[科普中国]-叶栅尾迹损失

简介

在亚声速气流中，涡轮叶片的尾迹损失与附而层损失相比通常很小，因此在薄尾缘中经常被忽略。然而，随着出口马赫数增加到声速，损失系数急剧增大。随着损失的增大，在叶片尾迹将形成复杂的激波型式。在跨声速范围内，损失通常是随马赫数的增大而增加。

跨声速涡轮尾迹损失是叶栅损失的主要部分，大约占总损失的三分之一。跨声速尾迹气流十分复杂，必须了解其基本的气流流动模型。目前，计算损失的方法大多根据经验公式，但这个方法限制了计算损失的准确性。国外的一些研究表明:基压和损失、基压和反压都存在着一定的关系。早在上世纪八十年代初，Sieverding就开展了跨声速叶栅基压问题的研究。随后Xu和Denton先后对基压问题进行了比较详细的研究，侧重于从理论上推导了叶片尾缘的激波型式和尾迹损失产生的机理，在理论分析中大多数是以简化的圆形尾缘和三角形尾缘为基础。而在真实的涡轮叶片中尾缘的型式是不同的。

Deich等在跨声速范围内系统地研究了尾缘厚度和形状对损失的影响，然而他们没有提供详细的试验数据，以致他们所给出的研究结果几乎对了解损失的机理没有帮助，但他们能将尾缘损失修正为尾缘厚度的线性关系。Prust和Helon在亚声速完成了不同尾缘形状和厚度的叶栅试验，得出了损失与阻力系数成正比、并与基压成函数关系的结论。

姜正礼利用超、跨声速平而叶栅风洞在近二十年中所做的叶栅试验数据，进行分类整理，以寻找出基压对反压和基压对损失的简便经验公式，为叶型设计的气动计算提供叶栅损失系数和叶片表而马赫数分布的预估。

基压的基本原理基压通常认为是在叶片尾缘中压力不变的区域内测量的压力，如图所示。然而，由于叶片尾缘厚度的限制，通常仅能在尾缘开一个静压孔测取。在某些试验叶片中，所测基压并不一定代表其真实值，需用大量的叶栅试验数据来分析、整理、归纳出基压与其它叶栅参数的关系。

近年来，叶轮机计算流体力学(CFD)、特别是三维CFD技术有了较大进展。但对于计算既有亚声速区又有超声速区的一种混合流场的超声速叶栅绕流来说，还存在着一定的误差。为了能更好地预估叶栅损失和叶片表而马赫数分布，有必要弄清栅后影响尾缘损失的机理。

叶栅试验件在过去的叶栅试验中由于有的叶片尾缘较薄无法在试验中测得它们的基压，从已经试验的叶栅试验件中筛选出几套叶栅其叶型见图。

这些叶栅的气流进气角、转折角以及进出口马赫数都各不相同。但就槽道型式而论，它们可以分为两大类，即一类是纯收缩型，另一类是收缩一扩张型。它们的喉部位置不同，但流动特点相似，都是进口亚声速气流在叶栅槽道前段加速至喉部后达声速接着在槽道后部的扩张段和斜切口部分继续超声速膨胀。因此总的流场是亚声速和超声速的混合流场，其流态以声速线为分界，在超声速流态区有各种激波、膨胀波产生。它们与叶片表而附而层、尾迹均会发生干扰，使槽道内形成复杂的波系，会对叶栅的气动性能带来很大的影响。

叶栅损失预估气流流经叶栅槽道后的损失主要由三部分组成，即叶型损失、尾迹损失和激波损失。当叶栅在亚声速区工作时，损失仅来自前两项。而超临界工况后，叶片后缘产生了激波，增加了激波损失。另外，激波与附面层和尾迹发生干扰，使得原叶型损失和尾迹损失发生变化。因此跨声速叶栅总的损失取决于激波的强度、位置以及它们与附而层和尾迹相互干扰的程度，取决于变化后的上述三项损失的总和。

在叶栅试验中，探针在栅后所测得的叶栅损失包含了叶型损失、尾迹损失和激波损失实际上就是叶栅的总损失。由于跨声速流场中气流流动的复杂性在现有的流场计算中很难准确预估其损失。

通过对大量基压数据进行分析发现，基压对叶栅损失有着十分重要的影响。若叶片后缘的基压低于反压(叶栅出口静压)，就意味着气流在叶片尾缘产生了强激波，或叶片尾缘后的涡旋增强，气流在叶片表而出现局部分离，叶栅损失增大。1