suction side branch of the leading-edge shock near the pressure surface evolved into a Mach stem， increasing the shock loss.

Key words: axial supersonic through-flow fan, wide speed range, Mach number, loss characteristics, shock structure, flow separation

中图分类号:

V231

孙士珺, 李晓龙, 刘艳明, 王建华, 王松涛. 宽速域来流对超声通流风扇叶型气动性能的影响[J]. 航空学报, 2023, 44(21): 528523-528523.

Shijun SUN, Xiaolong LI, Yanming LIU, Jianhua WANG, Songtao WANG. Influence of wide-speed-range inflow on aerodynamic performance of supersonic through-flow fan cascade[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(21): 528523-528523.

图/表 18

图1

表 1

图2

图3

图4

图5

表 2

来流方案设计及对应进出口边界条件设置

来流马赫数

进口边界条件

出口边界条件

亚声速

（ $M a < 0.65$ ）

总温、总压与进口气流角

亚声速

跨声速

（ $0.65 ≤ M a < 1.58$ ）

总温、总压与进口气流速度分量

亚/超声速

超声速

（ $M a ≥ 1.58, M a z ≥ 1$ ）

总温、总压与进口气流角

超声速

表 2

图6

图7

表 3

图8

图9

图10

表 4

表 5

图11

图12

图13

参考文献 23

1	ANTONIO F. Problems related to matching turbojet engine requirements to inlet performances as function of flight Mach number and angle of attack［J］. Air Intake Problems in Supersonic Propulsion， 1956（27）： 48-62.
2	黄仲文，李小历. 超音通流风扇发动机应用于高马赫数运输机和战斗机的效益分析［J］. 燃气涡轮试验与研究， 1997， 10（3）： 46-55.
	HUANG Z W， LI X L. Benefit analysis of supersonic through-flow fan engine applied to high Mach number transport aircraft and fighters［J］. Gas Turbine Experiment and Research， 1997， 10（3）： 46-55 （in Chinese）.
3	FRANCISCUS L C. Supersonic through-flow fan engines for supersonic cruise aircraft［R］. Washington， D.C.： NASA， 1978.
4	FRANCISCUS L C. The supersonic through-flow turbofan for high Mach propulsion： AIAA-1987-2050［R］. Reston： AIAA， 1987.
5	TAVARES T. A supersonic fan equipped variable cycle engine for a Mach 2.7 supersonic transport［R］. Washington， D.C.： NASA， 1985.
6	SCHMIDT J， MOORE R， WOOD J， et al. Supersonic through-flow fan design： AIAA-1987-1746［R］. Reston： AIAA， 1987.
7	郝家齐，孙士珺，杨巨涛，等. 轴向超声速通流串列构型弦长比对气动性能影响的数值研究［J］. 推进技术， 2022， 43（6）： 79-87.
	HAO J Q， SUN S J， YANG J T， et al. Numerical study on effects of chord length ratio of axial supersonic through-flow tandem configuration on aerodynamic performance［J］. Journal of Propulsion Technology， 2022， 43（6）： 79-87 （in Chinese）.
8	SUN S J， ZHOU L， JI L C. Influence of solidity on aerodynamic performance of axial supersonic through-flow fan cascades［J］. Journal of Propulsion and Power， 2022， 38（4）： 559-572.
9	SUN S J， HAO J Q， YANG J T， et al. Impacts of tandem configurations on the aerodynamic performance of an axial supersonic through-flow fan cascade［J］. Journal of Turbomachinery， 2022， 144（4）： 041009.
10	张正秋，邹正平，王延荣，等. 叶轮机械颤振稳定性的工程预测方法［J］. 推进技术， 2010， 31（2）： 174-180.
	ZHANG Z Q， ZOU Z P， WANG Y R， et al. Flutter prediction method applied in turbomachinery design［J］. Journal of Propulsion Technology， 2010， 31（2）： 174-180 （in Chinese）.
11	CARSTENS V， SCHMITT S. Comparison of theoretical and experimental data for an oscillating transonic compressor cascade［R］. New York： ASME， 1999.
12	YAO Y， KRISHNAN L， SANDHAM N D， et al. The effect of Mach number on unstable disturbances in shock/boundary-layer interactions［J］. Physics of Fluids， 2007， 19（5）： 054104.
13	LAGHA M， KIM J， ELDREDGE J D， et al. A numerical study of compressible turbulent boundary layers［J］. Physics of Fluids， 2011， 23（1）： 015106.
14	PETR S， JAROMÍR P， DAVID F. Simulation of transonic flow through a mid-span turbine blade cascade for various Mach numbers［C］∥ 36th Meeting of Departments of Fluid Mechanics and Thermodynamics. Pilsen： AIP Conference Proceedings， 2007： 020042.
15	PRÖBSTING S， YANG Y， ZHANG H， et al. Effect of Mach number on the aeroacoustic feedback loop generating airfoil tonal noise［J］. Physics of Fluids， 2022， 34（9）： 094115.
16	张海鑫，余志利，陈华. 来流马赫数影响高负荷扇形扩压叶栅气动性能的研究［J］. 热能动力工程， 2020， 35（2）： 103-109， 116.
	ZHANG H X， YU Z L， CHEN H. Study on the influence of incoming Mach number on aerodynamic performance in a highly-loaded sectorial compressor cascade［J］. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power， 2020， 35（2）： 103-109， 116 （in Chinese）.
17	TWEEDT D L， SCHREIBER H A， STARKEN H. Experimental investigation of the performance of a supersonic compressor cascade［J］. Journal of Turbomachinery， 1988， 110（4）： 456-466.
18	DUAN W H， LIU J， QIAO W Y. The influence of Mach number on the boundary layer development of high-lift low pressure turbine in low Reynolds number［R］. New York： ASME， 2021.
19	齐伟呈，徐惊雷，范志鹏，等. 马赫数2~4连续可调风洞数值模拟及静态标定试验［J］. 航空学报， 2017， 38（1）： 120155.
	QI W C， XU J L， FAN Z P， et al. Numerical simulation and experimental calibration of continuously adjustable wind tunnel with Mach number 2 to 4［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2017， 38（1）： 120155 （in Chinese）.
20	CHESNAKAS C J， NG W F. Supersonic through-flow fan blade cascade studies［J］. Journal of Fluids Engineering， 2003， 125（5）： 796-805.
21	CASONI M， MAGRINI A， BENINI E. Supersonic compressor cascade shape optimization under multiple inlet Mach operating conditions［J］. Aerospace， 2019， 6（6）： 64.
22	桂幸民，滕金芳，刘宝杰，等. 航空压气机气动热力学理论与应用［M］. 上海：上海交通大学出版社， 2014.
	GUI X M， TENG J F， LIU B J， et al. Compressor aerothermodynamics and its applications in aircraft engines［M］. Shanghai： Shanghai Jiao Tong University Press， 2014 （in Chinese）.
23	DENTON J D. Loss mechanisms in turbomachines［J］. Journal of Turbomachinery， 1993， 115（4）： 621-656.

E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

关于我们

期刊社服务

专业学科

封面文章

友情链接

主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	取值
安装角/（º）	22.6
进口金属角/（º）	32.6
出口金属角/（º）	11
设计攻角/（º）	0
来流湍流度/%	1

来流马赫数	可用攻角范围/（º）	最小损失
1.76	14.30	0.086 5
1.96	20.50	0.092 1
2.16	22.25	0.100 5
2.36	22.50	0.113 3

来流马赫数	攻角变化范围/（°）	总压损失变化率Δω/%
1.96	-10~-12	41.0
2.16	-12~-14	35.6

来流马赫数	总压损失系数
0.64	0.062 8
0.65	0.275 6
1.57	0.273 8
1.58	0.087 5

[1]	王雪鹤, 柴春硕, 邢世龙, 樊枫, 黄水林. 共轴高速直升机反流区翼型设计及减阻机理[J]. 航空学报, 2024, 45(9): 529960-529960.
[2]	陈树生, 冯聪, 张兆康, 赵轲, 张新洋, 高正红. 基于全局/梯度优化方法的宽速域乘波-机翼布局气动设计[J]. 航空学报, 2024, 45(6): 629596-629596.
[3]	纪鉴恒, 蔡尊, 王泰宇, 孙明波, 王振国. 宽速域超燃冲压发动机流动燃烧过程研究进展[J]. 航空学报, 2024, 45(3): 28696-028696.
[4]	马印锴, 李祝飞, 黄琪, 杨基明. 宽速域翼尖涡及其与斜激波相互作用[J]. 航空学报, 2023, 44(7): 38-50.
[5]	王浩祥, 肖尧, 张凯凯, 李广利, 常思源, 田中伟, 崔凯. 机体尾缘形状对高压捕获翼构型亚声速特性影响[J]. 航空学报, 2023, 44(6): 127215-127215.
[6]	陈树生, 张兆康, 李金平, 冯聪, 高正红. 一种宽速域乘波三角翼气动布局设计[J]. 航空学报, 2023, 44(23): 128441-128441.
[7]	田珊珊, 金亮, 杜兆波, 钟翔宇, 黄伟, 刘远洋. 基于鼓包的激波/边界层干扰控制研究进展[J]. 航空学报, 2023, 44(18): 28411-028411.
[8]	刘晓东, 刘朋欣, 李辰, 孙东, 袁先旭. 高焓激波/湍流边界层干扰直接数值模拟[J]. 航空学报, 2023, 44(13): 127832-127832.
[9]	胡守超, 庄宇, 李贤, 江涛. 高超声速气动热标模HyHERM-Ⅰ试验[J]. 航空学报, 2022, 43(S2): 233-248.
[10]	程剑锐, 施崇广, 瞿丽霞, 徐悦, 尤延铖, 朱呈祥. 二维弯曲激波/湍流边界层干扰流动理论建模[J]. 航空学报, 2022, 43(9): 125993-125993.
[11]	周岩, 罗振兵, 王林, 夏智勋, 高天翔, 谢玮, 邓雄, 彭文强, 程盼. 等离子体合成射流激励器及其流动控制技术研究进展[J]. 航空学报, 2022, 43(3): 25027-025027.
[12]	魏自言, 李杰, 张恒, 杨钊. 某层流验证机层流翼段气动改进设计[J]. 航空学报, 2022, 43(11): 526760-526760.
[13]	王猛, 李玉军, 赵荣奂, 衷洪杰. 基于在线加热涂层的宽速域转捩探测技术[J]. 航空学报, 2022, 43(11): 526820-526820.
[14]	范孝华, 唐志共, 王刚, 杨彦广. 激波/湍流边界层干扰低频非定常性研究评述[J]. 航空学报, 2022, 43(1): 625917-625917.
[15]	时晓天, 吕蒙, 赵渊, 陶善聪, 郝乐, 袁湘江. 激波/湍流边界层干扰的流动控制技术[J]. 航空学报, 2022, 43(1): 625929-625929.

宽速域来流对超声通流风扇叶型气动性能的影响

Influence of wide-speed-range inflow on aerodynamic performance of supersonic through-flow fan cascade

RichHTML

PDF (PC)

可视化

摘要/Abstract

引用本文

使用本文

图/表 18

参考文献 23

相关文章 15

编辑推荐

Metrics

本文评价