高负荷扩压叶栅非定常附面层抽吸控制方法与作用机制探索

Development of highly loaded compressors with large single-stage pressure ratio is definitely vital to new generation aero-engines aiming at higher thrust-to-weight ratio. But low energy fluid is quite sensitive to the negative pressure gradient and tends to form severe three-dimentional flow separation, which suppresses the improvement of single-stage pressure ratio. As one effective flow control method, boundary layer suction technology has been widely concerned and acknowledged, since it effectively suppresses flow separation, enlarges single-stage pressure ratio and enlarges thrust-to-weight ratio of aeroengine. However, highly loaded compressor cascades are extremely sensitive to the inlet flow condition. Thus fixed suction parameters could not meet the needs of different flow conditions. In order to improve the stablility of aspriated compressor cascade under dynamic inlet conditions, this project will employ wind tunnel experiments and numerical simulation to study compound suction cofiguration combining with feedback control method during the inlet aerodynamic parameters are changing. The suction flow rate under the charge of the feedback control loop would be adjust according to the variation of the inlet areodynamic parameters such as the inlet mach number and the incidence. The main task of this project is to make clear the design criterions of the aspriated compressor configuration and the feedback control loop, figure out the mechanic of unfixed boundary layer suction technology in highly loaded compressors under dynamic inlet condition for the popurse of realizing high single stage pressure ratio while maintaining satisfying flow coeffciency. Further more, the aerodynamic performance of the whole engine could be raise under all the operating conditions.This work could be a helpful reference to promote the practical application of boundary layer suction technology in the new generation of aeroengine with higher thrust-to-weight ratio.

提高压气机单级压比是实现航空发动机高推重比指标的重要手段，但低能流体在强逆压梯度作用下极易发生强烈的三维流动分离，限制了压气机单级压比的提高。附面层抽吸技术作为一种有效的流动控制手段，在稳态条件下改善高负荷压气机内部流场、增加级压比的潜力已经得到广泛认同。但高负荷压气机内部复杂流场结构对来流条件的变化非常敏感，固定的抽吸参数无法满足不同来流条件的需求。为提升吸附式压气机适应动态来流条件的能力，本项目拟结合实验和数值仿真方法，采用反馈控制方法在来流马赫数和冲角变化过程中对抽吸量进行即时调控。寻求动态来流条件下吸附式叶栅几何构型与反馈控制环节的一般设计准则，探明非定常附面层抽吸在动态来流条件下对高负荷扩压叶栅流场的控制规律和作用机制，从而使压气机在不同工作环境下实现较高压比并保持较高效率，进而提升发动机全工况性能。研究结果将为附面层抽吸技术在新一代高推重比航空发动机中的实际应用提供有益借鉴。

附面层抽吸技术是一种能够有效控制高负荷压气机流动分离的主动流动控制方法。本课题采取了实验研究、数值模拟与理论分析相结合的方法，分别对低速高负荷扩压叶栅、高速高负荷扩压叶栅和高速高负荷扇形叶栅附面层抽吸研究，对其控制效果和作用机理进行了详细深入的探讨。.课题组首先对某低速高负荷矩形扩压叶栅进行了探索性的附面层抽吸数值与实验研究，探究了不同抽吸位置和抽吸流量对叶栅气动性能的影响规律与作用机理，通过叶栅风洞实验，验证了端壁附面层抽吸在低速高负荷扩压叶栅中的作用效果，为后续高速高负荷扩压叶栅的附面层抽吸研究打下基础。.然后，对于高速高负荷扩压叶栅，按照原型流场试验测试-附面层抽吸设计与数值研究-附面层抽吸效果实验验证的研究思路，在端壁及吸力面不同位置设置抽吸槽与抽吸孔，施以不同的抽吸流量，总结抽吸结构的几何参数与流量参数抑制流动分离与降低流动损失的作用效果与内在机理。最后选取效果最好的抽吸方法进行实验验证，结果表明合理的抽吸方式可以有效地削弱叶栅内部分离，降低流动损失并提高通流能力和静压比，是一种非常有效的主动流动控制方法。.随后，为了模拟附面层抽吸技术在实际压气机中的作用效果，在扇形叶栅中开展了附面层抽吸研究，考虑了叶栅本身的径向离心力特性和上下端壁的非对称特点，有针对性地开展了扇形叶栅端壁和吸力面附面层抽吸的数值研究，通过不同位置、不同几何构型和不同流量的抽吸，寻找到效果最佳的附面层抽吸方法，并最终给出了高负荷高速扇形叶栅中应用附面层抽吸技术的指导原则。.最后，在对高速高负荷扩压叶栅附面层抽吸流动控制的研究过程中，课题组成员对一种基于仿生学非光滑表面的流动控制方法进行了初步探索，该控制方法在叶片表面开设微小的球面凹坑，利用凹坑表面对附面层分离的非定常激励效应，有效地削弱了附面层分离现象，获得了良好的减损效果，具有很高的研究潜力和应用前景。