苗雨露，周正貴，邱名

（南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016）

吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型自動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)

苗雨露，周正貴，邱名

（南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016）

在無(wú)吸氣葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)的基礎(chǔ)上，對(duì)葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序中吸氣位置處邊界條件進(jìn)行處理，建立了吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)。應(yīng)用該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)對(duì)某高亞聲速葉型進(jìn)行了優(yōu)化，優(yōu)化過(guò)程中葉型參數(shù)化采用初始葉型疊加修改量方法，除將葉型參數(shù)化中的葉型控制參數(shù)作為設(shè)計(jì)變量外，吸氣位置也作為設(shè)計(jì)變量，吸氣系數(shù)為0.01且保持不變。NUMECA計(jì)算結(jié)果表明：優(yōu)化葉型的總壓損失系數(shù)為0.0195，擴(kuò)散因子為0.676；與優(yōu)化前相比，優(yōu)化后總壓損失系數(shù)減小了54%，擴(kuò)散因子保持不變。該優(yōu)化葉型壓力面尾部出現(xiàn)拐點(diǎn)，拐點(diǎn)前流動(dòng)加速減壓，缺點(diǎn)是減小了葉型尾部負(fù)荷，但也抑制了流動(dòng)分離，減少了損失。

吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)；附面層吸氣；優(yōu)化設(shè)計(jì)；低損失；拐點(diǎn)

0 引言

現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)要求風(fēng)扇/壓氣機(jī)具有更高的單級(jí)壓比。在通常情況下，提高單級(jí)壓比可采用增加轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、改善葉片造型等方法，但是對(duì)于更高單級(jí)壓比風(fēng)扇/壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)，僅僅采用上述方法很難避免附面層的分離，從而使級(jí)負(fù)荷和效率受到限制。為了更好地控制附面層，麻省理工學(xué)院（MIT，Massachusetts Institute of Technology）對(duì)吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)進(jìn)行了深入研究，在葉片、輪轂和機(jī)匣表面開(kāi)孔/槽，通過(guò)吸除附面層內(nèi)低能量流體達(dá)到抑制流動(dòng)分離的目的。到目前為止，MIT已經(jīng)成功設(shè)計(jì)并制造出3臺(tái)吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)級(jí)試驗(yàn)件，其高、低轉(zhuǎn)速吸附式風(fēng)扇級(jí)試驗(yàn)件的作功能力達(dá)到傳統(tǒng)設(shè)計(jì)的2倍[1-2]。

由于吸氣在提高作功能力的同時(shí)可能會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的效率產(chǎn)生影響，所以在設(shè)計(jì)過(guò)程中要求充分發(fā)揮吸氣的潛力[3]，這就要求葉型的設(shè)計(jì)必須與吸氣相耦合。目前，反問(wèn)題設(shè)計(jì)方法已經(jīng)較成功地應(yīng)用于吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型的設(shè)計(jì)。MIT建立了1套基于MISES的吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)設(shè)計(jì)系統(tǒng)[4]；Dang等人提出了1種吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片的3維反問(wèn)題設(shè)計(jì)方法[5]；國(guó)內(nèi)應(yīng)用MISES軟件也設(shè)計(jì)出吸附式壓氣機(jī)葉型[6-7]。但是應(yīng)用優(yōu)化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型的設(shè)計(jì)目前還未見(jiàn)報(bào)道。為了驗(yàn)證該方法的可行性并進(jìn)行吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型的設(shè)計(jì)，在實(shí)驗(yàn)室建立了1套吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)。

本文簡(jiǎn)要介紹了該吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，并通過(guò)1個(gè)吸氣葉柵算例對(duì)葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證，應(yīng)用該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)對(duì)某高亞聲速葉型進(jìn)行了優(yōu)化。

1 葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)

在實(shí)驗(yàn)室已有的無(wú)吸氣葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)[8-9]的基礎(chǔ)上，對(duì)葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序中吸氣位置處邊界條件作處理，建立了吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)。該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)基于數(shù)值最優(yōu)化與流場(chǎng)正問(wèn)題計(jì)算相結(jié)合的方法，優(yōu)化算法為遺傳算法；葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序由實(shí)驗(yàn)室自編；葉型參數(shù)化采用初始葉型疊加修改量方法，初始葉型通過(guò)中弧線疊加厚度分布生成[10]；在目標(biāo)函數(shù)中引入權(quán)重系數(shù)將多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題轉(zhuǎn)化為單目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題。

為使該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)適用于吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型的設(shè)計(jì)，對(duì)葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序中吸氣位置處邊界條件進(jìn)行了處理，參考了Dang等人的工作[5]，用葉型表面的1段曲線模擬吸氣孔，此時(shí)網(wǎng)格的生成與無(wú)吸氣情況下的相同，且當(dāng)吸氣邊界處流動(dòng)為亞聲速時(shí)，在吸氣邊界上指定均勻分布的流量通量。

當(dāng)應(yīng)用于平面葉柵流場(chǎng)時(shí)，葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序?qū)M(jìn)口邊界的處理有2種方法：（1）進(jìn)口給定相對(duì)總壓、總溫和氣流角，例如本節(jié)的算例；（2）進(jìn)口邊界給定絕對(duì)總壓、總溫和氣流角，例如本文優(yōu)化算例中的流場(chǎng)計(jì)算。當(dāng)給定進(jìn)口邊界絕對(duì)量時(shí)，處理方法為：通過(guò)外插獲得當(dāng)前時(shí)刻進(jìn)口邊界的相對(duì)速度，然后通過(guò)絕對(duì)總壓、總溫和氣流角、相對(duì)速度和指定的輪緣速度確定進(jìn)口邊界的所有參數(shù)。

考慮到?jīng)]有試驗(yàn)條件，無(wú)法給出葉柵試驗(yàn)數(shù)據(jù)，將NUMECA的計(jì)算結(jié)果作為有效性驗(yàn)證的參考數(shù)據(jù)。以某帶吸氣的高亞聲速葉型為例，葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序（CFDTM_DT2）與NUMECA預(yù)測(cè)的氣動(dòng)性能參數(shù)和壁面等熵馬赫數(shù)分布見(jiàn)表1，并如圖1所示。可見(jiàn)，二者預(yù)測(cè)的進(jìn)口相對(duì)馬赫數(shù)和進(jìn)口相對(duì)氣流角基本一致（進(jìn)口相對(duì)氣流角在計(jì)算時(shí)給定）；總壓損失系數(shù)、擴(kuò)散因子、靜壓比和氣流轉(zhuǎn)角的相對(duì)偏差都在5%以內(nèi)；壁面等熵馬赫數(shù)分布吻合得較好。

表1 CFDTM_DT2與NUMECA預(yù)測(cè)的氣動(dòng)性能參數(shù)對(duì)比

圖1 CFDTM_DT2與NUMECA預(yù)測(cè)的壁面等熵馬赫數(shù)分布對(duì)比

2 自動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)

2.1優(yōu)化設(shè)定

優(yōu)化目標(biāo)是優(yōu)化出總壓損失系數(shù)更小、擴(kuò)散因子更高的葉型，因此目標(biāo)函數(shù)設(shè)為

式中：ωref為參考損失，取0.03；DFref為擴(kuò)散因子，取0.70；c1和c2為權(quán)重系數(shù)，c1/c2=2。

在優(yōu)化時(shí)，將葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序驗(yàn)證時(shí)的葉型作為初始葉型；將吸氣位置和葉型控制參數(shù)作為設(shè)計(jì)變量，吸氣系數(shù)為0.01且保持不變；將絕對(duì)總壓、總溫、氣流角作為葉柵流場(chǎng)計(jì)算程序的進(jìn)口邊界條件，在出口邊界給定背壓。

2.2優(yōu)化結(jié)果分析

由于沒(méi)有試驗(yàn)條件，只給出了NUMECA的計(jì)算結(jié)果。優(yōu)化前后的總體性能參數(shù)見(jiàn)表2。與優(yōu)化前相比，優(yōu)化后的擴(kuò)散因子保持不變，而總壓損失系數(shù)減小了54%。對(duì)比優(yōu)化前后的葉柵通道內(nèi)馬赫數(shù)等值線（如圖2所示）發(fā)現(xiàn)，總壓損失系數(shù)的減小與優(yōu)化后葉型尾緣的流動(dòng)分離消失有關(guān)。在優(yōu)化前，吸力面尾緣處出現(xiàn)較大分離，優(yōu)化之后流動(dòng)分離消失。結(jié)合優(yōu)化前后的葉型（如圖3所示）可知，葉型的改善導(dǎo)致了上述流動(dòng)分離的消失。與優(yōu)化前相比，優(yōu)化葉型尾部向上翹起，使得吸力面后端變得較為平坦，壓力面尾部出現(xiàn)拐點(diǎn)。較為平坦的吸力面尾部減小了尾部的負(fù)荷，而壓力面的拐點(diǎn)導(dǎo)致了加速減壓過(guò)程，也減小了尾部負(fù)荷。較小的尾部負(fù)荷有利于抑制流動(dòng)分離，對(duì)減少損失有一定好處。優(yōu)化前后的壁面等熵馬赫數(shù)分布如圖4所示。

表2 優(yōu)化前后的氣動(dòng)性能參數(shù)對(duì)比

圖2 優(yōu)化前后的通道內(nèi)馬赫數(shù)等值線

圖3 初始和優(yōu)化葉型

圖4 優(yōu)化前后的壁面等熵馬赫數(shù)分布對(duì)比

從圖4中可見(jiàn)，與優(yōu)化前相比，優(yōu)化后葉型中部的負(fù)荷變得較大，但是兩端的負(fù)荷變得較小，其中尾部的負(fù)荷減小為負(fù)值。前端負(fù)荷的減小是由優(yōu)化后相對(duì)進(jìn)氣角的減小導(dǎo)致，優(yōu)化前、后相對(duì)進(jìn)氣角分別為46.8°和45.3°。尾部負(fù)荷的減小是由于壓力面拐點(diǎn)的存在，以及優(yōu)化后吸力面吸氣位置前后的等熵馬赫數(shù)減小幅度較大而造成的。吸力面吸氣位置前后的等熵馬赫數(shù)減小幅度較大表明了吸氣量較大。

3 結(jié)論

（1）應(yīng)用吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)獲得了擴(kuò)散因子超過(guò)0.6、總壓損失系數(shù)低于0.02的葉型，與優(yōu)化前相比，總壓損失系數(shù)減小了54%，擴(kuò)散因子保持不變，達(dá)到了預(yù)期的優(yōu)化效果。

（2）優(yōu)化葉型的壓力面出現(xiàn)拐點(diǎn)，流動(dòng)在拐點(diǎn)前加速減壓，在拐點(diǎn)后減速增壓，這是此葉型區(qū)別于常見(jiàn)葉型的1個(gè)顯著特征。拐點(diǎn)的存在減小了葉型尾部負(fù)荷，從而抑制了流動(dòng)分離。因此，在低損失葉型的設(shè)計(jì)過(guò)程中，拐點(diǎn)或許可以作為1個(gè)自由度，即可通過(guò)調(diào)整拐點(diǎn)的位置來(lái)平衡葉型負(fù)荷和總壓損失系數(shù)，以獲得最合適的葉型。

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Optim ization of Axial Aspirated Fan/Com pressor Profiles

M IAO Yu-lu,ZHOU Zheng-gui,QIU M ing
（College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronauticsand Astronautics,Nanjing 210016,China）

By modifying the cascade flow solver to consider the effect of suction,an optimization design tool existed for profiles without suction can be used to design axial aspirated fan/compressor profiles.A high-subsonic profile is optimized by the tool,during the optimization,new profiles are created by adding smooth perturbations to the original profile and suction hole location as well as variables related to profile parameterization is served as design variableswhile the ratio of suctionmass flow to inletmass flow is kept 0.01.Results from NUMECA show that the optimum profile with total pressure loss coefficient of 0.0195 and diffusion factor of 0.676 is obtained and that total pressure loss coefficient is reduced by 54%and diffusion factor kept the same compared to the original profile.One notable feature of the optimum profile is the inflection point at the back part of pressure surface,which contributes to the low loss and the negative aft loading.

axial aspirated fan/compressor;boundary layer suction;optimization design;low-loss;inflection point

2012-04-09

苗雨露（1987），男，碩士，研究方向?yàn)轱L(fēng)扇/壓氣機(jī)氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。