曹志鵬，蘭發(fā)祥，張旭，夏天

風(fēng)扇轉(zhuǎn)子箍環(huán)與機(jī)匣間容腔的全三維數(shù)值模擬

曹志鵬，蘭發(fā)祥，張旭，夏天

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

轉(zhuǎn)子箍環(huán)結(jié)構(gòu)能減小風(fēng)扇尖部振動(dòng)，但引入箍環(huán)結(jié)構(gòu)后形成的尖部泄漏流會(huì)影響高負(fù)荷風(fēng)扇的氣動(dòng)性能。首次利用全三維數(shù)值模擬方法，研究了轉(zhuǎn)子箍環(huán)結(jié)構(gòu)對(duì)風(fēng)扇性能的影響。模擬過程中，采用多塊網(wǎng)格技術(shù)，生成轉(zhuǎn)子箍環(huán)與機(jī)匣間容腔復(fù)雜幾何結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格。結(jié)果顯示：泄漏流對(duì)轉(zhuǎn)子尖部流動(dòng)及總性能參數(shù)影響很大；優(yōu)化的轉(zhuǎn)子機(jī)匣容腔結(jié)構(gòu)可有效減少泄漏流，改善轉(zhuǎn)子尖部流動(dòng)，提高總性能參數(shù)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；風(fēng)扇轉(zhuǎn)子；箍環(huán)；機(jī)匣容腔；泄漏流；三維數(shù)值模擬；IHPTET

1 引言

低展弦比、大前掠設(shè)計(jì)的風(fēng)扇存在根部強(qiáng)度不足及尖部振動(dòng)問題，采用轉(zhuǎn)子箍環(huán)結(jié)構(gòu)是解決這個(gè)問題的有效途徑。美國IHPTET計(jì)劃中，在有限壽命發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證機(jī)(JETEC)上驗(yàn)證了帶冠前掠葉片風(fēng)扇。威廉斯國際公司的XTL87前掠風(fēng)扇(圖1)采用碳纖維纏繞箍環(huán)結(jié)構(gòu)，即在葉盤葉冠處采用有機(jī)復(fù)合材料(OMC)纖維纏繞成箍環(huán)，使葉盤重量減輕很多。發(fā)動(dòng)機(jī)上的試驗(yàn)表明，風(fēng)扇在效率、穩(wěn)定裕度、進(jìn)口畸變狀態(tài)下的適應(yīng)性和非設(shè)計(jì)點(diǎn)工作方面改善明顯。

早在1994年，中國燃?xì)鉁u輪研究院周拜豪等[1]就提出了開展帶箍環(huán)兩級(jí)壓比4.3的高負(fù)荷風(fēng)扇技術(shù)研究。該風(fēng)扇的設(shè)計(jì)指標(biāo)十分先進(jìn)，超過了美國當(dāng)時(shí)預(yù)研風(fēng)扇的指標(biāo)，特別是帶碳纖維復(fù)合材料的整體葉盤研制在國內(nèi)尚屬首次，國際上這類新思想也處于剛起步狀態(tài)。周拜豪在國內(nèi)首次將全三維方法應(yīng)用到高負(fù)荷風(fēng)扇設(shè)計(jì)中，轉(zhuǎn)子采用寬弦、大前掠設(shè)計(jì)，葉型采用低損失葉型設(shè)計(jì)，大幅提高了風(fēng)扇性能；與西北工業(yè)大學(xué)合作，研制出國內(nèi)第一個(gè)帶箍環(huán)結(jié)構(gòu)的整體葉盤，取得了多項(xiàng)技術(shù)突破，為國內(nèi)整體葉盤技術(shù)發(fā)展奠定了基礎(chǔ)；與南京航空航天大學(xué)合作，研制出國內(nèi)第一個(gè)碳纖維復(fù)合材料箍環(huán)，為復(fù)合材料在風(fēng)扇設(shè)計(jì)中的應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。帶箍環(huán)兩級(jí)風(fēng)扇的試制，在氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度[2]、材料工藝及加工等諸多方面取得了多項(xiàng)突破，將國內(nèi)風(fēng)扇設(shè)計(jì)水平提升到一個(gè)新的高度。

圖1 IHPTET計(jì)劃帶箍環(huán)前掠風(fēng)扇示意圖Fig.1 Forward swept fan with tip ring

帶箍環(huán)兩級(jí)風(fēng)扇的設(shè)計(jì)在1996年完成，由于采用了多項(xiàng)新技術(shù)，試制難度大，很多材料及工藝技術(shù)在國內(nèi)都是首創(chuàng)，2002年才完成加工，同年進(jìn)行了試驗(yàn)研究。國際上，除美國外，這是第二個(gè)采用箍環(huán)技術(shù)的風(fēng)扇試驗(yàn)件。由于帶箍環(huán)轉(zhuǎn)子與常規(guī)轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)不同，試驗(yàn)研究中出現(xiàn)了兩個(gè)對(duì)高負(fù)荷風(fēng)扇性能和結(jié)構(gòu)不利的新問題。一是機(jī)匣的高溫升，由于轉(zhuǎn)子箍環(huán)與機(jī)匣間的間隙很小，且采用篦齒封嚴(yán)，在轉(zhuǎn)子葉尖500 m/s的切線速度下，摩擦生熱十分顯著，而碳纖維復(fù)合材料的許用溫度并不高。二是轉(zhuǎn)子尖部前緣存在間隙泄漏流，破壞了轉(zhuǎn)子尖部通道內(nèi)的流動(dòng)，改變了風(fēng)扇轉(zhuǎn)子整個(gè)通道內(nèi)的激波結(jié)構(gòu)和壓力分布，從而引起堵塞，降低質(zhì)量流量，風(fēng)扇的總性能隨之大幅下降。經(jīng)分析，在轉(zhuǎn)子箍環(huán)頂部設(shè)置封嚴(yán)篦齒，其封嚴(yán)效果并不理想，這是因?yàn)檗D(zhuǎn)子壓比很高，機(jī)匣容腔前后壓差較大，使得泄漏流較大；同時(shí)，由于摩擦產(chǎn)生的高溫，機(jī)匣壁面向外膨脹，而轉(zhuǎn)子尖部受碳纖維復(fù)合材料的約束，無法膨脹，使得機(jī)匣容腔間隙增大。在這兩方面因素影響下，間隙泄漏流難以控制，最終對(duì)性能產(chǎn)生較大影響。

低展弦比、大前掠等設(shè)計(jì)技術(shù)是高負(fù)荷風(fēng)扇重要的發(fā)展方向[3～6]。低展弦比可有效減小風(fēng)扇的迎風(fēng)面積及發(fā)動(dòng)機(jī)阻力；隨著風(fēng)扇轉(zhuǎn)速的不斷提高，轉(zhuǎn)子尖部的相對(duì)馬赫數(shù)不斷升高，而前掠技術(shù)可有效降低相對(duì)馬赫數(shù)，減小激波強(qiáng)度，從而降低風(fēng)扇葉尖的激波損失。箍環(huán)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的泄漏流對(duì)轉(zhuǎn)子尖部流動(dòng)影響較大。當(dāng)轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)時(shí)，從容腔內(nèi)泄漏的氣體會(huì)對(duì)轉(zhuǎn)子尖部進(jìn)口流場(chǎng)產(chǎn)生較大沖擊，影響轉(zhuǎn)子的壓比和效率。本文應(yīng)用全三維數(shù)值模擬技術(shù)，對(duì)箍環(huán)和機(jī)匣間容腔流動(dòng)進(jìn)行了詳細(xì)分析，研究了泄漏流產(chǎn)生的機(jī)理，為帶箍環(huán)轉(zhuǎn)子機(jī)匣容腔結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了技術(shù)基礎(chǔ)。

2 網(wǎng)格生成

選用NUMECA軟件作為數(shù)值模擬工具，網(wǎng)格生成使用Autogrid自動(dòng)網(wǎng)格生成器，網(wǎng)格結(jié)構(gòu)為4HO形。由于箍環(huán)與機(jī)匣間容腔的結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，部分功能在IGG中完成。箍環(huán)結(jié)構(gòu)如圖2所示，形狀不是很規(guī)則，有篦齒結(jié)構(gòu)，且多棱角，為保證網(wǎng)格質(zhì)量，使用多塊網(wǎng)格生成(見圖3)。機(jī)匣容腔間隙很小，在篦齒尖部位置不足1 mm(見圖4)，為了有足夠的網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)，對(duì)局部網(wǎng)格加密，使得網(wǎng)格規(guī)模較大，每次網(wǎng)格生成時(shí)間也較長。容腔的進(jìn)、出口處需加入等Z線，以便與主流區(qū)網(wǎng)格匹配。網(wǎng)格規(guī)模300萬，3層多重網(wǎng)格，y+＜10。

圖2 箍環(huán)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 The tip ring structure

圖3 機(jī)匣容腔三維網(wǎng)格圖Fig.3 The 3D grids of case-cavity

圖4 箍環(huán)篦齒二維網(wǎng)格圖Fig.4 The 2D grids of ring seal-tooth

3 機(jī)匣容腔全三維流動(dòng)分析

使用NUMECA軟件包中的EURANUS求解器求解三維雷諾平均N-S方程。采用多重網(wǎng)格加速技術(shù)提高收斂速度，全二階精度有限體積差分格式，基于MPI平臺(tái)的并行處理，可求解任何二維/三維、定常/非定常、可壓/不可壓、單級(jí)/多級(jí)或整個(gè)機(jī)械的粘性或無粘流動(dòng)，具有多種轉(zhuǎn)/靜子界面處理方法。3 000步達(dá)到收斂標(biāo)準(zhǔn)：進(jìn)出口流量差在1%之內(nèi)，且計(jì)算殘差水平保持穩(wěn)定。

為研究容腔進(jìn)口泄漏流對(duì)主流區(qū)的影響，首先對(duì)不帶箍環(huán)結(jié)構(gòu)的兩級(jí)風(fēng)扇進(jìn)行三維流動(dòng)計(jì)算，得到設(shè)計(jì)點(diǎn)的流動(dòng)總參數(shù)；然后計(jì)算帶箍環(huán)兩級(jí)風(fēng)扇設(shè)計(jì)點(diǎn)性能，對(duì)比分析箍環(huán)對(duì)總參數(shù)的影響；最后對(duì)箍環(huán)和機(jī)匣間的容腔進(jìn)行多種結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)，并分別進(jìn)行全三維流動(dòng)計(jì)算，通過總參數(shù)對(duì)比和流場(chǎng)的詳細(xì)分析，得到泄漏流動(dòng)的機(jī)理和優(yōu)化的容腔方案。

改進(jìn)后的機(jī)匣容腔結(jié)構(gòu)如圖5所示。對(duì)比圖2，兩者的主要區(qū)別在于：改進(jìn)機(jī)匣在篦齒前后有明顯升高，篦齒前后容腔的空間增大較多。

圖5 改進(jìn)后的機(jī)匣容腔Fig.5 The improved case-cavity

全三維流動(dòng)分析采用S-A紊流模型。不帶箍環(huán)、帶箍環(huán)原機(jī)匣容腔和帶箍環(huán)改進(jìn)機(jī)匣容腔的三維總參數(shù)與設(shè)計(jì)值的對(duì)比如表1所示。從表中總參數(shù)百分比差值可明顯看出：不帶箍環(huán)的兩級(jí)風(fēng)扇三維計(jì)算結(jié)果與設(shè)計(jì)值相當(dāng)接近，最大相對(duì)誤差不超過1.5%。而帶箍環(huán)后風(fēng)扇性能明顯下降，總壓比下降13.88%，流量和效率分別下降6.72%和6.21%。改進(jìn)機(jī)匣容腔后的帶箍環(huán)風(fēng)扇相對(duì)原容腔的設(shè)計(jì)總體性能參數(shù)提高很多，除壓比外，流量和效率都有明顯升高，基本接近不帶箍環(huán)的水平。三種結(jié)構(gòu)形式下，第一級(jí)轉(zhuǎn)子相對(duì)馬赫數(shù)、靜壓和流線圖對(duì)比如圖6～圖9所示。

由圖6可知，帶箍環(huán)后，轉(zhuǎn)子葉尖的流動(dòng)結(jié)構(gòu)明顯改變。原來由轉(zhuǎn)子前緣帶出的一道斜激波和背上的正激波的強(qiáng)度明顯變?nèi)酰げê蟮姆蛛x區(qū)顯著增大，在葉片出口處占據(jù)了2/3的通道；前緣馬赫數(shù)急劇增大，超聲速區(qū)范圍也明顯增大。原因是機(jī)匣容腔進(jìn)口存在一股較大的泄漏流，使激波強(qiáng)度減弱，擾動(dòng)能量因泄漏量較大而較強(qiáng)。由于這股不規(guī)則的擾流，轉(zhuǎn)子尖部流場(chǎng)變得混亂，二次流動(dòng)加強(qiáng)，激波后附面層嚴(yán)重分離，氣流轉(zhuǎn)折下降，主流區(qū)損失增大，效率下降。機(jī)匣容腔改進(jìn)后，轉(zhuǎn)子通道內(nèi)流動(dòng)明顯改善，有向不帶箍環(huán)流動(dòng)結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)化的趨勢(shì)，但由于泄漏流的影響，激波強(qiáng)度仍被削弱，激波后附面層仍有分離，與大的泄漏流相比，分離減弱，使得主流區(qū)的流動(dòng)好轉(zhuǎn)，損失降低，但分離致使氣流轉(zhuǎn)折不足，壓比恢復(fù)幅度不大。

表1 不同結(jié)構(gòu)方案下三維計(jì)算的總參數(shù)與設(shè)計(jì)值對(duì)比(百分比差值)Table 1 Comparison between 3D calculate results and design values for different structures

圖6 第一級(jí)轉(zhuǎn)子95%葉高相對(duì)馬赫數(shù)等值線Fig.6 Relative Mach number contours of the first-stage rotor (at 95%span)

圖7 不帶箍環(huán)及帶箍環(huán)時(shí)第一級(jí)轉(zhuǎn)子95%葉高靜壓分布圖Fig.7 Static pressure distribution of the first-stage rotor with and without tip ring(at 95%span)

由圖7可知，靜壓分布反映了轉(zhuǎn)子通道內(nèi)的流動(dòng)，與上面馬赫數(shù)的分析結(jié)果基本一致。改進(jìn)機(jī)匣容腔結(jié)構(gòu)與不帶箍環(huán)的靜壓分布相近，只是激波較弱，靜壓峰值變化不十分顯著；而原型機(jī)匣容腔的靜壓分布顯示，轉(zhuǎn)子通道內(nèi)的流動(dòng)沒有激波，與設(shè)計(jì)目標(biāo)的流動(dòng)形式相差巨大。

圖8 第一級(jí)轉(zhuǎn)子吸力面相對(duì)馬赫數(shù)分布Fig.8 Relative Mach number distribution of the first-stage rotor suction surface

圖9 第一級(jí)轉(zhuǎn)子壓力面相對(duì)馬赫數(shù)分布Fig.9 Relative Mach number distribution of the first-stage rotor pressure surface

由圖8、圖9可知，泄漏流對(duì)吸力面的影響大于對(duì)壓力面的影響。帶箍環(huán)后，吸力面上50%以上的激波結(jié)構(gòu)發(fā)生了很大變化。轉(zhuǎn)子尖部激波后的分離區(qū)沿葉高擴(kuò)大，50%～80%葉高處，激波后的分離明顯加強(qiáng)。而改進(jìn)機(jī)匣容腔的激波結(jié)構(gòu)和激波后分離有明顯好轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。泄漏流對(duì)轉(zhuǎn)子尖部的流動(dòng)影響最大，越到根部影響越弱，且這種影響的傳播在激波面上表現(xiàn)得最為顯著。

4 結(jié)論

(1)帶箍環(huán)轉(zhuǎn)子機(jī)匣容腔進(jìn)口的尖部泄漏流對(duì)轉(zhuǎn)子尖部的流動(dòng)結(jié)構(gòu)造成了不利影響。泄漏流量越大，能量越大，會(huì)在很大程度上削弱激波，造成激波后流動(dòng)分離，總性能參數(shù)明顯下降。

(2)箍環(huán)機(jī)匣容腔優(yōu)化設(shè)計(jì)對(duì)減少泄漏流作用明顯。從初步改進(jìn)方案分析來看，由于采用了新的機(jī)匣設(shè)計(jì)，泄漏流顯著減小，對(duì)轉(zhuǎn)子尖部主流的影響減弱，總性能參數(shù)恢復(fù)明顯。

(3)上述研究僅僅是在機(jī)匣容腔結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析方面做的一些初步工作，轉(zhuǎn)子箍環(huán)還存在泄漏流和高溫升問題。為此，下一步將在低溫升、低泄漏流機(jī)匣容腔結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面開展研究，以提高帶箍環(huán)風(fēng)扇的技術(shù)成熟度，為工程應(yīng)用夯實(shí)基礎(chǔ)。

[1]周拜豪，程榮輝，尹紅順，等.帶箍高性能兩級(jí)風(fēng)扇設(shè)計(jì)[C]//.中國航空學(xué)會(huì)2007年學(xué)術(shù)年會(huì).2007.

[2]王衛(wèi)國，古遠(yuǎn)興，黃慶東，等.帶箍環(huán)掠型葉片整體葉盤強(qiáng)度分析方法研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2002，15 (2)：20—23.

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[4]Gary G，Martin J，Daniel L.Shock Characteristics Mea?suredUpstreamofBothaForwardSweptandan Aft-Swept Fan[R].ASME GT2007-27338，2007.

[5]Takeshi M，Shinya G.Design and Development of an Ad?vanced Transonic Fan Rotor[R].ISABE 2007-1136，2007.

[6]Neubert R J，Gendrich C P.HSCT Forward Swept Fan Per?formance[R].ASME GT2003-38948，2003.

Numerical Investigation on Tip Ring-Cavity of Fan Rotor

CAO Zhi-peng，LAN Fa-xiang，ZHANG Xu，XIA Tian
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Tip ring structure can reduce the vibration of fan rotor,but the leakage caused by rotor ring has great influence on the aerodynamic performance of high-loading fan.In this paper,the effects of ring-cavity on fan performance were investigated by the three-dimensional numerical simulation method.Multi-block grid technology was employed for the complex mesh generation of ring-cavity geometric structures.The nu?merical results comparison of three different cavity configurations show that:the leakage could affect rotor tip flow field and the aerodynamic performance.The optimizing design of the rotor cavity configuration could reduce the mass of leakage;increase efficiency of rotor tip and improve fan aerodynamic performance.

aero-engine；fan rotor；ring；case-cavity；leakage；3D numerical simulation；IHPTET

V231.3

A

1672-2620(2013)02-0024-04

2012-05-22；

2013-02-18

曹志鵬(1977-)，男，四川廣元人，高級(jí)工程師，博士后，主要從事壓氣機(jī)性能設(shè)計(jì)與分析研究。