李清華， 安利平， 徐林， 米攀, 龐超

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016 2.中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院， 成都 610500

高負(fù)荷軸流壓氣機(jī)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證

李清華1,2,*， 安利平2， 徐林2， 米攀2, 龐超2

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016 2.中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院， 成都 610500

為了提高高負(fù)荷軸流壓氣機(jī)氣動(dòng)性能，探索高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)方法。首先，對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)軸向載荷和參數(shù)分布進(jìn)行研究與篩選優(yōu)化；然后，利用二維正/反問題設(shè)計(jì)與分析方法優(yōu)化壓氣機(jī)載荷展向分布；最后，利用三維流場(chǎng)分析方法進(jìn)行精細(xì)分析，從而使高負(fù)荷壓氣機(jī)級(jí)間參數(shù)達(dá)到良好的匹配。將該方法應(yīng)用于一臺(tái)高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中，并將試驗(yàn)值與計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了比較分析。結(jié)果顯示：該技術(shù)有效地提高了壓氣機(jī)全工況的性能，使壓氣機(jī)各級(jí)工作在合理的參數(shù)下，相對(duì)于第4代發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)平均級(jí)壓比提高了16%，效率提高了1%。

高負(fù)荷； 軸流壓氣機(jī)； 級(jí)間匹配； 優(yōu)化； 試驗(yàn)驗(yàn)證

壓氣機(jī)作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)重要的核心部件之一，其性能的優(yōu)劣對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能至關(guān)重要?，F(xiàn)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)，對(duì)壓氣機(jī)提出了高效率、高級(jí)負(fù)荷、少級(jí)數(shù)、重量輕等要求[1]。要想不斷提高壓氣機(jī)平均級(jí)壓比和性能，各級(jí)參數(shù)的匹配非常重要。當(dāng)壓氣機(jī)各級(jí)處于非理想的工作狀態(tài)下，即使每一級(jí)都有較好的性能，多級(jí)壓氣機(jī)也難以正常工作。只有壓氣機(jī)各級(jí)均處于良好的工作狀態(tài)下，多級(jí)壓氣機(jī)才能發(fā)揮最大的做功能力。

“由于固有的逆壓梯度、高度三維、高度非定常等特點(diǎn)，壓氣機(jī)的研制難度很大。特別是多級(jí)高壓壓氣機(jī)，級(jí)間匹配和全工況下性能優(yōu)化均很困難，盡管設(shè)計(jì)體系在不斷完善，但由于設(shè)計(jì)指標(biāo)同時(shí)也在不斷提高，多級(jí)軸流壓氣機(jī)設(shè)計(jì)仍然是發(fā)動(dòng)機(jī)的瓶頸技術(shù)之一[2]。”在高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中，由于壓氣機(jī)級(jí)數(shù)少，級(jí)負(fù)荷高，全轉(zhuǎn)速下的參數(shù)選擇決定了壓氣機(jī)的性能優(yōu)劣。在傳統(tǒng)的級(jí)數(shù)較多的壓氣機(jī)中，某一級(jí)參數(shù)沒有達(dá)到最佳工作點(diǎn)對(duì)整個(gè)壓氣機(jī)的性能影響遠(yuǎn)小于級(jí)數(shù)少、級(jí)負(fù)荷高的壓氣機(jī)。在現(xiàn)有壓氣機(jī)設(shè)計(jì)方法基礎(chǔ)上，對(duì)參數(shù)選擇范圍進(jìn)行拓展，并與全三維數(shù)值模擬結(jié)果相結(jié)合是快速有效提高高負(fù)荷壓氣機(jī)性能的設(shè)計(jì)途徑。

1 壓氣機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)

表1列出了現(xiàn)役第3代和第4代典型軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)參數(shù)以及在研和預(yù)研的壓氣機(jī)參數(shù)。從參數(shù)對(duì)比可以看出，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的提高，壓氣機(jī)總壓比雖然沒有明顯的變化，但級(jí)數(shù)逐漸減少，平均級(jí)壓比在不斷提高，級(jí)負(fù)荷水平相應(yīng)提高，這有利于發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的重量減輕和成本降低，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比提高[1-2]。

圖1所示為典型的第3代、第4代和下一代先進(jìn)軍用發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)流道和葉片子午投影對(duì)比圖。第3代軍用發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)(見圖1(a))級(jí)數(shù)在9～10級(jí)，葉片展弦比為1.5～1.7，葉片稠度為1.1～1.3，可調(diào)葉片級(jí)數(shù)達(dá)到3～4排，葉片無彎掠；第4代發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)(見圖1(b))的級(jí)數(shù)減少到6～7級(jí)，葉片展弦比為1.1～1.3，葉片稠度為1.3～1.6，可調(diào)葉片級(jí)數(shù)為2～3排，開始引入彎掠葉片；下一代發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)(見圖1(c))級(jí)數(shù)將進(jìn)一步減少，葉片展弦比將小于1，葉片稠度為1.6～2.0，可調(diào)葉片級(jí)數(shù)減少到1～2排，大量地采用彎掠葉片?！叭~尖切線速度不斷提高，更低的展弦比，更高的稠度”[1]是風(fēng)扇/壓氣機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)參數(shù)對(duì)比Table 1 Comparison of parameters of engine compressors

圖1 第3代、第4代及下一代軍用發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)對(duì)比Fig.1 Comparison of compressors for the 3rd, 4th and next generations military engines

由圖1可見，下一代發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)與第3代、第4代壓氣機(jī)相比流道變化更劇烈，葉片展弦比更小，因此帶來更為強(qiáng)烈的三維效應(yīng)。由于級(jí)數(shù)已經(jīng)減少到極限，壓氣機(jī)每一級(jí)的流動(dòng)都急劇變化，從進(jìn)口級(jí)到中間級(jí)再到出口級(jí)，每一級(jí)的參數(shù)變化巨大，沒有常規(guī)負(fù)荷多級(jí)壓氣機(jī)逐級(jí)緩慢增壓的過程，所以高負(fù)荷壓氣機(jī)每一級(jí)都必須準(zhǔn)確高效地工作。

目前國(guó)際上現(xiàn)役的先進(jìn)第4代軍用發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)為5～7級(jí)，平均載荷因子為0.28～0.32。下一代先進(jìn)軍用發(fā)動(dòng)機(jī)具有高推重比、高熱效率等特點(diǎn)，對(duì)壓氣機(jī)部件提出了減少級(jí)數(shù)、提高效率的需求。因此下一代軍機(jī)壓氣機(jī)平均級(jí)壓比將超過1.5，載荷因子超過0.4[3]。如此高的級(jí)負(fù)荷超出了現(xiàn)有壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)范圍，設(shè)計(jì)難度高，技術(shù)跨度大。目前如此高負(fù)荷壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)尚無經(jīng)驗(yàn)可循，要實(shí)現(xiàn)這樣的設(shè)計(jì)指標(biāo)，開展高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)尤其是級(jí)間匹配技術(shù)的研究至關(guān)重要。

2 高負(fù)荷壓氣機(jī)級(jí)間匹配技術(shù)

從壓氣機(jī)發(fā)展趨勢(shì)來看，級(jí)數(shù)逐步減少，負(fù)荷不斷提高，高負(fù)荷、高效率壓氣機(jī)設(shè)計(jì)存在以下幾個(gè)方面的難點(diǎn)：

1) 可調(diào)級(jí)數(shù)較少以及高負(fù)荷級(jí)低損失工作范圍較窄，帶來壓氣機(jī)級(jí)間功的分配規(guī)律選擇困難[4-5]。

2) 各級(jí)損失、預(yù)旋、攻角等參數(shù)超出目前設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，其規(guī)律還有待探索和驗(yàn)證，級(jí)間的匹配沒有經(jīng)驗(yàn)可供參考。

3) 強(qiáng)烈的三維效應(yīng)作用下，基于二維的經(jīng)典壓氣機(jī)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)還需拓展其功能以適應(yīng)新的設(shè)計(jì)需要[6]。

4) 高負(fù)荷壓氣機(jī)欠缺設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和試驗(yàn)結(jié)果支持，現(xiàn)有設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)判斷預(yù)測(cè)高負(fù)荷壓氣機(jī)的特性可能存在較大的偏差[7]。

如何在壓氣機(jī)級(jí)數(shù)越來越少，級(jí)負(fù)荷越來越高的前提下，保證壓氣機(jī)有高的工作效率和穩(wěn)定工作裕度，使壓氣機(jī)各級(jí)有良好的匹配，達(dá)到設(shè)計(jì)的最好狀態(tài)呢？首先要從軸向參數(shù)優(yōu)選入手，通過對(duì)流道形式、轉(zhuǎn)速、載荷因子、重量等多方面參數(shù)的篩選，優(yōu)選具有潛力的方案；其次對(duì)展向載荷分配進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，使壓氣機(jī)每一級(jí)充分發(fā)揮最大的做功能力；最后通過三維流場(chǎng)的精細(xì)計(jì)算和分析，對(duì)載荷的周向負(fù)荷進(jìn)行調(diào)整，控制激波結(jié)構(gòu)，減少局部分離，提高壓氣機(jī)效率[8-11]。

2.1 高負(fù)荷壓氣機(jī)軸向參數(shù)篩選

通過幾十年的試驗(yàn)、計(jì)算和摸索，設(shè)計(jì)人員認(rèn)識(shí)到軸流壓氣機(jī)流動(dòng)的規(guī)律，逐漸掌握了多級(jí)壓氣機(jī)參數(shù)選擇和設(shè)計(jì)方法[10-12]。但對(duì)于下一代軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，壓氣機(jī)級(jí)數(shù)進(jìn)一步減少，級(jí)壓比進(jìn)一步提高，不可能再像常規(guī)負(fù)荷的壓氣機(jī)那樣具有足夠多的級(jí)數(shù)和足夠長(zhǎng)的通道緩慢地逐漸增壓，而是在極少的級(jí)數(shù)條件下迅速將壓力提高到發(fā)動(dòng)機(jī)需要的水平。

常規(guī)負(fù)荷的多級(jí)壓氣機(jī)出口級(jí)(大約2～3級(jí))級(jí)壓比降到1.1～1.2，壓氣機(jī)從進(jìn)口級(jí)到出口級(jí)有數(shù)級(jí)的過渡，給壓氣機(jī)帶來一定的喘振裕度儲(chǔ)備。但高負(fù)荷壓氣機(jī)級(jí)數(shù)已經(jīng)縮減到極限，每一級(jí)負(fù)荷都很重，平均載荷因子超過0.4(第3代在0.3左右)，所以每一級(jí)都要精準(zhǔn)地工作在正確的設(shè)計(jì)點(diǎn)上，才能滿足高負(fù)荷壓氣機(jī)性能要求。

以平均級(jí)壓比超過1.5的某高負(fù)荷壓氣機(jī)為例，如圖2所示，選取等外徑、等中徑和斜流3種流道形式，進(jìn)行參數(shù)設(shè)計(jì)和優(yōu)選分析，圖中R1～R4代表4排轉(zhuǎn)子葉片。通過一維設(shè)計(jì)能夠快速地篩選優(yōu)化出比較有潛力的方案，大大縮短了方案論證的時(shí)間，避免了盲目設(shè)計(jì)。

圖2 3種壓氣機(jī)流道方案子午投影 Fig.2 Meridional projection of three compressor flowpath cases

3種壓氣機(jī)流道方案的設(shè)計(jì)結(jié)果如表2所示，在級(jí)數(shù)、壓比、平均載荷因子、軸向長(zhǎng)度等參數(shù)相當(dāng)?shù)那闆r下，從重量指標(biāo)來看，等中徑方案最優(yōu)，等外徑方案其次，斜流方案較差；從預(yù)測(cè)的壓氣機(jī)效率來看，等中徑方案和等外徑方案的效率相當(dāng)，都在0.82左右；斜流式效率較低，為 0.758。綜上所述，等中徑和等外徑方案具有較高效率的潛力，是比較有希望實(shí)現(xiàn)的方案，但等外徑方案與等中徑方案相比，等外徑方案后面級(jí)具有較高的切線速度，做功能力強(qiáng)，平均載荷因子比等中徑方案小，在喘振裕度方面將具有較大的潛力。

圖3和圖4為3種壓氣機(jī)流道方案各級(jí)轉(zhuǎn)子和靜子進(jìn)口馬赫數(shù)和葉片氣流彎角的分布，其中橫坐標(biāo)N代表壓氣機(jī)級(jí)數(shù)。壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子全部處于超/跨聲速范圍，流場(chǎng)極不穩(wěn)定，葉型在跨聲速區(qū)域容易出現(xiàn)分離，造成損失，使效率降低。彎角過大也會(huì)使流動(dòng)損失加大，造成壓氣機(jī)效率降低。在斜流方案中，后3級(jí)靜子氣流彎角都超過了46°，這也是斜流方案效率難以提高的主要原因之一。

綜上所述，對(duì)于高負(fù)荷壓氣機(jī)而言，各級(jí)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的設(shè)計(jì)均需適應(yīng)超/跨聲速來流條件，靜子葉型需進(jìn)行大彎角設(shè)計(jì)；等外徑的子午流道設(shè)計(jì)方案可較好地提升壓氣機(jī)的效率并兼顧壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度。此外，由于級(jí)壓比超過1.5，因此各葉排的進(jìn)口馬赫數(shù)處于超/跨聲速時(shí)采用等外徑設(shè)計(jì)有一定優(yōu)勢(shì)。

表2 不同方案參數(shù)對(duì)比Table 2 Comparison of parameters of different cases

圖3 3種壓氣機(jī)流道方案進(jìn)口馬赫數(shù)分布Fig.3 Distribution of inlet Mach number for three compressor flow path cases

圖4 3種壓氣機(jī)流道方案氣流彎角分布Fig.4 Distribution of flow turning angle for three compressor flow path cases

完成方案初步篩選后，確定了壓氣機(jī)軸向載荷分布，選取等外徑流道設(shè)計(jì)方案，然后開展通流設(shè)計(jì)和葉片造型設(shè)計(jì)，得到初始方案。圖5所示為初始方案流道和葉片子午投影，方案由1排可調(diào)葉片(IGV)、4排轉(zhuǎn)子葉片(R1～R4)以及4排靜子葉片(S1～S4)組成。圖6為葉型實(shí)體。

圖7為全三維計(jì)算的馬赫數(shù)等值線分布，可以看出初始方案每一級(jí)轉(zhuǎn)子尾緣都存在分離，絕熱效率為81.7%。后續(xù)將通過采用展向參數(shù)優(yōu)化、全三維壓氣機(jī)流場(chǎng)優(yōu)化等途徑改善級(jí)間匹配，減少分離，從而提高壓氣機(jī)效率。

圖5 初始方案流道和葉片子午投影Fig.5 Meridional projection of flow path and blade for the initial case

圖6 初始方案葉片實(shí)體Fig.6 Blade of the initial case

圖7 初始方案葉片表面馬赫數(shù)等值線圖 Fig.7 Contours of mach number of blade surface in the initial case

2.2 高負(fù)荷壓氣機(jī)展向參數(shù)優(yōu)化

在給定軸向載荷后，對(duì)壓氣機(jī)展向載荷的分配，要根據(jù)每一級(jí)葉片從根部到尖部進(jìn)口馬赫數(shù)和氣流角的變化進(jìn)行參數(shù)選擇。壓氣機(jī)展向參數(shù)的設(shè)計(jì)和優(yōu)化主要從以下幾個(gè)方面開展：首先是通流設(shè)計(jì)(二維反問題設(shè)計(jì))，在軸向給定壓氣機(jī)各級(jí)總參數(shù)后，由通流設(shè)計(jì)對(duì)壓比、損失系數(shù)、預(yù)旋等參數(shù)進(jìn)行展向分配；然后在葉片造型中通過攻角、落后角等參數(shù)的選擇實(shí)現(xiàn)通流設(shè)計(jì)預(yù)期的設(shè)計(jì)值；最后由正問題計(jì)算檢驗(yàn)展向參數(shù)與通流設(shè)計(jì)的一致性。其中正問題有二維正問題方法和三維正問題方法，三維方法在下一節(jié)進(jìn)行分析。

隨著壓氣機(jī)級(jí)數(shù)減少，級(jí)負(fù)荷的增加，參數(shù)展向分布會(huì)有所不同，高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)律不同于常規(guī)負(fù)荷的壓氣機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)律。在高負(fù)荷壓氣機(jī)通流設(shè)計(jì)中，重點(diǎn)在于建立葉片損失模型，合理選定轉(zhuǎn)子葉片排效率和靜子葉片排總壓恢復(fù)系數(shù)沿葉展分布規(guī)律。目前對(duì)常規(guī)壓氣機(jī)損失模型有比較豐富的經(jīng)驗(yàn)，但對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)還比較欠缺，這就要求對(duì)常規(guī)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和準(zhǔn)則進(jìn)行修正和拓展，尤其是對(duì)損失模型進(jìn)行修正，以適應(yīng)高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)的需求，因此將通流設(shè)計(jì)與全三維計(jì)算進(jìn)行迭代十分必要。損失模型充分考慮三維效應(yīng)的影響，對(duì)超聲速區(qū)、端區(qū)、彎角較大的葉片等，將通流設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)子葉片排效率和靜子葉片排總壓恢復(fù)系數(shù)與三維計(jì)算周向平均的參數(shù)進(jìn)行多輪迭代，修正目前的通流計(jì)算損失模型。

在通流設(shè)計(jì)確定各級(jí)參數(shù)展向分配后，進(jìn)行葉片造型設(shè)計(jì)。由于高負(fù)荷壓氣機(jī)流道劇烈變化導(dǎo)致強(qiáng)烈的三維效應(yīng)，葉片根尖部攻角要適應(yīng)激波、端壁角渦、間隙流的變化，從而造成端區(qū)葉片攻角與葉片中部的差異大。除攻角外，預(yù)旋、效率、葉片厚度分布等在展向上都與常規(guī)負(fù)荷壓氣機(jī)有巨大的差異。由圖8所示某常規(guī)負(fù)荷壓氣機(jī)與某高負(fù)荷壓氣機(jī)進(jìn)口級(jí)轉(zhuǎn)子攻角沿展向的分布對(duì)比可以看出，常規(guī)負(fù)荷壓氣機(jī)攻角沿展向變化比較平緩，但高負(fù)荷壓氣機(jī)攻角沿展向變化較大。

壓氣機(jī)展向參數(shù)是否合理，在葉片造型后，采用二維正/反問題進(jìn)行參數(shù)對(duì)比，可以檢驗(yàn)各級(jí)通過葉片造型所選擇的造型參數(shù)是否合理，從而快速修正通流設(shè)計(jì)和葉片造型設(shè)計(jì)展向參數(shù)的分配[13-14]。圖9所示為某級(jí)轉(zhuǎn)子進(jìn)出口氣流角沿展向分布的比較，其中2D-direct代表二維正問題計(jì)算結(jié)果，2D-inverse代表二維反問題計(jì)算結(jié)果?？梢钥闯鲛D(zhuǎn)子進(jìn)出口氣流角正/反問題的結(jié)果是比較吻合的，說明葉片造型對(duì)攻角、落后角等參數(shù)的選擇是基本合理的。如果正/反問題的結(jié)果差異較大，說明葉片造型選擇的攻角、落后角過大或過小，不能達(dá)到設(shè)計(jì)的進(jìn)出口角度，就要調(diào)整葉片造型參數(shù)。

對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)進(jìn)行軸向參數(shù)篩選后，再進(jìn)行展向參數(shù)分配，能夠快速評(píng)估壓氣機(jī)參數(shù)選擇的合理性。目前全三維數(shù)值模擬為設(shè)計(jì)人員提供了豐富的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，使壓氣機(jī)設(shè)計(jì)更精細(xì)，對(duì)提升壓氣機(jī)性能十分有幫助。

圖8 常規(guī)負(fù)荷與高負(fù)荷壓氣機(jī)攻角沿展向分布對(duì)比Fig.8 Comparison of spanwise distributions of angles of attack for conventional load and high load compressors

圖9 正/反問題設(shè)計(jì)中轉(zhuǎn)子進(jìn)出口氣流角對(duì)比Fig.9 Comparison between inlet and outlet flow angles of rotor blade in direct/inverse design

2.3 全三維壓氣機(jī)流場(chǎng)優(yōu)化

通過葉片造型中攻角、落后角、最大撓度位置等參數(shù)的匹配使各級(jí)工作在一個(gè)最佳狀態(tài)，有利于壓氣機(jī)發(fā)揮最優(yōu)性能。過去通常采用準(zhǔn)三維的方法進(jìn)行匹配，雖然速度較快，但隨著壓氣機(jī)級(jí)負(fù)荷的提高，三維效應(yīng)越來越強(qiáng)，準(zhǔn)三維和一維中徑評(píng)估顯得捉襟見肘[15]?，F(xiàn)在利用全三維計(jì)算能夠全面有效地評(píng)估不同工況壓氣機(jī)的性能，獲取豐富的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，為優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。

圖10所示為采用全三維數(shù)值計(jì)算得到的某換算轉(zhuǎn)速下4級(jí)壓氣機(jī)各級(jí)轉(zhuǎn)子的效率曲線。從圖中可以看出，跨聲速來流的第1級(jí)轉(zhuǎn)子與輪轂比最高的第4級(jí)轉(zhuǎn)子的效率較低，而第2、3級(jí)的效率較高；由于在一維、二維設(shè)計(jì)中較多地考慮了高負(fù)荷壓氣機(jī)的特征，因此，各級(jí)轉(zhuǎn)子效率的變化趨勢(shì)與工作范圍基本一致，可以使壓氣機(jī)達(dá)到較好的性能，而且通過第1級(jí)和第4級(jí)轉(zhuǎn)子的優(yōu)化設(shè)計(jì)可以進(jìn)一步提高壓氣機(jī)的效率。

本文的三維計(jì)算軟件為MAP(Multi-block Aerodynamic Prediction code)，該軟件由北京航空航天大學(xué)寧方飛教授開發(fā)，是專用于氣動(dòng)定常/非定常數(shù)值模擬的計(jì)算軟件[16-17]。該軟件于2000年初開發(fā)，其后不斷完善，該軟件的數(shù)值離散格式、湍流模型等經(jīng)多次改進(jìn)，已經(jīng)初步具備工程實(shí)用要求。本壓氣機(jī)設(shè)計(jì)是中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院首次采用MAP軟件進(jìn)行流場(chǎng)分析和優(yōu)化的工程實(shí)例。

圖10 某換算轉(zhuǎn)速下全三維計(jì)算的各級(jí)轉(zhuǎn)子效率分布 Fig.10 3D calculation results： Distributions of rotor efficiencies at some corrected speed

相對(duì)常規(guī)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)，對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)進(jìn)行三維優(yōu)化比較有效的有2個(gè)方面：一是激波結(jié)構(gòu)的優(yōu)化，二是葉型積疊的優(yōu)化。

高負(fù)荷壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉尖馬赫數(shù)較高，激波結(jié)構(gòu)如果組織不好，會(huì)帶來較大的損失。通過調(diào)整葉型的氣流相對(duì)折轉(zhuǎn)角和厚度分布，可以改變氣流沿葉片的加速或減速的過程，從而改變激波結(jié)構(gòu)。對(duì)壓氣機(jī)激波結(jié)構(gòu)的分析，可以改進(jìn)壓氣機(jī)性能，尤其是高負(fù)荷壓氣機(jī)進(jìn)口級(jí)馬赫數(shù)通常超過1.2，激波位置的控制和壓氣機(jī)性能密切相關(guān)。一般認(rèn)為當(dāng)轉(zhuǎn)子進(jìn)口存在1道斜激波，靠近尾緣存在1道正激波的時(shí)候，這種激波結(jié)構(gòu)形式為壓氣機(jī)工作在近堵點(diǎn)位置，此時(shí)壓氣機(jī)的激波損失較大，效率較低；當(dāng)轉(zhuǎn)子進(jìn)口為1道正激波結(jié)構(gòu)形式時(shí)，壓氣機(jī)工作在近喘點(diǎn)位置，壓氣機(jī)的裕度比較小；當(dāng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子進(jìn)口存在1道斜激波加1道正激波的結(jié)構(gòu)形式，壓氣機(jī)會(huì)工作在高效率點(diǎn)，同時(shí)具有較大的裕度。圖11為某壓氣機(jī)進(jìn)口級(jí)改進(jìn)前后葉尖截面的流場(chǎng)對(duì)比，原方案激波位置靠近尾緣，雖然裕度較好，但損失較大，效率較低。通過調(diào)整葉型，在轉(zhuǎn)子進(jìn)口形成1道斜激波加1道正激波的結(jié)構(gòu)形式，壓氣機(jī)效率提高了0.3%。

圖11 轉(zhuǎn)子改進(jìn)前后葉尖截面馬赫數(shù)等值線圖 Fig.11 Contours of Mach number of rotor tip section before and after modification

在高負(fù)荷壓氣機(jī)葉型積疊的三維優(yōu)化中，通過改變?nèi)~片展向壓力分布對(duì)于減少和抑制端區(qū)的局部分離比較有效。壓氣機(jī)局部的分離通常還會(huì)在各葉片排間傳遞、擴(kuò)展，從而影響級(jí)間匹配，因此改善局部分離有利于提高壓氣機(jī)的性能。圖12 所示為壓氣機(jī)出口級(jí)轉(zhuǎn)子葉片實(shí)體，其中圖12(a)為原始設(shè)計(jì)的葉片實(shí)體，三維計(jì)算的葉片表面馬赫數(shù)等值線見圖13(a)，該葉片由于根部流道比較平直，在根部尾緣產(chǎn)生了分離。通過對(duì)葉型根部進(jìn)行彎曲積疊處理，得到改進(jìn)后的彎曲葉片實(shí)體如圖12(b)所示，三維計(jì)算葉片表面馬赫數(shù)等值線見圖13(b)，從中可以看出局部分離消除了，從而提高了該級(jí)的效率。

圖12 改進(jìn)前后出口葉片實(shí)體對(duì)比Fig.12 Comparison of outlet blades solid before and after modification

圖13 改進(jìn)前后葉片表面馬赫數(shù)等值線圖Fig.13 Contours of Mach number of blade surface before and after modification

2.4 綜合優(yōu)化

根據(jù)軸向載荷匹配設(shè)計(jì)的結(jié)果，進(jìn)行展向載荷分配設(shè)計(jì)，從而確定各排葉片參數(shù)的展向分布，這一層面的參數(shù)匹配是在經(jīng)典的一維、二維設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上根據(jù)高負(fù)荷壓氣機(jī)的特點(diǎn)進(jìn)行了一定的參數(shù)范圍拓展。在眾多設(shè)計(jì)參數(shù)中，轉(zhuǎn)子葉片排效率和靜子葉片排的總壓恢復(fù)系數(shù)是2個(gè)非常關(guān)鍵的輸入?yún)?shù)，體現(xiàn)的是葉片排的流動(dòng)損失。過去，這2個(gè)參數(shù)主要依照經(jīng)驗(yàn)輸入初始分布，再通過一維、二維和三維的分析，進(jìn)行迭代優(yōu)化，其設(shè)計(jì)周期較長(zhǎng)。隨著計(jì)算機(jī)能力的提高，對(duì)級(jí)數(shù)較少的壓氣機(jī)全三維計(jì)算時(shí)間較短，能夠快速有效地為高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)提供更為全面的參考。

在參考以往的壓氣機(jī)葉片損失模型基礎(chǔ)上，考慮轉(zhuǎn)子葉尖激波損失和端壁二次流損失等初步給定壓氣機(jī)的損失模型，再利用全三維結(jié)果進(jìn)行修正以減少迭代次數(shù)，縮短設(shè)計(jì)周期。最終方案全三維計(jì)算的馬赫數(shù)等值線分布如圖14所示，第1、2級(jí)轉(zhuǎn)子激波位置靠前，氣流經(jīng)過激波后沒有明顯的低速區(qū)。靜子葉片流動(dòng)良好，基本沒有分離，絕熱效率達(dá)到86.3%。

圖15(a)所示為轉(zhuǎn)子效率通流設(shè)計(jì)值與三維計(jì)算結(jié)果沿徑向分布的比較，圖15(b)所示為靜子總壓恢復(fù)系數(shù)通流設(shè)計(jì)值與三維計(jì)算結(jié)果沿徑向分布的比較，從中可以看出，通流設(shè)計(jì)值與三維計(jì)算結(jié)果趨勢(shì)吻合，但在根部和尖部差異略大，可通過多輪迭代進(jìn)行損失系數(shù)修改，使二者相吻合。值得注意的是由于通流設(shè)計(jì)為無黏計(jì)算，對(duì)根尖部靠近端壁的區(qū)域損失預(yù)估相差較大，在葉型設(shè)計(jì)時(shí)根尖部攻角和落后角的選取要充分考慮這一區(qū)域效率的變化，盡量減少葉型損失。

在高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中，綜合應(yīng)用軸向載荷篩選、展向參數(shù)分配，一維、二維和三維方法的交叉對(duì)比，充分考慮不同轉(zhuǎn)速壓氣機(jī)的工作特點(diǎn)，平衡中低轉(zhuǎn)速和高轉(zhuǎn)速性能，才能實(shí)現(xiàn)高負(fù)荷壓氣機(jī)在不同工況良好地工作，從而達(dá)到提高壓氣機(jī)負(fù)荷的目標(biāo)。

圖14 最終方案葉片表面馬赫數(shù)等值線圖Fig.14 Contours of Mach number of blade surface in the final case

圖15 轉(zhuǎn)子效率與靜子總壓恢復(fù)系數(shù)的設(shè)計(jì)值和三維計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig.15 Comparison of design values and 3D calculation results： Rotor efficiency and stator total pressure recovery coefficient

3 試驗(yàn)驗(yàn)證及分析

將本文開展的高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)應(yīng)用于1臺(tái)高級(jí)負(fù)荷軸流壓氣機(jī)設(shè)計(jì)，該壓氣機(jī)平均級(jí)壓比達(dá)到1.56，平均載荷因子達(dá)到0.38。圖16所示為該壓氣機(jī)性能試驗(yàn)件和轉(zhuǎn)子組件的裝配圖，該試驗(yàn)件在中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院全臺(tái)壓氣機(jī)試驗(yàn)臺(tái)開展了相關(guān)的性能試驗(yàn)。

該高負(fù)荷壓氣機(jī)性能試驗(yàn)件完成了相對(duì)換算轉(zhuǎn)速n=0.8～1.0的總性能參數(shù)錄取和喘振邊界測(cè)量。圖17為壓氣機(jī)總性能試驗(yàn)與設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)比，圖中1D表示一維預(yù)估特性曲線，3D表示全三維計(jì)算特性曲線，其中流量是采用設(shè)計(jì)流量進(jìn)行無量綱化的。試驗(yàn)結(jié)果表明，試驗(yàn)特性與設(shè)計(jì)預(yù)估特性十分吻合，設(shè)計(jì)點(diǎn)喘振裕度達(dá)到25.8%、效率達(dá)到86.2%，設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速最高效率達(dá)到86.5%。從總性能試驗(yàn)結(jié)果分析來看，壓氣機(jī)性能全面達(dá)到了設(shè)計(jì)要求，全轉(zhuǎn)速特性形態(tài)良好，效率包絡(luò)線形狀合理，高效率工作范圍較寬。從而以4級(jí)壓氣機(jī)實(shí)現(xiàn)了第3代發(fā)動(dòng)機(jī)6級(jí)壓氣機(jī)的壓比，平均級(jí)壓比提高了16%，效率提高了1.2%。

圖16 試驗(yàn)壓氣機(jī)及轉(zhuǎn)子Fig.16 Tested compressor and rotor

圖17 高負(fù)荷壓氣機(jī)試驗(yàn)性能Fig.17 Test performance of the high load compressor

利用葉型受感部[18-21]成功地測(cè)取了相對(duì)換算轉(zhuǎn)速n=0.8～1.0時(shí)各級(jí)轉(zhuǎn)子出口總壓和總溫的流場(chǎng)分布。葉型受感部是利用被測(cè)壓氣機(jī)的現(xiàn)成靜葉葉片，經(jīng)測(cè)量頭設(shè)計(jì)與加工、葉片開槽、受感部焊接、強(qiáng)度檢驗(yàn)與校準(zhǔn)等步驟而制成，圖18為葉型受感部實(shí)物圖。

試驗(yàn)件測(cè)量截面示意圖見圖19。為了測(cè)取各級(jí)轉(zhuǎn)子后的總溫、總壓流場(chǎng)分布，在壓氣機(jī)各級(jí)靜葉每級(jí)安排2片葉片安裝總溫探頭，2片葉片安裝總壓探頭(1片葉片安裝3個(gè)，1片葉片安裝2個(gè))。

圖20(a)所示為級(jí)壓比(相對(duì)于總壓比)測(cè)量值和設(shè)計(jì)值沿徑向分布的對(duì)比，圖20(b)所示為級(jí)溫比測(cè)量值和設(shè)計(jì)值沿徑向分布的對(duì)比，從試驗(yàn)級(jí)間測(cè)量的結(jié)果來看，各級(jí)壓比和溫比與設(shè)計(jì)值基本吻合，說明各級(jí)沿軸向和展向匹配都比較合理。從溫比圖可以看出在第1級(jí)轉(zhuǎn)子尖部，試驗(yàn)值比設(shè)計(jì)值大，主要是由于可調(diào)零級(jí)導(dǎo)葉尖部間隙泄漏流與較強(qiáng)的激波造成較大的損失，在今后的設(shè)計(jì)中，要注意改進(jìn)第1級(jí)轉(zhuǎn)子尖部葉型設(shè)計(jì)，提高效率。第3級(jí)的溫比試驗(yàn)值也高于設(shè)計(jì)值，證明這一級(jí)效率低于設(shè)計(jì)值。

圖18 葉型受感部實(shí)物圖Fig.18 Picture of airfoil sensor

圖19 葉型受感部安裝截面示意圖Fig.19 Schematic diagram of airfoil sensor installation sections

圖20 試驗(yàn)與設(shè)計(jì)級(jí)參數(shù)對(duì)比 Fig.20 Comparison between test and design results of parameters between stages

圖21為n=1.0時(shí)壓氣機(jī)沿程靜壓比相對(duì)值(相對(duì)最大靜壓比)試驗(yàn)結(jié)果與三維計(jì)算相近工況比較，其中橫坐標(biāo)m為沿壓氣機(jī)軸向的測(cè)量點(diǎn)位置，從圖中可以看出，在相近工況下，各級(jí)沿程靜壓比三維計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果分布較為一致，但第1級(jí)和第3級(jí)靜子出口處，試驗(yàn)值低于計(jì)算值，說明第1級(jí)和第3級(jí)效率試驗(yàn)值略低于設(shè)計(jì)值，這印證了前面各級(jí)溫比對(duì)比圖中這2級(jí)效率較低的情況，在今后的設(shè)計(jì)中還需進(jìn)一步改進(jìn)這2級(jí)的設(shè)計(jì)。

圖21 試驗(yàn)與三維計(jì)算軸向靜壓比對(duì)比Fig.21 Comparison between test results and 3D calculation results of the axial static pressure ratios

4 結(jié) 論

本文對(duì)高級(jí)負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)進(jìn)行了探索研究，將該技術(shù)應(yīng)用于1臺(tái)高負(fù)荷壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，對(duì)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)結(jié)果作了對(duì)比，得到的全工況特性曲線與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)也比較吻合，平均級(jí)壓比相對(duì)第4代發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)提高了16%，可以得出以下結(jié)論：

1) 高負(fù)荷壓氣機(jī)的載荷分布規(guī)律和參數(shù)的選擇有別于常規(guī)級(jí)負(fù)荷壓氣機(jī)，要盡量利用目前的設(shè)計(jì)工具，進(jìn)行設(shè)計(jì)范圍的拓展，從而可以快速有效地進(jìn)行軸向和展向參數(shù)的優(yōu)選。

2) 全三維數(shù)值模擬可以改善局部流動(dòng)，減少分離，與二維設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，可以修正徑向參數(shù)分布，使參數(shù)在二維層面進(jìn)一步契合。

3) 本文提出的高負(fù)荷軸流壓氣機(jī)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法可以有效地實(shí)現(xiàn)少級(jí)數(shù)高負(fù)荷壓氣機(jī)良好工作，發(fā)揮了壓氣機(jī)做功潛力，從而提高壓氣機(jī)級(jí)負(fù)荷水平。

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(責(zé)任編輯： 鮑亞平, 王嬌)

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170512.1059.004.html

*Corresponding author. E-mail: liqinghuapc@sina.com

Design and test verification of high load axial-flow compressor

LI Qinghua1,2,*, AN Liping2, XU Lin2, MI Pan2, PANG Chao2

1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.AECCSichuanGasTurbineEstablishment,Chengdu610500,China

In order to improve the aerodynamic performance of the high load axial-flow compressor and to explore the design method for the high load compressor. The axial load and parameter distribution of the high load compressor is studied and selectively optimized. The span load distribution of the compressor is then optimized using 2D direct and inverse solution design and analysis method. 3D flow filed analysis is applied to conduct refinement analysis. Stage parameters of the high load compressor are matched well. The method is used to design one high load compressor. Test results and calculation results are compared and studied. Results show that this technique can effectively improved compressor performance under all operation conditions and can allow the compressor to work with reasonable parameters at each stage. With this design technique, the average stage pressure ratio of the compressor can be increased by 16% and efficiency can be increased by 1% over the 4th generation aero-engine compressor.

high load; axial-flow compressor; stage matching; optimization； test verification

2016-11-25； Revised： 2017-02-19； Accepted： 2017-04-04； Published online： 2017-05-12 10:59

V231.3

A

1000-6893(2017)09-520990-11

2016-11-25； 退修日期： 2017-02-19； 錄用日期： 2017-04-04； 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2017-05-12 10:59

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170512.1059.004.html

*通訊作者.E-mail: liqinghuapc@sina.com

李清華， 安利平， 徐林， 等. 高負(fù)荷軸流壓氣機(jī)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證[J]. 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(9): 520990. LI Q H, AN L P, XU L, et al. Design and test verification of high load axial-flow compressor[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 520990.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.620990