航空发动机是飞机的“心脏”，提高航空发动机的推质比始终是研究人员的研究重点［1］。当前现有技术主要通过提高单级增压比、减少压气机级数的方式来降低发动机的质量，实现推质比的提高。然而，此类技术造成单级负荷和叶片弯度增大，从而进一步加剧了原本存在于压气机的角区分离现象。压气机作为航空发动机的三大核心部件之一，其性能和稳定性对整机的工作和运行具有极为重要的意义［2］，因此解决角区分离现象已成为关键问题。
当前，解决角区分离问题的主要方式可大致分为两类：一是主动流动控制技术，常见的方式有附面层抽吸［3］、等离子体激励［4］和端壁射流［5］等，其工作原理在于借助具备特定功能的设备，将堆积在角区的气体吸入或吹除，但是面临着主动技术设备安装和维护工程量大的问题；二是被动流动控制技术，常见的方式包括涡流发生器［6］、端壁翼刀［7］、非轴对称端壁［8］、弯掠叶片技术［9］等，这些方式的实现均需要对叶型进行二次设计，且具有较高的复杂性和不确定性。由此可见，尽管上述两类方式在理论层面能够解决问题，但是也存在不可忽视的工程难题。
针对压气机叶栅角区分离现象，国内外研究人员开展了大量研究。Kinoue等［10］研究了不同角度的错列角对叶栅性能的影响，发现了不同的错列角会使气体堆积位置发生变化。Wang等［11］证实了叶片开槽技术可以控制激波诱导的角区分离。Guo等［12］在高负荷吸力面构建了仿生叶肋，使得通道涡的强度和尺寸都有所减小，损失降低高达9.87%。崔伟伟等［13］提出了叶根倒角结构，抑制了尾缘附近的分离现象。李晓东等［14］通过在端壁开设凹槽，使得总压损失系数最大降低8.08%。王博等［15］设计了L型凹槽结构并进行了尺寸的确定，获得了更加理想的控制效果。孙叔贤等［16］基于自主设计的压气机叶栅，设计了叶身/端壁融合、涡流发生器及两者复合调控共3种被动控制方案，在低速叶栅风洞中完成了不同攻角与流速下速度场的详细测量，得到了控制角区分离的最佳改型方案。
综上所述，对压气机叶栅进行合理的改型能够有效地降低总压损失系数，抑制角区分离现象的发生，这对于提高压气机的性能具有极为重要的意义。因此，本文提出了一种连通压力面和吸力面的自主引气射流结构，通过数值模拟方法研究引入该结构的总压损失系数和流场结构的变化，探究能够有效抑制角区分离、显著提升发动机工作性能的最佳结构位置和最佳结构高度比。
1 研究对象和数值方法
1.1 研究对象
1.2 自主引气射流结构开设方案
1.3 网格划分及无关性验证
使用ICEM对原型叶栅和射流结构实施网格划分，整个计算域为结构化网络，并且为了保证计算的精确性，在叶片附近利用O型网络进行加密。为保证叶栅叶表附近的y+约等于1，对端壁及叶表附近进行网格加密处理，如图4所示。利用剪切应力传输（shear stress transport，SST）湍流模型对雷诺平均Navier-Strokes方程进行封闭。将计算域两侧交界面设置为周期性边界，进口为压力入口，设置来流总温为320 K，参考实际工况将进口总压设置为沿叶高分布，如图5所示。出口设置为压力出口，给定静压和温度分别为101.325 kPa和288 K；定义叶栅尾缘后0.6c处为出口截面。由于上表面属于对称边界，因此仅对半叶高进行计算以减小计算量，其他面均为光滑、绝热、无滑移壁面。
使用式（1） 计算不同网格数量下的总压损失系数Cpt，以进行网格无关性验证。
式中： 为叶栅进口面质量流量平均总压； 为流场内任意一点总压； 为进口面质量流量平均静压。
通过图6的网格无关性验证结果可以看出，当网格数小于102万时，结果存在较大的误差；当网格数大于102万时，可以使总体的误差控制在5%以内。因此，为了提高计算效率，最终选择的网格划分数量为102万。
1.4 数值方法验证
2 结果分析
2.1 不同位置方案对压气机叶栅性能影响
2.2 不同高度比方案对压气机叶栅性能的影响
使用式（2） 计算不同方案的高度比。
式中：h 1为自主引气射流结构在压力面的高度；h 2为自主引起射流结构在吸力面的高度。
2.3 自主引气射流结构对流场结构影响
为探究自主引气射流结构的作用机理，更好地对比开设结构前后叶栅的流场结构，利用Q准则等于9.06×106s-2的等值面来呈现通道内的旋涡结构，并借助轴向涡量对等值面进行渲染，对原型叶栅和最佳方案的涡量图进行对比，如图18所示。由图18可知，原型叶栅存在壁面涡（wall vortex，WV）。因横向压力差的影响，相邻叶片压力面前缘附近气流向吸力面流动，从而形成通道涡（passage vortex，PV），且在后方产生显著的三角形回流区。在压气机叶栅通道内逆压梯度的作用下，流体向后流动受到阻碍，通道涡随之向后发展，于叶片尾缘附近形成旋向相反的通道涡和集中脱落涡（concentrated shedding vortex，CSV）。自主引气射流结构从压力面侧引入高能流体，吹除聚集在角区的低能流体，显著降低吸力面上壁面涡的强度与范围，进而有效地减少通道内气体的流动损失。
3 结论
本文基于高负荷压气机叶栅NACA65-K48模型，在叶片设置连通压力面和吸力面的自主引气射流结构，研究了自主引气射流结构开设位置和高度比对叶栅气动性能的影响，并进行了流场结构的分析，得出如下结论：
1）随着自主引气射流结构开设位置由前缘向尾缘移动，其对角区分离的抑制能力呈下降趋势，开设在20%弦长前缘范围，具有最佳的控制效果。
2）随着自主引气射流结构高度比的增加，其对角区分离的抑制能力呈先增加后减少的趋势。当高度比低于3∶5时，吸力面出口流速较小，导致堆积在角区的气体不能被充分吹除；当高度比大于3∶5时，气体泄漏量过大，反而不利于压气机的工作；当高度比为3∶5时，作用效果最佳，使总压损失系数降低10.5%。
3）恰当参数的自主引气射流结构通过引入高能流体，使堆积在角区的气体量明显减小，总压损失系数显著降低，能够得到更理想的出口气流角，抑制角区分离涡沿叶高和节距方向发展，减小马蹄涡的回流范围，进而改善叶栅通道，提升压气机的工作性能。