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本文通过实验研究端壁扫射喷嘴（SJAs）抑制压缩机级角分离的效果，重点考察不同攻角下的鲁棒性。结果显示，不稳定喷射有效抑制了通道涡和尾迹涡的形成，总压损失降低超12%，且无需额外运动部件。不同攻角下需调整喷射动量以应对横向压力梯度变化，验证了SJAs在变工况下的适用性。
杨鹏城|范腾波|徐一和|陈少文
哈尔滨工业大学能源科学与工程学院，中国黑龙江省哈尔滨市，150001
摘要
本文提出了一种新颖的主动流动控制方法，通过使用端壁扫描喷射器（SJA）来减轻压缩机级联中的角分离现象，重点研究了该方法在不同入射角下的鲁棒性。这些流体振荡器能够在不使用运动部件的情况下产生非稳态射流，增强端壁边界层中的动量，从而抑制低动量流体的迁移。实验在马赫数为0.23的低速风洞中进行，研究了三种入射角（-5.3°、0°和+3.1°），使用了五孔探针和油流可视化技术。SJA安装在端壁上，几乎垂直于边界层的横向迁移方向。结果表明，非稳态端壁扫描射流通过增强端壁边界层中的动量，有效抑制了通道涡旋（PV）的发展，减少了吸力面上的低动量流体积聚，并减弱了角涡旋（CV）和尾缘脱落涡旋（TSV）。重要的是，扫描射流的固有不稳定性避免了新的高损失流动结构的产生。在所有条件下，包括喷射能量损耗在内的总压力损失减少了12%以上。较高的入射角需要更强的射流动量，因为横向压力梯度更大。本研究突显了SJA在管理角分离方面的有效性，并为工程应用提供了指导。
引言
随着对更高航空发动机性能极限的不断追求，压缩机组件面临着越来越大的空气动力载荷和效率要求。在这种情况下，作为压缩机内部典型流动特征的角分离现象在载荷增加时往往会加剧，导致显著的空气动力损失和流动稳定性下降[1]。因此，它已成为阻碍发动机性能进一步提升的主要瓶颈。流动控制技术为缓解这些效应和提高整体发动机效率提供了可行的途径。根据能量输入的存在，流动控制技术可以分为被动控制（如被动涡旋发生器[2]、挡板[3]和端壁轮廓控制[4]）和主动控制（包括吸力控制[5]、吹气控制[6]和等离子体驱动[7]）。主动流动控制（AFC）技术通常能提供更强的抑制效果，并具有在不同操作条件下进行调节的潜力，从而具备更好的适应性。在AFC领域，许多研究表明，与非稳态激励相比，稳态激励在抑制角分离方面效果较差[8][9][10]。然而，传统非稳态执行器的实际应用往往受到固有可靠性限制的阻碍。例如，电磁阀包含容易磨损和疲劳的机械运动部件，而等离子体执行器则需要复杂且笨重的高压电源系统。这些限制使得研究重点转向开发能够在苛刻操作环境下使用的鲁棒、高效且高度可靠的非稳态分离控制技术。
最近，流体振荡器（FO）因其无需任何运动部件即可产生非稳态激励而成为研究的热点[11][12][13]。这一独特特性确保了高操作可靠性和最小维护需求，使其能够在不同的工作流体和高温环境中应用[14]。此外，FO提供了多样的动量注入模式和广泛的激励频率范围，为提升流动控制性能提供了巨大潜力。根据混合室和出口设计的不同，这些执行器通常会产生脉冲射流或空间扫描射流。振荡机制主要由科安达效应和反馈回路驱动：当高速射流接触到腔室壁时，会建立压力差并通过反馈通道重新导向，从而触发切换到另一侧[12]。产生的切换频率主要受执行器内部几何形状、尺寸和入口流速的影响。
尽管FO的内部振荡基于相同的流体原理，但产生的脉冲射流或扫描射流采用不同的机制来调节外部流场。FO产生的脉冲吹气与非电磁阀引起的典型脉冲射流具有相似的非稳态激励类型。Culley等人[16]使用这种FO成功控制了压缩机定子叶片上的分离现象，仅使用1%的压缩机通量就使总压力损失减少了25%。Staat等人[17,18]和Steinberg等人[19]将这种执行器应用于端壁表面，旨在周期性边界条件下管理压缩机定子级联中的角分离现象。他们的结果显示静压增加了6%，总压力损失减少了4%。Bons和Lin等人[20][21][22]对稳态和脉冲吹气进行了全面研究，深入探讨了注入流与主流之间的相互作用机制。
然而，本研究的重点是空间扫描射流，它在最近的研究中显示出独特的激励特性和显著的流动控制潜力。Woszidlo和Ostermann等人[14,23,24]比较了空间扫描射流和稳态射流在横向流和静止环境中的基本特性。他们发现，空间扫描射流的速度衰减速度比稳态射流快得多，导致其在壁法向的穿透力较弱，但横向影响较大。这使得射流能够在靠近壁面的同时影响更大的下游区域，可能增强流动控制效果。研究人员已成功将空间扫描射流应用于各种流动控制和热传递应用，取得了有希望的结果。Phillips等人[25]将扫描射流应用于NACA 0021翼型，以防止或延迟失速。他们的结果表明，扫描射流有效防止了流动分离，从而增加了升力并减少了阻力。Lin等人[26]使用扫描射流AFC（主动流动控制）来提高垂直尾翼的空气动力效率，测试了一个配备扫描射流的全尺寸波音757垂直尾翼模型，在测试条件下侧力增加了20%以上。Koklu等人[27]的参数实验研究了扫描射流执行器（SJA）在逆压梯度坡面上控制流动分离的有效性。他们的研究表明，SJA在分离控制方面的性能优于微涡旋发生器，并且当执行器放置在更靠近流动分离位置时效果更好。Spens等人[28,29]将SJA应用于上仰NACA0018翼型的前缘。通过沿主流方向弯曲执行器并将其放置在靠近前缘的位置，他们证明SJA提供了与涡旋发生器相似的升力效益，同时显著减少了阻力。此外，SJA的多功能性已在多种空气动力配置中得到验证。例如，Chen等人[30,31]的最新研究表明，SJA可以显著抑制3D流动分离，并减少斜底圆柱体上的空气动力阻力，这些圆柱体是地面车辆空气动力学的典型模型。这些发现强调了扫描射流在管理复杂非稳态分离流动方面的鲁棒性。在热传递领域，Hossain等人[32,33]利用SJA增强了涡轮喷嘴导叶的热传递。他们观察到，非稳态扫描射流由于较低的射流动量，使冷却剂更靠近壁面，从而增强了边界层中的动量交换，提高了热传递效率。这些研究突显了空间扫描射流在增强壁面附近低能量流体动量方面的卓越能力，证明了它们在各种空气动力和热传递应用中的优异特性。
受到SJA激发边界层能力的启发，开发了一种基于端壁扫描射流的非稳态主动流动控制方法来减轻压缩机组件中的角分离现象。在作者之前的工作中[34]，系统地比较了传统稳态孔吹气与SJA产生的非稳态端壁扫描射流的有效性，证明了非稳态扫描射流的优越控制性能。然而，这些研究仅限于设计入射条件。在非设计操作条件下，入射角的变化会导致叶片通道内的横向压力梯度发生显著变化。端壁扫描射流是否能在这些条件下保持有效的角分离抑制效果，以及如何调整最佳控制参数，仍然是未解决的问题。因此，本研究通过实验评估了端壁扫描射流在不同入射角下的性能，并分析了不同操作条件下的相应控制机制。此外，还确定了各种入射角下的最佳射流质量流量，为设计高效的基于扫描射流的主动流动控制策略提供了实际指导，并促进了其未来的工程应用。
测试设施和测量技术
实验数据使用由75千瓦离心风扇驱动的低速风洞收集。图1提供了测试截面的示意图和照片，有关风洞设置的更多细节见参考文献[34,35]。测试截面包含七个排列在旋转盘上的叶片，可以连续调整入口角度，最大可达60°。在测试截面前方，安装了皮托管和温度传感器。
结果与讨论
本节探讨了在不同入射角下未受控制的级联的流动损失特性。评估了在设计条件（0°入射角）和非设计条件（-5.3°和+3.1°入射角）下使用非稳态空间扫描射流控制端壁角分离的效果。
结论
进行了实验研究，以评估在设计和非设计入射条件（-5.3°、0°和+3.1°）下，端壁空间扫描射流在压缩机级联中控制角分离的效果。
未引用参考文献
[15]
CRediT作者贡献声明
杨鹏城：撰写——原始草案、方法论、调查、数据管理。范腾波：撰写——审阅与编辑、可视化、软件、数据管理。徐一和：调查、数据管理。陈少文：资金获取、概念构思。
