1 引言

高负荷压气机是下一代航空发动机的关键技术之一，在高性能压气机的结构减重、降低能耗等方面有巨大优势^[1]。然而，高负荷设计在有优势的同时，也面临着压气机内更复杂二次流动、更小的稳定工作裕度等技术瓶颈，而流动控制技术则有望成为突破此瓶颈的关键技术^[2]。与此同时，随着精密加工、3D打印等技术的逐渐提高，各种微型结构的流动控制装置的工程应用将逐步成为现实。因此，研究人员发展了多种主动/被动流动控制技术，旨在解决稳定裕度与气动性能的矛盾，流动控制成为压气机领域的重要课题。

总结当前的压气机流动控制技术，从实施的技术措施来看主要可分为两种。一种是激励器，在需要实施流动控制的位置放置激励器，通过外部的能量输入来实现分离和堵塞的抑制，典型代表有等离子体气动激励^{[3, 4]}、喷气/射流^{[5, 6]}、附面层抽吸^{[7, 8]}等。另一种是几何造型，根据流动分离产生的物理机制，通过几何结构的设计或优化实现分离或堵塞的抑制，典型代表有机匣处理^{[9, 10]}、端壁造型^{[11, 12]}、涡流发生器^{[13, 14]}等。两种流动控制方法各具优点，激励器的优点是工作可控、效果显著，而几何造型不需要额外输入、实现简单。通常，不同形式的流动控制技术可以单独或联合使用。

本文研究了叶片开缝射流控制方法，采用几何造型法，通过合理设计的缝隙连接压力面和吸力面，利用两面的压力差引起向吸力面堵塞区的射流。这种方法简单易实现，且不需要外部的能量输入，具有开发的价值。在此之前，王如根和周敏等^[15~19]对开缝射流控制叶栅分离展开了一系列研究。设计了一种直线型射流缝^[15]，并参数化研究了槽道参数对射流效果的影响，如缝隙进/出口位置^[15]、宽度^[16]、射流角度^[17]等对分离控制效果的影响。为了提高缝隙入口压力，设计了一种两段式转折和入口段收敛的缝隙^[18]，缝隙入口段向压力面下游偏转提高了射流压差。将缝隙射流方法应用于压气机叶片^[19]，考察该方法的实用性等。为了进一步研究缝隙射流机理，Ramzi等^[20]总结了不同缝隙参数对叶栅性能影响的规律及其背后的作用机理，Hu^{[21, 22]}等研究了射流方法对叶栅通道内流场结构的影响，通过旋涡结构模型来阐释射流对尾缘和角区分离的作用机制。

在上述研究的基础上，本文设计了一种改进的弧线型射流缝隙，开展高负荷叶栅分离控制实验，研究缝隙射流对尾缘分离和角区堵塞的控制效果，考察在典型攻角下射流对叶栅性能参数和流场结构的影响。通过实验测量，为带缝隙射流的压气机叶片设计提供参考。

2 研究对象与实验方法 2.1 研究对象

研究的叶栅来源于某两级半高负荷风扇的第二级静子10%叶高截面，叶栅的设计参数见表 1。该叶栅作为典型的高负荷叶栅，气流转折角达62.81°，设计载荷较高。当进气攻角增大时叶栅角区分离迅速增长，适合用来考察开缝射流方法是否能够抑制大分离流、扩宽稳定工作范围。

2.2 射流缝设计

射流缝的几何参数设置根据之前的大量数值研究的规律^{[15, 17, 21]}，以及本文设计的实验条件下的叶栅分离位置确定。其中，缝隙的进/出口位置分别为0.4C和0.6C(C表示叶栅弦长)，缝隙的出气角为15°，转折角10°，入口收敛段的收敛角为10°，具体的参数及其含义见图 1。

图 1也给出了叶栅内射流缝隙的设计过程。第一步，以0°攻角为基准工况，根据实际分离区的位置确定缝隙进/出口的位置。第二步，根据之前数值研究^[17]获得的最佳出气角和转折角，确定缝隙的中心线。第三步，根据收敛角和缝隙宽度的需要，给出缝隙的几何位置。这是之前设计缝隙的方法和步骤，本文在此基础上增加了弧线连接的过程，通过光滑将原来由直线构成的缝隙转化为弧线型缝隙。

采用圆弧线连接是从两方面考虑：首先，采用弧线连接能够减少尖峰状的转折角，避免由此引起的额外流动损失，提高射流缝隙的工作效能。其次，多次实验件加工经验表明，采用光滑的弧线连接能够降低加工难度，因为采用线性连接时叶片前半部分在缝隙出口处形成了一个极小的尖峰，弧线连接能够增加此处叶片的厚度。

2.3 实验系统介绍

本文的实验在某低速平面叶栅实验台上完成。实验台由一台电驱动大功率压气机提供气源，能够完成0.3Ma以内各种速度的叶栅实验。实验台采用开式设计，试验段位于气源下游，尺寸为150mm×300mm。气流通过导气管道和稳压腔引入试验段，模拟叶片的工作条件。叶片通过栅板安装在转盘上，可通过旋转调整进气攻角，基本原理如图 2(a)所示。实验中采用7个叶片，保证了中间叶片流动的周期性。图 2(b)所示为实验过程中的实拍，其中栅板上安装了开缝的叶片。

由于叶栅的缝隙设计与进口气流速度相关，实验中固定进气速度为50m/s，实验测量的攻角范围为-3°~6°。叶栅试验段的进口湍流度为1%，总压为96.2kPa，总温为296.5K。根据叶片弦长和进气速度，雷诺数约为4.5×10⁵。

由于进口边界层显著地影响了叶栅通道的流场结构，尤其对端壁二次流和角区分离有决定性的影响。因此，进口边界层条件是流动控制方法的几何参数设计及其选择的重要参考，显著影响了端壁区流动控制效果。为此，实验前测量了试验段的进口附面层，如图 3所示。进口速度在16mm高度达到主流速度的99%。因此，试验段的进口附面层厚度约为叶栅高度的10%。

2.4 测量方案

实验中对进口和出口条件进行了分别的测量。进气条件采用一维测量，在稳压箱内布置了总压传感器，而在进口段距离叶栅前缘50mm处布置了两个静压传感器，其测量值来源于两个传感器的均值。图 4中展示了对叶栅通道内及出口的测量方案。这些位置的测量采用二维平面测量，由可移动的五孔探针完成。

五孔探针安装在由步进电机控制的三维坐标架上，通过逻辑控制器设定坐标系的位移来实现对二维平面的测量。实验前，对五孔探针进行了校准。在每个测量点，五孔探针进行20次测量后取均值。数据采集软件为在Fortran环境下自开发的程序。测量截面的位置如图 4。其中，截面Ⅲ位于叶栅尾缘下游1mm处，截面Ⅱ和截面Ⅰ依次沿Z轴位移20mm和40mm。截面Ⅳ位于截面Ⅲ沿Z轴移动30mm处。在测量近壁面处(端壁及叶片吸力面)，探针最近的距离为1mm。

实验中测量一半的叶栅高度。为确保叶栅流动的对称性，对中间叶栅通道的对称性进行了验证，结果如图 5所示。排除流场本身非定常波动引起的局部差异，叶栅通道对称面上的流场几乎一致，高损失区的位置和大小基本相同。因此，实验中采取一半叶高的测量是合理的。

实验测量区域的几何尺寸为45mm×75mm，测点密度为20×22。考虑到近壁面及分离区内的流场变化剧烈，对测点进行了局部的加密。在靠近端壁和吸力面处布置了更为密集的测点，而其他位置的测点则相对稀疏。几次重复实验表明，这种测点安排既能较为快速地测量整个区域的流场，又能保证测量精度。

3 实验结果与讨论

叶栅吸力面分离主要有两个来源：尾缘分离和端区分离。尾缘分离是由叶栅本身弧度引起的，即气流转折引起；端区分离是由叶栅端壁横向流引起的，源于压力面与吸力面之间的固有压力梯度。叶栅角区堵塞则是由尾缘分离和端区分离两种因素共同造成的。

3.1 叶栅分离与流场结构

图 6给出了4个典型进气攻角下，开槽前后叶栅出口分离区的对比。原型叶栅中，-3°和0°攻角下叶栅的分离区相对比较小，主流区的流动占主导地位。随着进气攻角的增大，分离区的面积迅速扩大，在出口截面中占据主导。这体现该高负荷叶栅对攻角的敏感特性，其稳定工作的攻角范围较小，不能满足宽失速裕度的要求。

采用缝隙射流之后，分离区得到较好的抑制。在-3°攻角下，在40~75mm叶高范围内，叶栅的尾缘分离有小幅度变宽，而在40mm以下位置低速区的面积减小。这是因为在40~75mm叶高范围内，负攻角下叶栅吸力面的尾缘分离几乎可以忽略，因而缝隙射流直接进入主流区。由于射流与主流之间的夹角，二者的冲击引起了额外的尾缘分离。而在40mm以下叶高，角区分离不仅由叶型的大弯角引起，而且端壁的横向流也导致角区堵塞增强，因此射流进入了速度低的分离区，起到提高低速区流体动能的作用，故在这段叶高范围内射流仍然能够抑制分离。

在0°到6°攻角范围内，缝隙射流使叶栅吸力面尾缘分离区的宽度减小、速度提高，角区内的气流也被加速，整体分离得到较好的抑制。到6°攻角，分离区的面积缩减不明显，但分离区内的气流被加速，射流的作用仍然十分显著。

在整个攻角范围内，有两个现象值得讨论。一是在主流区内(未受分离影响的区域)，开缝之后的流场速度明显低于原型叶栅。这反映射流作用提高了叶栅的等效出口面积，使叶栅出口与入口面积比提高，进而使气流在扩散的叶栅通道内进一步减速。二是在5~20mm的叶高范围内，尽管射流能够明显地加速气流，但其受分离影响的宽度并没有明显减小，其原因是受到通道涡的影响。

为了检验上述的解释，对截面Ⅳ内的流场结构进行了测量，结果如图 7所示。图中展示了在典型攻角0°与3°下的2D流线。在0°攻角下，尾迹的宽度相对较窄，在测量截面上主要有通道涡(P_V)、集中脱落涡(CS_V)和角涡(C_V)三个大尺度旋涡^[23]，其中通道涡的尺度最大。在原型叶栅中，通道涡、集中脱落涡与叶栅尾迹结合在一起，形成一个整体式大尺度分离区。尤其是在3°攻角下，这种整体式的分离更为明显，且尾缘分离区内存在两个集中脱落涡。

采用开缝射流后，三个旋涡的尺度都明显地减小。通道涡、集中脱落涡与叶栅尾迹被射流分开，尾迹回流区基本消失。集中脱落涡和角涡被抑制，成为尺度很小的旋涡，仅通道涡的尺度仍然较大。在3°攻角下，原型叶栅的流场更复杂，但开缝后这些复杂的二次流得到较好的抑制，其流动结构与0°攻角下开缝的流场基本一致。这表明开缝的方法能够提高叶栅对分离和复杂流动的抵抗能力。在20mm以下叶高，通道涡的尺度明显减小，但仍然影响整个通道宽度内的气流。

总结来说，开缝射流能够加速分离区内的气流，对叶栅尾缘分离和角区堵塞都有较好的抑制作用，减小了总的分离区面积；抑制通道内的二次流和旋涡结构，使出口流场更加均匀。然而，在极小或无分离条件下，射流对尾缘分离有较小的副作用，且对近壁面的通道涡控制力度不够。

图 8选取了0°和3°为典型状态描述了开缝前后叶栅通道内的三维流场。流场对比可见，缝隙射流能够十分显著地抑制了尾缘分离(黑色框内)，而对角区分离(红色框内)的作用也比较明显。开缝后，原来较高位置的分离区基本消失，而主要的分离被限制到了靠近端壁和角区的位置。

在0°攻角下，截面Ⅰ和截面Ⅱ上的尾缘分离完全消失，仅剩下角区位置的堵塞。而在截面Ⅰ的角区堵塞与叶栅吸力面之间出现了高速区，该区域内的气流速度与主流区的速度几乎一致。这表明，缝隙的射流速度达到了主流区的气流速度。这股高速射流进入分离区后，有效提高了低速气流，减少分离区的产生。在截面Ⅲ上，尾缘分离没有完全消失，在靠近吸力面的位置重新出现了较窄的分离区，但总体的分离区宽度减少且分离区内的气流速度得到了提高。

攻角增大到3°，叶栅尾缘分离的宽度在迅速增大，开缝射流后截面Ⅰ和截面Ⅱ上的尾缘分离也没有完全消失，部分尾缘分离的尾迹仍然存在，射流在尾迹和吸力面之间形成了一个高速区。在截面Ⅲ的30mm以上位置、原本尾缘分离的位置气流速度整体提高，达到了22m/s(60%主流速度)的速度以上，可见这些高度的叶栅尾缘分离区已经消失并且恢复流通能力。低速气流都汇聚在角区位置，整体位置相比原型叶栅更为靠近端壁。

因此，缝隙产生了高速射流，该射流速度基本上与主流速度相同。通过高速射流与分离区内低速气流的掺混，十分有效地提高了高负荷叶栅尾缘分离和部分角区堵塞区的气流速度。另外，射流将低速区集中到吸力面角区、靠近端壁的位置。

图 9所示为设计攻角下叶栅通道内的流动结构，图中展示了叶栅通道内最大尺度的旋涡—通道涡的发展过程。图中可以看出，通道涡的尺寸较大，对端壁区的流场具有显著的影响。由于通道涡的作用，端壁附面层由压力面向吸力面汇聚，并沿着吸力面向上发展，由此引起了角区的堵塞。因此，通道涡在角区堵塞的形成中起到关键作用。

在原型叶栅中，通道涡的尺寸较大，位置紧贴吸力面。在叶栅出口截面Ⅲ，通道涡已经与吸力面尾缘分离合在一起形成整体的混乱分离结构。在开缝叶栅中，缝隙的高速射流进入吸力面分离区，将通道涡推向了叶栅通道中间。由于通道涡是主流及其附面层在叶栅通道内偏转方向引起的，缝隙射流在端壁横向流和吸力面之间形成了高速隔离区(如图 8所示)，阻止了流体的偏转，由此通道涡的尺寸被减小，位置也远离了吸力面。在叶栅出口截面Ⅲ，通道涡与吸力面尾缘分离被隔离开。与此同时，射流作用还消除了尾缘分离的尾迹，表明叶栅尾缘分离被抑制。

总之，射流作用抑制叶栅吸力面尾缘分离，同时减小了通道涡的强度、阻止了角区堵塞区的发展。对尾缘分离的抑制主要通过缝隙的高速射流，直接作用于分离区的低能流团、提高其速度及动量。对角区堵塞的抑制通过削弱和偏转通道涡、阻止端壁横向流向角区的汇聚来实现。

3.2 叶栅气动性能

叶栅损失系数定义

$ \omega = \frac{{p_{{\text{in}}}^*-{p^*}}}{{p_{{\text{in}}}^*-{p_{{\text{in}}}}}} $

式中ω表示损失系数，p表示压力，上标“*”表示总参数，下标“in”表示进口位置。

如前所述，叶栅通道内的分离可分为两种来源，一种是以50%(75mm)叶高为代表的主要由二维叶栅的弯角引起的尾缘分离，另一种是以10%(15mm)叶高为代表的由端壁横向流等二次流引起的角区分离。在3°攻角下两种叶高位置的损失系数对比如图 10所示。

在50%叶高，开缝射流对尾缘分离的作用体现在两个方面：减小分离区宽度和降低分离区内的流动损失。原型叶栅的分离区宽度为0~20mm，而开缝后的分离区为0~15mm，减小了25%。原型叶栅的分离损失峰值约为1，而开缝后减小到0.5，降低了50%。总体上，开缝射流对叶栅尾缘分离的控制效果十分显著，平均降低65.6%。

在10%叶高，开缝射流方法能够降低叶栅角区分离的损失强度，但对损失宽度的控制效果不显著，可见开缝方式对角区分离的控制力度还不够，平均损失降低9.64%。主要原因是端壁区的复杂二次流及其旋涡降低了平行射流的效能。

图 11给出了开缝前后不同攻角下叶栅气动性能参数的统计结果。其中，图 11(a)为叶栅损失系数，在-3°攻角下相比较与原型叶栅，开缝后叶栅损失系数有12.3%的增加，这主要是由于在40mm以上位置的射流带来的分离区的增加。反过来讲，这也启示着射流缝的出口应该设置在分离点附近或置于分离区内，对于某些局部分离的控制，只需要设计局部叶高的缝隙(本文为全叶高)。

在0°到6°攻角下，开缝叶栅的平均损失系数依次下降了-7.0%，-32.1%和-32.3%。随着攻角的增大，损失系数降低的更多，表明在大的正攻角下具有更好的效果。开缝后，叶栅的损失系数曲线斜率较小，表明损失系数的增长速度较慢，叶栅对攻角的敏感性降低。另外，开缝叶栅的损失系数在6°攻角下低于原型叶栅在3°攻角下的损失系数。数值研究表明^{[21, 22]}，缝隙射流能够抑制尾缘分离回流，将分离气流重新吸附到叶栅吸力面上，从而使的叶栅的气流转折角提高。

图 11(b)展示了叶栅开缝前后不同攻角下的平均气流转折角。在0°攻角下，叶栅的气流转折角提升最大，提高了4.03°。在负攻角下，气流转折角提高最少，提高了0.59°，可见即使该攻角下射流作用引起了局部的损失加剧，但仍然使得局部分离的气流重新吸附到叶片吸力面，从而使气流转折角增大。随着进气攻角的增大，这种吸附作用逐渐减弱。总之，开缝叶栅在-3°~6°攻角下的平均气流转折角相对于原型叶栅提高了2.5°。

图 11(c)为不同攻角下叶栅静压升系数的平均结果。从图可见，在原型叶栅中，攻角增大使得叶栅性能急剧下降。随着攻角的增大，叶栅的静压升系数迅速降低，到6°攻角时几乎已经丧失了增压能力。可见，在实验条件下该叶栅的可用工作范围较小，流动控制十分必要。开缝后，叶栅的压力升特性有十分显著的提高，静压升系数在整个实验范围内都保持在较高的水平。在所有攻角下，平均静压升系数提高了72.4%。值得注意的是，在6°攻角下开缝叶栅的静压升系数都要高于原型叶栅在0°攻角下的值，这表明叶栅的性能并没有迅速衰退。从稳定工作的角度考虑，这表明开缝射流的方法显著降低了叶栅对攻角的敏感性。

观察损失系数、气流转折角和静压升系数(图 11)的统计结果，发现一个共同的规律：在正攻角范围内，开缝叶栅的攻角提高3°与原型叶栅对比，开缝叶栅的气动性能参数都高于原型叶栅。这表明，在实验条件下开缝叶栅的稳定工作攻角范围扩宽了至少+3°。

4 结论

本文发展了一种改进的缝隙射流控制高负荷叶栅分离的方案，实验研究了叶栅的分离控制效果，总结气动性能的改善，得到如下结论：

(1) 叶栅缝隙高速射流加速了吸力面低速区内的气流，减少分离区的宽度，从而抑制了叶栅尾缘分离；射流通过削弱和偏转通道涡、阻止端壁横向流向角区的汇聚，从而抑制了角区堵塞的发展，两方面的效果使叶栅出口气流更加均匀。

(2) 在0°，3°和6°攻角下，开缝叶栅的平均损失系数依次下降了-7.0%，-32.1%和-32.3%，而平均气流转折角提高了4.02°，3.59°和1.78°。在-3°攻角下，平均气流转折角提高了0.59°，但叶栅损失系数提高了12.3%。随着攻角增大，原型叶栅的静压升迅速降低而丧失增压能力，而开缝叶栅则保持在原型叶栅设计工况的增压水平之上，总得平均静压升系数提高了72.4%。

(3) 缝隙射流在分离条件下极大提高了叶栅气动性能，但在无分离条件下会引起额外的损失。综合叶栅的气动性能参数，开缝叶栅的稳定进气攻角范围至少扩宽了+3°。