在早期，研究人员主要结合具体的装备和事故开展相应的研究。后来发现，在现实中出现最多，而且对发动机稳定性影响最严重的是整体涡旋流，但人们对于对涡旋流也十分关注[4]，因此，便针对整体涡和对涡旋流开展了大量的研究。Sheoran等[5-6]探究了整体涡、对涡等旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响。Govardhan和Viswanath[7]探究了轴流风扇在不同旋流进气条件下的响应。Naseri等[8-9]开展了进气旋流畸变的模拟，并开展了旋流对压气机性能的影响。在整体涡和对涡的研究基础之上，开始针对S弯进气道产生的旋流问题展开研究，美国CLENN中心[10]以及国内徐诸霖等[11-12]基于体积力模型开展了S弯进气道与压气机的耦合计算研究。Pardo等[13]探究了Rotor67在进气旋流畸变作用下的气动响应；王加乐等[14]探究了S弯进气道出口旋流对跨声速压气机Stage67性能的影响；刘雷等[15]也探究了S弯进气道对风扇性能的影响。
本文基于课题组此前设计的旋流畸变网[16](以下简称旋流网)进行优化设计，获得了模拟精度更高的旋流网，并结合单级低速轴流压气机开展联合数值仿真研究，旨在探究S弯进气道出口旋流(以下简称S弯旋流)对压气机性能和稳定性的影响，为抑制旋流带来的不利影响，改善压气机性能奠定基础。
1 研究对象与计算方法 本文研究对象为旋流网与单级低速轴流压气机，图 1中展示了速度矢量场及旋流角云图，是美国国家航空航天局(NASA)设计的某型S弯进气道出口流场[16]，该型进气道进口为D形，出口为圆形。上部旋流角较小，在底部位置存在一对强度较大的涡，通过设计旋流畸变网来模拟此目标流场。压气机为等离子体重点实验室的单级低速轴流式压气机。
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| 图 1 目标旋流场[16] Fig. 1 Target swirl flow field[16] |
| 图选项 |
1.1 几何模型 图 2(a)[11]为课题组此前所设计的旋流网，在此基础上，进行了进一步的优化设计，微调整了叶片布局位置和叶片偏转角度，最终获得如图 2(b)所示的模拟精度更高的旋流网。
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| 图 2 旋流网 Fig. 2 Swirl network |
| 图选项 |
图 3为低速轴流压气机实验台结构示意图[17]，压气机采用等径设计，轮毂直径400 mm，机匣内壁直径600 mm，其几何参数和设计参数如表 1和表 2所示。
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| 图 3 压气机实验系统[17] Fig. 3 Compressor experiment system [17] |
| 图选项 |
表 1 低速轴流压气机几何参数 Table 1 Geometric parameters of low-speed axial flow compressor
| 参数 | 转子 | 静子 |
| 叶片数目 | 45 | 60 |
| 弦长/mm | 53.6 | 40 |
| 稠度 | 1.28 | 1.27 |
| 展弦比 | 1.87 | 2.5 |
| 叶顶间隙/mm | 1.2 | 1.2 |
表选项
表 2 低速轴流压气机设计点性能参数 Table 2 Designed point performance parameters of low-speed axial flow compressor
| 参数 | 数值 |
| 流量/(kg·s-1) | 6.5 |
| 转速/(r·min-1) | 3 000 |
| 压比 | 1.025 |
表选项
1.2 求解方法 如图 4所示，本文计算域分为2部分：一方面是因为计算域较大，网格数量巨大，在同一个计算域计算对计算机硬件要求较高；另一方面，不同的仿真软件有各自的专长，旋流网结构复杂且不规则，因此选用了ANSYS CFX进行求解，在叶轮机械的求解问题上，NUMECA IGG则具有更大的优势，因此选用NUMECA IGG对压气机进行求解。计算时，通过流量平衡连接两计算域。
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| 图 4 计算域 Fig. 4 Computational domain |
| 图选项 |
前置管道、旋流网、后置管道及整流罩部分采用ANSYS ICEM划分网格，因旋流网结构复杂，故网格类型为四面体非结构网格，采用ANSYS CFX进行计算求解；压气机部分采用NUMECA IGG划分网格，网格类型为全六面体结构网格，叶片通道采用O4H网格拓扑，其中H型网格用于模拟进出口等部位，O型拓扑结构模拟叶片边界，在叶顶间隙部位采用了"蝶形"网格，对近壁面网格进行加密，第1层网格厚度为0.01 mm，确保Y+值小于8。图 5为50%叶高截面的网格，计算求解采用NUMECA Fine turbo。
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| 图 5 50%叶高处网格 Fig. 5 Mesh at 50% span of compressor |
| 图选项 |
ANSYS CFX求解计算采用Navier-Stokes控制方程，SST湍流模型，残差目标设定为1×10-5，进口设定总压101 325 Pa，总温288.15 K，出口设定质量流量，通过监控残差曲线及进出口流量是否平衡来判断收敛情况。
NUMECA采用Navier-Stokes方程开展计算，计算求解使用S-A模型，叶片、轮毂、畸变网和机匣壁面均设置为绝热无滑移壁面边界条件，其中与转子连接的轮毂设为转动无滑移壁面，其余轮毂和机匣设为静止无滑移壁面。边界条件设置如下：进口通过Profile文件给定畸变流场，出口设定为质量流量。监控均方根残差、进出口流量平衡、压比和效率波动情况来判断计算结果是否收敛。
1.3 网格无依赖性验证 研究过程中，共划分了3套不同密度的网格，分别为粗网格、中网格和细网格，单通道网格数量如表 3所示，3套网格计算的设计转速下压气机压比和效率特性曲线如图 6所示。可知，网格数量达到60.3×104时，计算结果精确度满足要求，继续增加网格数量对计算结果的影响不大，故综合考虑求解精度和计算速度选取满足计算准确性的中网格进行计算求解。压气机全通道网格节点总数为3 236.9×104，全通道网格如图 7所示。
表 3 不同网格类型的网格数量 Table 3 Number of grids for different grid types
| 网格类型 | 单通道网格数量/104 |
| 粗网格 | 33.9 |
| 中网格 | 60.3 |
| 细网格 | 91.8 |
表选项
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| 图 6 不同网格计算的压气机特性对比 Fig. 6 Comparison of compressor characteristics calculated by different grids |
| 图选项 |
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| 图 7 全通道网格 Fig. 7 Whole-passage mesh |
| 图选项 |
2 结果分析 2.1 旋流场流场特性 如图 8所示，气动交界面(AIP)选取在旋流网出口截面向下游400 mm处，随着气流向下发展，受整流罩的影响，涡核位置发生变化，最终在压气机进口截面的流场如图 9所示，可见2个旋流严重的区域将作用在压气机叶根处。
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| 图 8 旋流网下游各截面旋流角云图 Fig. 8 Swirl angle contour on each section downstream of swirl network |
| 图选项 |
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| 图 9 压气机进口截面速度矢量场与旋流角云图 Fig. 9 Velocity vector field and swirl angle contour of compressor inlet section |
| 图选项 |
旋流角是评定旋流场最基本的指标[18]，其定义为
 | (1) |
式中：Uθ为周向速度分量；Ux为轴向速度分量。
在AIP设置5个测环，目标流场旋流网模拟的流场在5个测环上(见图 10(a))的旋流角如图 10(b)~(f)所示。在5个测环上的平均误差分别为1.13°、0.97°、1.09°、0.82°和1.33°，总体平均误差为1.068°，此前课题组设计的旋流网模拟误差为1.56°，模拟精度有了进一步提高。
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| 图 10 测环示意图及测环上旋流角分布 Fig. 10 Schematic of measuring ring and distribution of swirl angle on measuring ring |
| 图选项 |
2.2 压气机总体性能变化 图 11为均匀进气和旋流进气条件下压气机性能对比图，可见在S弯旋流的作用下，压气机增压能力降低幅度较小，但喘振流量增加，稳定工作范围减小，效率降低，在100%和80%换算转速，压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%、在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%，压比特性线和效率特性线均向下方移动。
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| 图 11 S弯旋流对压气机性能的影响 Fig. 11 Effect of S-shaped swirl on compressor performance |
| 图选项 |
2.3 叶片流场变化 本节选取设计转速、设计流量点在进气旋流畸变的工况点进行分析，旨在探究S弯旋流对不同叶高位置的影响。
为便于展示进气旋流畸变对叶片内气流的影响，如图 12所示，进口截面展示了旋流角云图，在5%、50%以及99%叶高位置展示了相对马赫数云图。由图 12(a)可知，当叶根位置的反向旋流区作用于压气机时，气流在5%叶高截面出现了明显的低速区(椭圆区域)，后经过同向旋流区后，相对马赫数随之增加。在50%叶高位置，进口截面无强度较大的旋流区，故该截面的流动相对稳定，未受较大扰动。在99%叶高处，与5%叶高截面类似，当反向旋流作用于压气机时，在2段虚线中间形成了低速流动区域，可见，对压气机性能和稳定性的主要影响区域，是叶根位置和叶顶位置的2对旋流区域。
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| 图 12 S弯进气道各叶高处相对马赫数云图 Fig. 12 Relative Mach number contour on each section with S-shaped inlet |
| 图选项 |
2.4 压气机失速机理分析 S弯旋流与标准对涡旋流相似，根据此前研究发现，对涡旋流可看作同向整体涡与反向整体涡旋流的叠加，S弯旋流也可看成对涡结构，但其涡核位置位于截面底部(见图 9)，因此，相较于标准对涡旋流，S弯旋流影响的周向范围相对较小，但旋流变化梯度较大。
在进气流量为4.8 kg/s时，均匀进气时压气机未失速，而在S弯旋流的作用下，压气机已进入失速状态，因此，本节选取流量为4.8 kg/s的S弯旋流进气工况进行分析，探究压气机失速的原因。
如图 13所示，观察到在叶尖区域存在一个反向旋流区，而且随着气流向下游流动，反向旋流区的位置有所变化，且因与压气机的耦合作用，旋流强度增加，反向旋流区范围扩大，到转子前缘时，反向旋流使得进气攻角增大，进而造成气流在叶背分离，造成叶片通道内气流堵塞，经过几个流道的发展，最终导致气流在叶片前缘溢出，溢出的气流沿周向迅速发展，最终导致压气机失稳。
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| 图 13 旋流发展趋势及叶顶区域流线 Fig. 13 Development trend of swirl and streamlines of blade tip area |
| 图选项 |
经2.3节分析，对压气机稳定性造成影响的还有叶根位置的一对旋流，如图 14所示，在5%叶高截面，当负向旋流区作用于压气机时，在红色椭圆区域形成了明显的低速区域，转子通道叶根区域堵塞逐渐严重，上一通道堵塞的气流将转子前缘的气流向上游方向"推出"，使其无法顺利流入下一通道中，如此形成恶性循环，这也是压气机失稳的一个原因。由此可知，反向旋流对压气机的稳定工作威胁性最大。
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| 图 14 失速点5%叶高截面相对马赫数云图 Fig. 14 Relative Mach number contour on span 5% near stall point |
| 图选项 |
由此前的研究可知[19-21]，若进气旋流全部为同向整体涡时，会导致转子进气攻角减小，使得叶片负荷变小，进而降低叶片的增压能力，但增强了气流在叶片通道的流通能力，因此会增强压气机的稳定性；反之若进气旋流全为反向整体涡时，会使得转子进气攻角变大，增大叶片负荷，压气机增压能力提高，但因通道内气流堵塞原因，稳定工作裕度会变小，压气机更易失稳。
在本文研究的S弯旋流中发现，S弯旋流使得压比有较小幅度的下降，也使得压气机提前失速，稳定工作裕度降低。这是因为压气机失稳是由最不利于其稳定工作的进气区域决定。
结合此前的研究分析可知，只有在反向整体涡或反向整体涡占主导地位时，进气旋流才会使得压气机增压能力增加，对于标准对涡旋流或S弯旋流而言，同向旋流和反向旋流的强度和范围大致相等，因此对压气机增压能力影响不大，但与均匀进气相比，仍有较小的负面影响。而受S弯旋流场中反向旋流的作用，压气机的稳定工作性能恶化，因此对涡类旋流对压气机只会产生不利影响。
3 结论 本文基于此前课题组设计的旋流畸变网进行了优化，并探究了S弯旋流对单级低速轴流式压气机性能与稳定性的影响，得到的结论如下：
1) S弯旋流对压气机压比影响较小，但对效率产生较大的消极影响。在100%和80%换算转速，压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%，在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%，压比特性线和效率特性线均向下方移动。
2) S弯旋流降低了压气机工作的稳定性，S弯旋流的2对高强度旋流区域共同导致了压气机失稳，其中反向旋流区域是造成压气机失稳的根本原因，反向旋流区会导致叶片攻角增大，使得气流在叶背分离，导致叶片通道内气流堵塞溢出，最终导致压气机失稳。
3) S弯旋流对压气机压比影响较小，这是因为S弯旋流场呈对称分布，在同向旋流区会降低叶片的增压能力，在反向旋流区会增加叶片的增压能力，同向旋流区域反向旋流区域的强度和面积大致相等，因此，对全通道压气机叶片的增压能力影响较小。
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