胡 駿，趙運(yùn)生，丁 寧，賴安卿

（1.江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室；2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院：南京210016）

進(jìn)氣畸變對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響

胡 駿1,2，趙運(yùn)生1,2，丁 寧1,2，賴安卿1,2

（1.江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室；2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院：南京210016）

基于平行壓氣機(jī)原理，建立了進(jìn)氣畸變對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的理論模型和計(jì)算分析方法，評(píng)估了總壓畸變和總溫畸變對(duì)某型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響，獲取了發(fā)動(dòng)機(jī)的臨界畸變指數(shù)和首發(fā)失穩(wěn)級(jí)組。結(jié)果表明：總壓畸變?cè)陲L(fēng)扇中衰減幅度最大，發(fā)動(dòng)機(jī)在高轉(zhuǎn)速下運(yùn)行達(dá)到臨界總壓畸變值時(shí)，風(fēng)扇率先失穩(wěn)，在低轉(zhuǎn)速下運(yùn)行時(shí)為增壓級(jí)率先失穩(wěn)；總溫畸變?cè)诟邏簤簹鈾C(jī)中衰減幅度最大，發(fā)動(dòng)機(jī)在高轉(zhuǎn)速運(yùn)行達(dá)到臨界總溫畸變值時(shí)，高壓壓氣機(jī)率先失穩(wěn)，在低轉(zhuǎn)速運(yùn)行時(shí)為增壓級(jí)率先失穩(wěn)。

大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；進(jìn)氣畸變；穩(wěn)定性；數(shù)值模擬

0 引言

大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)由于推力大、耗油率低、噪聲小，已被廣泛用于大型民用和軍用飛機(jī)[1]，如客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、加油機(jī)、預(yù)警機(jī)等。航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的“心臟”，在不同飛行狀況下確保其穩(wěn)定工作是安全飛行和高可靠性的必要保障。在獲取適航許可證時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性也是必須完成的1項(xiàng)重要考核內(nèi)容。進(jìn)氣畸變是評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的1類重要的降穩(wěn)因子，在飛機(jī)的日常飛行中常會(huì)發(fā)生，比如在飛機(jī)起飛和爬升過(guò)程中大攻角導(dǎo)致的進(jìn)氣道附面層分離，遇有側(cè)風(fēng)或陣風(fēng)時(shí)此類壓力畸變的影響將更為嚴(yán)重；在機(jī)場(chǎng)上空等候降落時(shí)吸入周圍飛機(jī)排出的尾氣，或著陸時(shí)吸入反推力裝置排氣，以及運(yùn)輸機(jī)飛越火災(zāi)區(qū)均會(huì)造成溫度畸變等。進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的評(píng)定是貫穿發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)壽命周期的內(nèi)容。不同階段需要分別應(yīng)用規(guī)范值、模型分析、定量試驗(yàn)和驗(yàn)證試驗(yàn)開展評(píng)定，或綜合應(yīng)用多種方式進(jìn)行評(píng)定。中國(guó)對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)工作才剛剛起步，在建設(shè)相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備和試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)的同時(shí)，也迫切需要開發(fā)進(jìn)氣畸變對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的計(jì)算方法，定量分析進(jìn)氣畸變對(duì)其氣動(dòng)穩(wěn)定性的影響。進(jìn)氣畸變對(duì)壓縮部件穩(wěn)定性的影響已經(jīng)開展了較為廣泛的研究，發(fā)展了多種較為成熟的理論預(yù)測(cè)模型，如平行壓氣機(jī)模型[2-5]、激盤/半激盤模型[6-8]、進(jìn)氣畸變沿壓氣機(jī)傳遞模型[9-10]、3維徹體力模型[11-13]等。隨著計(jì)算能力的不斷提高，采用3維CFD進(jìn)行數(shù)值模擬的方法也在不斷地嘗試和發(fā)展中[14-15]。但是，這些研究都是針對(duì)孤立的風(fēng)扇/壓氣機(jī)部件環(huán)境開展，沒(méi)有考慮整機(jī)環(huán)境中部件匹配等帶來(lái)的影響，計(jì)算模型較為簡(jiǎn)單。葉巍[16]和黃順洲、胡駿[17]等開展了進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)穩(wěn)定性影響的研究，但是研究對(duì)象都局限于小涵道比混合排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

本文將修正的多子平行壓氣機(jī)模型擴(kuò)展為“多子發(fā)動(dòng)機(jī)”模型，對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行整機(jī)建模，考慮部件之間的流量、壓力，功率和轉(zhuǎn)速匹配，以及子發(fā)動(dòng)機(jī)之間的周向摻混，建立預(yù)測(cè)進(jìn)氣畸變對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的計(jì)算模型和分析方法。

1 計(jì)算模型

1.1 物理模型和網(wǎng)格劃分

根據(jù)GJB/Z 224-2005，認(rèn)為徑向畸變對(duì)壓氣機(jī)穩(wěn)定性的影響較小[18-19]，本文發(fā)展的模型僅考慮周向畸變的影響，包括壓力畸變和溫度畸變，因而假設(shè)氣流沿徑向均勻。

對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)而言，計(jì)算域一般包括發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口管道、風(fēng)扇/增壓級(jí)、高壓壓氣機(jī)、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、外涵和噴管等。其幾何結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和針對(duì)周向畸變影響的研究?jī)?nèi)容決定了適合采用圓柱坐標(biāo)系下的控制單元，即周向θ（與轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向一致）和軸向χ，并用垂直于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的截面將計(jì)算域劃分為一系列順序排列的計(jì)算單元，一般選擇部件之間的交界面，以充分利用已知部件特性，建立整機(jī)的計(jì)算網(wǎng)格。

在周向方向，氣流通道被劃分成若干個(gè)扇區(qū)，扇區(qū)的大小可根據(jù)對(duì)進(jìn)口流場(chǎng)畸變參數(shù)描述的詳細(xì)程度確定。因此，每個(gè)計(jì)算單元是1個(gè)環(huán)形（或圓柱形）通道的1塊，可以為無(wú)損失流通單元、有損失流通單元、分流單元、摻混單元、壓氣機(jī)單元、燃燒室單元、渦輪單元和噴管單元等的1個(gè)扇區(qū)。

對(duì)于大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其典型網(wǎng)格劃分如圖1所示。

1.2 數(shù)學(xué)模型及求解方法

進(jìn)氣畸變對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性影響的數(shù)學(xué)模型是基于各單元?dú)鈩?dòng)方程組的數(shù)值積分和對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主要部件（風(fēng)扇、增壓級(jí)、高壓壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和噴管等）非定常過(guò)程的模擬。應(yīng)用包含力和功等源項(xiàng)的積分形式的2維非定常歐拉方程組，可得如圖1所示每個(gè)計(jì)算單元的積分形式的控制方程組

式中：C、C分別為氣體的速度矢量和速度大??；Cp、Cv分別為氣體的定壓比熱和定容比熱；Cχ、Cθ分別為軸向速度和切向速度；Fχ、Fθ分別為作用力的軸向分量和切向分量；g為計(jì)算單元中注氣或放氣量（放氣為正，注氣為負(fù)）；N為氣體作功率；Q為氣體的加熱量；P、T、ρ分別為氣體的壓力、溫度和密度；S、V分別為單元表面積和單元體積。

圖1 計(jì)算網(wǎng)格劃分

式（1）是描述一般2維流動(dòng)的控制方程，普遍適用于上述物理模型的所有計(jì)算單元。但是，針對(duì)本文希望實(shí)現(xiàn)的功能，必須引入簡(jiǎn)化條件，以及對(duì)單元的不同功能的定義，方能實(shí)現(xiàn)對(duì)式（1）的簡(jiǎn)化求解，以分析進(jìn)氣畸變對(duì)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性和性能的影響。

本文的物理模型不再以部件為計(jì)算單元，而是根據(jù)所具備的條件，把發(fā)動(dòng)機(jī)沿軸向劃分為若干個(gè)更小的計(jì)算單元。例如，如果具有N級(jí)壓氣機(jī)的每1級(jí)特性，則可以把該壓氣機(jī)沿軸向劃分為N個(gè)計(jì)算單元。這樣，在計(jì)算模型中既可以反映出各級(jí)特性和幾何參數(shù)對(duì)于進(jìn)氣畸變衰減和壓氣機(jī)工作過(guò)程的影響，還可以顯示出級(jí)匹配的問(wèn)題。此外，為了實(shí)現(xiàn)分析進(jìn)氣周向畸變對(duì)壓氣機(jī)穩(wěn)定性和性能的影響，必須考慮氣流參數(shù)沿周向的變化，同時(shí)引入平行壓氣機(jī)理論的思想，簡(jiǎn)化對(duì)壓氣機(jī)中復(fù)雜部件特性的描述，也就是沿周向?qū)簹鈾C(jī)分割成若干個(gè)扇形塊，假設(shè)這些扇形塊具有與完整的部件相同的特性。

對(duì)于計(jì)算域中每個(gè)計(jì)算單元，應(yīng)用式（1）積分計(jì)算的困難在于方程中Fχ、Fθ、Q和N的確定。從嚴(yán)格的CFD意義上來(lái)說(shuō)，這些項(xiàng)有的正是需要通過(guò)CFD計(jì)算來(lái)確定的。如Fχ、Fθ應(yīng)該是氣流繞壓氣機(jī)葉片流動(dòng)，與葉片相互作用產(chǎn)生的力。顯然，本文的計(jì)算模型不是直接計(jì)算這些項(xiàng)的，而是根據(jù)其所定義的單元功能，利用單元特性確定各單元的Fχ、Fθ、Q和N等。當(dāng)針對(duì)具體的分析對(duì)象，劃分好計(jì)算單元，并定義好各單元的功能后，理論上Fχ、Fθ、Q和N等在整個(gè)計(jì)算域中的分布也就確定了，當(dāng)然這些項(xiàng)的具體數(shù)值的大小將隨計(jì)算過(guò)程中參數(shù)的變化而變化。

式（1）經(jīng)離散可寫為

由此，進(jìn)氣畸變對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的問(wèn)題即轉(zhuǎn)換為式（2）的初邊值問(wèn)題。本文采用4階“龍格-庫(kù)塔”顯式方法求解式（2），得到未知變量在各計(jì)算單元的值，以及發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的性能參數(shù)等。

進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響問(wèn)題為上述非定常控制方程的初邊值定解問(wèn)題。控制方程描述了流體流動(dòng)遵循的基本方程，要獲具體問(wèn)題的定解，還必須給定針對(duì)具體問(wèn)題的初始條件和邊界條件。初始條件一般根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)待評(píng)定的狀態(tài)由總體計(jì)算分析結(jié)果確定。1.3 進(jìn)口邊界條件

模型用于分析穩(wěn)態(tài)總壓、總溫畸變以及動(dòng)態(tài)總壓、總溫畸變對(duì)壓氣機(jī)穩(wěn)定性和性能的影響，因此進(jìn)口邊界條件給定方式必須具備描述周向總壓、總溫畸變的能力。對(duì)于2維可壓縮流動(dòng)，亞聲速進(jìn)口邊界上給定條件個(gè)數(shù)應(yīng)為3個(gè)，這里給定進(jìn)口總壓、進(jìn)口總溫，并假定速度方向?yàn)檩S向。

1.3.1 總壓畸變

模型的顯著特點(diǎn)是采用綜合畸變指數(shù)描述進(jìn)口總壓畸變指數(shù)，因而進(jìn)口總壓條件包含2部分，一部分用于描述穩(wěn)態(tài)（有序的）總壓畸變，另一部分用于描述隨機(jī)的動(dòng)態(tài)總壓畸變

式中：P*（θ）為定常總壓畸變部分，通過(guò)給定進(jìn)口截面各單元的總壓值來(lái)描述；等號(hào)右邊的第2項(xiàng)為非定?？倝夯冺?xiàng)；dP*/dt為進(jìn)口截面周向各單元總壓隨時(shí)間變化的速率，用于描述總壓變化的快慢；t0為初始時(shí)刻。

1.3.2 總溫畸變

總溫畸變包括定?？倻鼗兒头嵌ǔ？倻鼗?部分，可表述為

式中：T*（θ）為定常總溫畸變部分為進(jìn)口截面周向各單元總溫隨時(shí)間變化的速率，即溫升率；t0為非定?？倻鼗冮_始發(fā)生的時(shí)刻分別為溫度變化的最小值和最大值。

1.4 出口邊界條件

出口邊界，即在內(nèi)、外涵噴管的出口截面上，采用發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合節(jié)流特性

式中：πnz為噴管落壓比。

此外，設(shè)定噴管出口的壓力為環(huán)境壓力。

1.5 壓氣機(jī)左支特性

壓縮單元全流量范圍的等相對(duì)換算轉(zhuǎn)速線如圖2所示。圖中，右支特性為0～n點(diǎn)，0點(diǎn)為等轉(zhuǎn)速線的穩(wěn)定邊界點(diǎn)，n點(diǎn)為堵點(diǎn)；左支特性點(diǎn)為L(zhǎng)點(diǎn)；零流量點(diǎn)為（0，1）點(diǎn)，該點(diǎn)的壓氣機(jī)單元總壓比、靜壓比和總溫比均等于1。

圖2 壓縮單元特性處理

1.6 失穩(wěn)準(zhǔn)則

可靠、準(zhǔn)確的失穩(wěn)判斷至今仍是未能很好解決的問(wèn)題。本文采用在壓縮部件（風(fēng)扇、增壓級(jí)或高壓壓氣機(jī)）單元中出現(xiàn)負(fù)的軸向速度，作為發(fā)動(dòng)機(jī)失穩(wěn)判別的準(zhǔn)則。雖然這是依賴于經(jīng)驗(yàn)提出的1種判斷準(zhǔn)則，但這種處理方法是依據(jù)試驗(yàn)研究的結(jié)果，其可靠性在各種發(fā)動(dòng)機(jī)和壓氣機(jī)的多次計(jì)算中多得到證實(shí)[16-17]。

當(dāng)壓氣機(jī)單元平均速度系數(shù)位于零流量點(diǎn)和左支特性點(diǎn)L之間時(shí)，工作點(diǎn)參數(shù)由2點(diǎn)間的線性插值獲得；如果平均速度系數(shù)位于右支特性線上時(shí)，工作點(diǎn)參數(shù)根據(jù)0～n點(diǎn)參數(shù)分段線性插值獲得；當(dāng)平均速度系數(shù)位于左支特性點(diǎn)L和穩(wěn)定邊界點(diǎn)0之間時(shí)，參數(shù)以“S”型規(guī)律變化，具體計(jì)算公式為

2 算例分析

以某型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為例，重點(diǎn)開展進(jìn)氣總壓畸變和總溫畸變的影響分析研究，以考核本文發(fā)展的計(jì)算模型和計(jì)算方法的能力。該大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)主要參數(shù)見表1，其設(shè)計(jì)涵道比為6.76，計(jì)算建模的主要幾何尺寸和結(jié)構(gòu)如圖3所示。

為了滿足飛機(jī)適用性技術(shù)指標(biāo)要求，需要在整個(gè)飛機(jī)飛行包線范圍內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)有足夠的穩(wěn)定裕度，某型大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的流量特性線和對(duì)應(yīng)風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速的各壓縮部件的原始可用穩(wěn)定裕度分別如圖4、5所示。

2.1 總壓畸變傳遞和衰減

在設(shè)計(jì)點(diǎn)，進(jìn)口給定周向畸變范圍為180°、綜合畸變指數(shù)W=8%時(shí)，計(jì)算時(shí)間T=0.52 s時(shí)刻的相對(duì)壓力變化值從發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口至內(nèi)涵噴口單元的分布，以及綜合畸變指數(shù)沿發(fā)動(dòng)機(jī)流程的變化如圖6所示。

表1 某大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)主要參數(shù)

圖3 某型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)幾何結(jié)構(gòu)

圖4 某大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)流量特性

圖5 壓縮部件原始可用穩(wěn)定裕度

圖6 總壓畸變的分布和變化

從圖6中可見，總壓畸變?cè)诮?jīng)過(guò)流通單元時(shí)由于周向的摻混作用，會(huì)有少許下降，但經(jīng)過(guò)壓縮部件（風(fēng)扇、增壓級(jí)、高壓壓氣機(jī)）有較大幅度的下降?？倝夯兘?jīng)過(guò)風(fēng)扇、增壓級(jí)和高壓壓氣機(jī)后，綜合畸變指數(shù)分別下降到該部件進(jìn)口截面的 47.6%、54.0%和50.8%?？倝夯儠?huì)引發(fā)總溫畸變，在風(fēng)扇和燃燒室中總溫畸變上升幅度最大。利用如圖6（b）所示的曲線可以對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮部件的總壓畸變衰減能力加以校驗(yàn)，以便及時(shí)調(diào)整設(shè)計(jì)參數(shù)。

2.2 總溫畸變傳遞和衰減

在設(shè)計(jì)點(diǎn)，進(jìn)口給定高溫區(qū)周向范圍θ+=180°，面平均相對(duì)溫升δTF,av=5%的穩(wěn)態(tài)總溫畸變，相對(duì)溫度變化值從發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口至內(nèi)涵噴口單元的分布如圖7 （a）所示；總溫畸變沿發(fā)動(dòng)機(jī)流程的變化如圖7（b）所示。

圖7 總溫畸變的分布和變化

從圖7中可見，在經(jīng)過(guò)壓縮部件（風(fēng)扇、增壓級(jí)、高壓壓氣機(jī)）總溫畸變有不同幅度的下降?？倻鼗兘?jīng)過(guò)風(fēng)扇、增壓級(jí)和高壓壓氣機(jī)后，畸變指數(shù)分別下降到該部件進(jìn)口截面的84.9%、83.3%和25.0%?？倻鼗儗?dǎo)致總壓畸變?cè)陲L(fēng)扇和增壓級(jí)中增大。利用如圖7（b）所示的曲線可以對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮部件的總溫畸變衰減能力加以校驗(yàn)。

2.3 臨界畸變指數(shù)

逐步增大畸變值，直至發(fā)動(dòng)機(jī)失穩(wěn)，利用失穩(wěn)準(zhǔn)則，可判定失穩(wěn)首發(fā)壓縮部件，并確定發(fā)動(dòng)機(jī)的臨界綜合畸變指數(shù)Wcr和臨界溫升δTcr。

2.3.1 總壓畸變?cè)u(píng)定

不同風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速下進(jìn)行總壓畸變?cè)u(píng)定結(jié)果見表2，隨著換算轉(zhuǎn)速的上升，臨界綜合畸變指數(shù)呈不斷上升趨勢(shì)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于高轉(zhuǎn)速、總壓畸變達(dá)到臨界綜合畸變指數(shù)Wcr時(shí)，風(fēng)扇首先失穩(wěn)，80%風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速以下為增壓級(jí)率先失穩(wěn)。從圖5中的壓縮部件的原始可用穩(wěn)定裕度可見，雖然增壓級(jí)在低轉(zhuǎn)速時(shí)預(yù)留了較大的原始穩(wěn)定裕度，但在有總壓畸變的情況下，依然存在穩(wěn)定裕度不足的情況，而風(fēng)扇和

表2 總壓畸變?cè)u(píng)定結(jié)果

表3 總壓畸變?cè)u(píng)定結(jié)果

高壓壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度儲(chǔ)備相對(duì)充足。

2.3.2 總溫畸變?cè)u(píng)定

不同風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速下進(jìn)行總溫畸變?cè)u(píng)定的結(jié)果見表3，隨風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速的增加，臨界溫升不斷增大。從表中可見，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于高轉(zhuǎn)速，總溫畸變達(dá)到臨界值時(shí)，高壓壓氣機(jī)率先失穩(wěn)，90%風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速以下總溫畸變達(dá)到臨界值時(shí)為增壓級(jí)首先失穩(wěn)。風(fēng)扇在整個(gè)工作線上抵抗總溫畸變的能力都較強(qiáng)。

3 結(jié)論

（1）總壓畸變和總溫畸變?cè)诎l(fā)動(dòng)機(jī)各壓縮部件中存在不同程度的衰減，其中總壓畸變?cè)陲L(fēng)扇中衰減幅度最大，總溫畸變?cè)诟邏簤簹鈾C(jī)中衰減幅度最大。

（2）隨著轉(zhuǎn)速增加，大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)抵抗總壓畸變和總溫畸變的能力均不斷增強(qiáng)，臨界綜合畸變指數(shù)和臨界溫升都隨著轉(zhuǎn)速的增加而增大。

（3）在風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速為80%以上，總壓畸變導(dǎo)致風(fēng)扇首先失穩(wěn)，而其余轉(zhuǎn)速均是增壓級(jí)首先失穩(wěn)；在風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速為90%以上，總溫畸變致使高壓壓氣機(jī)率先失穩(wěn)，而其余轉(zhuǎn)速均是增壓級(jí)首先失穩(wěn)。

（4）發(fā)動(dòng)機(jī)在較低轉(zhuǎn)速運(yùn)行時(shí)，無(wú)論是總壓畸變還是總溫畸變，首先失穩(wěn)的均是增壓級(jí)。所以，增壓級(jí)作為對(duì)畸變敏感的部件，在方案設(shè)計(jì)階段需要對(duì)其穩(wěn)定性予以足夠重視。

[1]劉大響,金捷,彭友梅,等.大型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀和關(guān)鍵技術(shù)分析[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2008,23（6）：976-980. LIU Daxiang,JIN Jie,PENG Youmei,et al.Summarization of development status and key technologies for large airplane engines[J].Journal of Aerospace Power, 2008,23（6）：976-980.（in Chinese）

[2]Pearson H,McKenzie A B.Wakes in axial compressors [J].Journal of the Royal Aeronautical Society,1959（7）：415-416.

[3]Mazzawy R S.Multiple segment parallel compressor model for circumferential flow distortion[J].Journal of Engineering for Power,1977,99：288-296.

[4]Cousins W T,Davis M W.Evaluating complex inlet distortion with a parallel compressor model:Part 1-concepts,theory and limitations[R].ASME 2011-GT-45067.

[5]Davis M W,Cousins W T.Evaluating complex inlet dis-tortion with a parallel compressor model:Part 2-applications to complex patterns[R].ASME 2011-GT-45068.

[6]Ehrich F.Circumferentialinletdistortions in axial flow turbomachinery [J].Journal of the Aeronautical Sciences,1957,24（6）:413-417.

[7]Rannie W D,Marble F E.Unsteady flows in axial turbomachines[R].Comptes Rendus des Journees Internationales de Science Aeronautique,ONERA,1957.

[8]Yeh H.An actuator disc analysis of inlet distortion and rotating stall in axial flow turbomachines[J].Journal of the Aerospace Sciences,1959,26（11）:739-753.

[9]GreitzerE M,GriswolH R.Compressor-diffuser interaction with circumferential flow distortion[J].Journal of Mechanical Engineering Science,1976,18（1）: 25-38.

[10]Greitzer E M,Mazzawy R S,Fulkerson D A.Flow field coupling between compression system components in asymmetric flow[J].Journal of Engineering for Power, 1978,100（1）：66-72.

[11]Adamczyk J J.Model equation for simulating flows in multistage turbomachinery[R].ASME 1985-GT-226.

[12]Xu L.Assessing viscous body forces for unsteady calculations[J].Journal of turbomachinery,2003,125 （3）：425-432.

[13]HaleA,O’BrienW.A three-dimensional Turbine EngineAnalysisCompressor Code (TEACC)for steady-state inlet distortion[R].ADA-345894.

[14]Fidalgo V J,Hall C A, Colin Y.A study of fan distortion interaction within the NASA rotor 67 transonic stage[R].ASME 2010-GT-22914.

[15]Minsuk C,Mehdi V,MehmetI.Effects of fan speed o n rotating stall inception and recovery[R]. ASME 2010-GT-23183.

[16]葉巍.壓力畸變對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的數(shù)值研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2004，17（2）：36-40. YE Wei.Numerical study on the effects of inlet pressure distortion on the stability of a turbofan[J].Gas Turbine Experiment and Research,2004，17（2）：36-40. (in Chinese)

[17]黃順洲，胡駿.進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的分析模型[J].推進(jìn)技術(shù)，2006，27（5）：426-430. HUANG Shunzhou,HU Jun.Model of the effects of inlet flow distortion on engine stability[J].Journal of Propulsion Technology,2006，27 （5）：426-430.(in Chinese)

[18]劉大響,葉培梁,胡駿,等.航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2004：186-278. LIU Daxiang,YE Peiliang,HU Jun,et al.Stability design and evaluation technique ofaircraftgas turbine [M].Beijing:Aviation Industry Press,2004：186-278.(in Chinese)

[19]中國(guó)航空工業(yè)第一集團(tuán)公司.GJB/Z 224-2005航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)與評(píng)定指南[S].北京:國(guó)防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會(huì),2005:41. AVICⅠ.GJB/Z 224-2005 Guide of stability design and assessment for aircraft gas turbine engine[S].Beijing: Commission of Science,Technology and Industry for

Investigation of Influence of Inlet Distortion on High Bypass Ratio Turbofan Engine Stability

HU Jun1，2，ZHAO Yun-sheng1，2,DING Ning1，2,LAI An-qing1，2
（1.Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power Systems;2.Nanjing University of Aeronautics and Astronautics:Nanjing 210016,China）

The theory model and calculation analysis method of the effect of inlet distortion on the high bypass ratio turbofan engine stability were built based on the parallel compressor conception.The influence of total pressure distortion and total temperature distortion on a high bypass ratio turbofan engine stability were evaluated.The critical distortion index and first-episode instability staging were obtained. The results show that the most attenuation occurs in the fan under a given total pressure distortion condition;when the total pressure distortion reaches the critical value,the fan first loses stability at high rotational speed while booster first loses stability at low rotational speed;the most attenuation occurs in the high pressure compressor under a given total temperature distortion condition;when the total temperature distortion reaches the critical value,the high pressure compressor first loses stability at high rotational speed while booster first loses stability at low rotational speed.

high bypass ratio turbofan;inlet distortion;stability;simulation

胡駿（1959），男，教授，博士生導(dǎo)師，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性和葉輪機(jī)氣體動(dòng)力學(xué)。

總裝基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

2013-10-01