李清華， 安利平， 徐林， 米攀, 龐超

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院， 南京 210016 2.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院， 成都 610500

高負荷軸流壓氣機設(shè)計與試驗驗證

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) 能源與動力學(xué)院， 南京 210016 2.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院， 成都 610500

為了提高高負荷軸流壓氣機氣動性能，探索高負荷壓氣機設(shè)計方法。首先，對高負荷壓氣機軸向載荷和參數(shù)分布進行研究與篩選優(yōu)化；然后，利用二維正/反問題設(shè)計與分析方法優(yōu)化壓氣機載荷展向分布；最后，利用三維流場分析方法進行精細分析，從而使高負荷壓氣機級間參數(shù)達到良好的匹配。將該方法應(yīng)用于一臺高負荷壓氣機設(shè)計中，并將試驗值與計算結(jié)果進行了比較分析。結(jié)果顯示：該技術(shù)有效地提高了壓氣機全工況的性能，使壓氣機各級工作在合理的參數(shù)下，相對于第4代發(fā)動機的壓氣機平均級壓比提高了16%，效率提高了1%。

高負荷； 軸流壓氣機； 級間匹配； 優(yōu)化； 試驗驗證

壓氣機作為航空發(fā)動機重要的核心部件之一，其性能的優(yōu)劣對發(fā)動機的性能至關(guān)重要?，F(xiàn)在航空發(fā)動機的發(fā)展趨勢，對壓氣機提出了高效率、高級負荷、少級數(shù)、重量輕等要求[1]。要想不斷提高壓氣機平均級壓比和性能，各級參數(shù)的匹配非常重要。當(dāng)壓氣機各級處于非理想的工作狀態(tài)下，即使每一級都有較好的性能，多級壓氣機也難以正常工作。只有壓氣機各級均處于良好的工作狀態(tài)下，多級壓氣機才能發(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，壓氣機的研制難度很大。特別是多級高壓壓氣機，級間匹配和全工況下性能優(yōu)化均很困難，盡管設(shè)計體系在不斷完善，但由于設(shè)計指標(biāo)同時也在不斷提高，多級軸流壓氣機設(shè)計仍然是發(fā)動機的瓶頸技術(shù)之一[2]?！痹诟哓摵蓧簹鈾C設(shè)計中，由于壓氣機級數(shù)少，級負荷高，全轉(zhuǎn)速下的參數(shù)選擇決定了壓氣機的性能優(yōu)劣。在傳統(tǒng)的級數(shù)較多的壓氣機中，某一級參數(shù)沒有達到最佳工作點對整個壓氣機的性能影響遠小于級數(shù)少、級負荷高的壓氣機。在現(xiàn)有壓氣機設(shè)計方法基礎(chǔ)上，對參數(shù)選擇范圍進行拓展，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荷壓氣機性能的設(shè)計途徑。

1 壓氣機的發(fā)展趨勢

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

圖1所示為典型的第3代、第4代和下一代先進軍用發(fā)動機壓氣機流道和葉片子午投影對比圖。第3代軍用發(fā)動機壓氣機(見圖1(a))級數(shù)在9～10級，葉片展弦比為1.5～1.7，葉片稠度為1.1～1.3，可調(diào)葉片級數(shù)達到3～4排，葉片無彎掠；第4代發(fā)動機壓氣機(見圖1(b))的級數(shù)減少到6～7級，葉片展弦比為1.1～1.3，葉片稠度為1.3～1.6，可調(diào)葉片級數(shù)為2～3排，開始引入彎掠葉片；下一代發(fā)動機壓氣機(見圖1(c))級數(shù)將進一步減少，葉片展弦比將小于1，葉片稠度為1.6～2.0，可調(diào)葉片級數(shù)減少到1～2排，大量地采用彎掠葉片。“葉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/壓氣機的發(fā)展趨勢。

表1 發(fā)動機壓氣機參數(shù)對比Table 1 Comparison of parameters of engine compressors

圖1 第3代、第4代及下一代軍用發(fā)動機壓氣機對比Fig.1 Comparison of compressors for the 3rd, 4th and next generations military engines

由圖1可見，下一代發(fā)動機壓氣機與第3代、第4代壓氣機相比流道變化更劇烈，葉片展弦比更小，因此帶來更為強烈的三維效應(yīng)。由于級數(shù)已經(jīng)減少到極限，壓氣機每一級的流動都急劇變化，從進口級到中間級再到出口級，每一級的參數(shù)變化巨大，沒有常規(guī)負荷多級壓氣機逐級緩慢增壓的過程，所以高負荷壓氣機每一級都必須準(zhǔn)確高效地工作。

目前國際上現(xiàn)役的先進第4代軍用發(fā)動機壓氣機為5～7級，平均載荷因子為0.28～0.32。下一代先進軍用發(fā)動機具有高推重比、高熱效率等特點，對壓氣機部件提出了減少級數(shù)、提高效率的需求。因此下一代軍機壓氣機平均級壓比將超過1.5，載荷因子超過0.4[3]。如此高的級負荷超出了現(xiàn)有壓氣機的設(shè)計范圍，設(shè)計難度高，技術(shù)跨度大。目前如此高負荷壓氣機的設(shè)計尚無經(jīng)驗可循，要實現(xiàn)這樣的設(shè)計指標(biāo)，開展高負荷壓氣機設(shè)計技術(shù)尤其是級間匹配技術(shù)的研究至關(guān)重要。

2 高負荷壓氣機級間匹配技術(shù)

從壓氣機發(fā)展趨勢來看，級數(shù)逐步減少，負荷不斷提高，高負荷、高效率壓氣機設(shè)計存在以下幾個方面的難點：

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

2) 各級損失、預(yù)旋、攻角等參數(shù)超出目前設(shè)計準(zhǔn)則，其規(guī)律還有待探索和驗證，級間的匹配沒有經(jīng)驗可供參考。

3) 強烈的三維效應(yīng)作用下，基于二維的經(jīng)典壓氣機設(shè)計經(jīng)驗還需拓展其功能以適應(yīng)新的設(shè)計需要[6]。

4) 高負荷壓氣機欠缺設(shè)計經(jīng)驗和試驗結(jié)果支持，現(xiàn)有設(shè)計經(jīng)驗判斷預(yù)測高負荷壓氣機的特性可能存在較大的偏差[7]。

如何在壓氣機級數(shù)越來越少，級負荷越來越高的前提下，保證壓氣機有高的工作效率和穩(wěn)定工作裕度，使壓氣機各級有良好的匹配，達到設(shè)計的最好狀態(tài)呢？首先要從軸向參數(shù)優(yōu)選入手，通過對流道形式、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；其次對展向載荷分配進行優(yōu)化設(shè)計，使壓氣機每一級充分發(fā)揮最大的做功能力；最后通過三維流場的精細計算和分析，對載荷的周向負荷進行調(diào)整，控制激波結(jié)構(gòu)，減少局部分離，提高壓氣機效率[8-11]。

2.1 高負荷壓氣機軸向參數(shù)篩選

通過幾十年的試驗、計算和摸索，設(shè)計人員認識到軸流壓氣機流動的規(guī)律，逐漸掌握了多級壓氣機參數(shù)選擇和設(shè)計方法[10-12]。但對于下一代軍用渦扇發(fā)動機，壓氣機級數(shù)進一步減少，級壓比進一步提高，不可能再像常規(guī)負荷的壓氣機那樣具有足夠多的級數(shù)和足夠長的通道緩慢地逐漸增壓，而是在極少的級數(shù)條件下迅速將壓力提高到發(fā)動機需要的水平。

常規(guī)負荷的多級壓氣機出口級(大約2～3級)級壓比降到1.1～1.2，壓氣機從進口級到出口級有數(shù)級的過渡，給壓氣機帶來一定的喘振裕度儲備。但高負荷壓氣機級數(shù)已經(jīng)縮減到極限，每一級負荷都很重，平均載荷因子超過0.4(第3代在0.3左右)，所以每一級都要精準(zhǔn)地工作在正確的設(shè)計點上，才能滿足高負荷壓氣機性能要求。

以平均級壓比超過1.5的某高負荷壓氣機為例，如圖2所示，選取等外徑、等中徑和斜流3種流道形式，進行參數(shù)設(shè)計和優(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間，避免了盲目設(shè)計。

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

3種壓氣機流道方案的設(shè)計結(jié)果如表2所示，在級數(shù)、壓比、平均載荷因子、軸向長度等參數(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)測的壓氣機效率來看，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，等外徑方案后面級具有較高的切線速度，做功能力強，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種壓氣機流道方案各級轉(zhuǎn)子和靜子進口馬赫數(shù)和葉片氣流彎角的分布，其中橫坐標(biāo)N代表壓氣機級數(shù)。壓氣機轉(zhuǎn)子全部處于超/跨聲速范圍，流場極不穩(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。彎角過大也會使流動損失加大，造成壓氣機效率降低。在斜流方案中，后3級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，對于高負荷壓氣機而言，各級壓氣機轉(zhuǎn)子的設(shè)計均需適應(yīng)超/跨聲速來流條件，靜子葉型需進行大彎角設(shè)計；等外徑的子午流道設(shè)計方案可較好地提升壓氣機的效率并兼顧壓氣機的穩(wěn)定裕度。此外，由于級壓比超過1.5，因此各葉排的進口馬赫數(shù)處于超/跨聲速時采用等外徑設(shè)計有一定優(yōu)勢。

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

圖3 3種壓氣機流道方案進口馬赫數(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，確定了壓氣機軸向載荷分布，選取等外徑流道設(shè)計方案，然后開展通流設(shè)計和葉片造型設(shè)計，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為葉型實體。

圖7為全三維計算的馬赫數(shù)等值線分布，可以看出初始方案每一級轉(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、全三維壓氣機流場優(yōu)化等途徑改善級間匹配，減少分離，從而提高壓氣機效率。

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 高負荷壓氣機展向參數(shù)優(yōu)化

在給定軸向載荷后，對壓氣機展向載荷的分配，要根據(jù)每一級葉片從根部到尖部進口馬赫數(shù)和氣流角的變化進行參數(shù)選擇。壓氣機展向參數(shù)的設(shè)計和優(yōu)化主要從以下幾個方面開展：首先是通流設(shè)計(二維反問題設(shè)計)，在軸向給定壓氣機各級總參數(shù)后，由通流設(shè)計對壓比、損失系數(shù)、預(yù)旋等參數(shù)進行展向分配；然后在葉片造型中通過攻角、落后角等參數(shù)的選擇實現(xiàn)通流設(shè)計預(yù)期的設(shè)計值；最后由正問題計算檢驗展向參數(shù)與通流設(shè)計的一致性。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)進行分析。

隨著壓氣機級數(shù)減少，級負荷的增加，參數(shù)展向分布會有所不同，高負荷壓氣機設(shè)計規(guī)律不同于常規(guī)負荷的壓氣機設(shè)計規(guī)律。在高負荷壓氣機通流設(shè)計中，重點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。目前對常規(guī)壓氣機損失模型有比較豐富的經(jīng)驗，但對高負荷壓氣機還比較欠缺，這就要求對常規(guī)壓氣機設(shè)計經(jīng)驗和準(zhǔn)則進行修正和拓展，尤其是對損失模型進行修正，以適應(yīng)高負荷壓氣機設(shè)計的需求，因此將通流設(shè)計與全三維計算進行迭代十分必要。損失模型充分考慮三維效應(yīng)的影響，對超聲速區(qū)、端區(qū)、彎角較大的葉片等，將通流設(shè)計的轉(zhuǎn)子葉片排效率和靜子葉片排總壓恢復(fù)系數(shù)與三維計算周向平均的參數(shù)進行多輪迭代，修正目前的通流計算損失模型。

在通流設(shè)計確定各級參數(shù)展向分配后，進行葉片造型設(shè)計。由于高負荷壓氣機流道劇烈變化導(dǎo)致強烈的三維效應(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)負荷壓氣機有巨大的差異。由圖8所示某常規(guī)負荷壓氣機與某高負荷壓氣機進口級轉(zhuǎn)子攻角沿展向的分布對比可以看出，常規(guī)負荷壓氣機攻角沿展向變化比較平緩，但高負荷壓氣機攻角沿展向變化較大。

壓氣機展向參數(shù)是否合理，在葉片造型后，采用二維正/反問題進行參數(shù)對比，可以檢驗各級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)計和葉片造型設(shè)計展向參數(shù)的分配[13-14]。圖9所示為某級轉(zhuǎn)子進出口氣流角沿展向分布的比較，其中2D-direct代表二維正問題計算結(jié)果，2D-inverse代表二維反問題計算結(jié)果?？梢钥闯鲛D(zhuǎn)子進出口氣流角正/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，不能達到設(shè)計的進出口角度，就要調(diào)整葉片造型參數(shù)。

對高負荷壓氣機進行軸向參數(shù)篩選后，再進行展向參數(shù)分配，能夠快速評估壓氣機參數(shù)選擇的合理性。目前全三維數(shù)值模擬為設(shè)計人員提供了豐富的流場細節(jié)，使壓氣機設(shè)計更精細，對提升壓氣機性能十分有幫助。

圖8 常規(guī)負荷與高負荷壓氣機攻角沿展向分布對比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)計中轉(zhuǎn)子進出口氣流角對比Fig.9 Comparison between inlet and outlet flow angles of rotor blade in direct/inverse design

2.3 全三維壓氣機流場優(yōu)化

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

圖10所示為采用全三維數(shù)值計算得到的某換算轉(zhuǎn)速下4級壓氣機各級轉(zhuǎn)子的效率曲線。從圖中可以看出，跨聲速來流的第1級轉(zhuǎn)子與輪轂比最高的第4級轉(zhuǎn)子的效率較低，而第2、3級的效率較高；由于在一維、二維設(shè)計中較多地考慮了高負荷壓氣機的特征，因此，各級轉(zhuǎn)子效率的變化趨勢與工作范圍基本一致，可以使壓氣機達到較好的性能，而且通過第1級和第4級轉(zhuǎn)子的優(yōu)化設(shè)計可以進一步提高壓氣機的效率。

本文的三維計算軟件為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)，是專用于氣動定常/非定常數(shù)值模擬的計算軟件[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，已經(jīng)初步具備工程實用要求。本壓氣機設(shè)計是中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院首次采用MAP軟件進行流場分析和優(yōu)化的工程實例。

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

相對常規(guī)壓氣機設(shè)計，對高負荷壓氣機進行三維優(yōu)化比較有效的有2個方面：一是激波結(jié)構(gòu)的優(yōu)化，二是葉型積疊的優(yōu)化。

高負荷壓氣機轉(zhuǎn)子葉尖馬赫數(shù)較高，激波結(jié)構(gòu)如果組織不好，會帶來較大的損失。通過調(diào)整葉型的氣流相對折轉(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)。對壓氣機激波結(jié)構(gòu)的分析，可以改進壓氣機性能，尤其是高負荷壓氣機進口級馬赫數(shù)通常超過1.2，激波位置的控制和壓氣機性能密切相關(guān)。一般認為當(dāng)轉(zhuǎn)子進口存在1道斜激波，靠近尾緣存在1道正激波的時候，這種激波結(jié)構(gòu)形式為壓氣機工作在近堵點位置，此時壓氣機的激波損失較大，效率較低；當(dāng)轉(zhuǎn)子進口為1道正激波結(jié)構(gòu)形式時，壓氣機工作在近喘點位置，壓氣機的裕度比較??；當(dāng)壓氣機轉(zhuǎn)子進口存在1道斜激波加1道正激波的結(jié)構(gòu)形式，壓氣機會工作在高效率點，同時具有較大的裕度。圖11為某壓氣機進口級改進前后葉尖截面的流場對比，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)子進口形成1道斜激波加1道正激波的結(jié)構(gòu)形式，壓氣機效率提高了0.3%。

圖11 轉(zhuǎn)子改進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

在高負荷壓氣機葉型積疊的三維優(yōu)化中，通過改變?nèi)~片展向壓力分布對于減少和抑制端區(qū)的局部分離比較有效。壓氣機局部的分離通常還會在各葉片排間傳遞、擴展，從而影響級間匹配，因此改善局部分離有利于提高壓氣機的性能。圖12 所示為壓氣機出口級轉(zhuǎn)子葉片實體，其中圖12(a)為原始設(shè)計的葉片實體，三維計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。通過對葉型根部進行彎曲積疊處理，得到改進后的彎曲葉片實體如圖12(b)所示，三維計算葉片表面馬赫數(shù)等值線見圖13(b)，從中可以看出局部分離消除了，從而提高了該級的效率。

圖12 改進前后出口葉片實體對比Fig.12 Comparison of outlet blades solid before and after modification

圖13 改進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)計的結(jié)果，進行展向載荷分配設(shè)計，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)計基礎(chǔ)上根據(jù)高負荷壓氣機的特點進行了一定的參數(shù)范圍拓展。在眾多設(shè)計參數(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個非常關(guān)鍵的輸入?yún)?shù)，體現(xiàn)的是葉片排的流動損失。過去，這2個參數(shù)主要依照經(jīng)驗輸入初始分布，再通過一維、二維和三維的分析，進行迭代優(yōu)化，其設(shè)計周期較長。隨著計算機能力的提高，對級數(shù)較少的壓氣機全三維計算時間較短，能夠快速有效地為高負荷壓氣機設(shè)計提供更為全面的參考。

在參考以往的壓氣機葉片損失模型基礎(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的損失模型，再利用全三維結(jié)果進行修正以減少迭代次數(shù)，縮短設(shè)計周期。最終方案全三維計算的馬赫數(shù)等值線分布如圖14所示，第1、2級轉(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)。靜子葉片流動良好，基本沒有分離，絕熱效率達到86.3%。

圖15(a)所示為轉(zhuǎn)子效率通流設(shè)計值與三維計算結(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)計值與三維計算結(jié)果沿徑向分布的比較，從中可以看出，通流設(shè)計值與三維計算結(jié)果趨勢吻合，但在根部和尖部差異略大，可通過多輪迭代進行損失系數(shù)修改，使二者相吻合。值得注意的是由于通流設(shè)計為無黏計算，對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)計時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。

在高負荷壓氣機設(shè)計中，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比，充分考慮不同轉(zhuǎn)速壓氣機的工作特點，平衡中低轉(zhuǎn)速和高轉(zhuǎn)速性能，才能實現(xiàn)高負荷壓氣機在不同工況良好地工作，從而達到提高壓氣機負荷的目標(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)計值和三維計算結(jié)果對比Fig.15 Comparison of design values and 3D calculation results： Rotor efficiency and stator total pressure recovery coefficient

3 試驗驗證及分析

將本文開展的高負荷壓氣機設(shè)計技術(shù)應(yīng)用于1臺高級負荷軸流壓氣機設(shè)計，該壓氣機平均級壓比達到1.56，平均載荷因子達到0.38。圖16所示為該壓氣機性能試驗件和轉(zhuǎn)子組件的裝配圖，該試驗件在中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院全臺壓氣機試驗臺開展了相關(guān)的性能試驗。

該高負荷壓氣機性能試驗件完成了相對換算轉(zhuǎn)速n=0.8～1.0的總性能參數(shù)錄取和喘振邊界測量。圖17為壓氣機總性能試驗與設(shè)計結(jié)果對比，圖中1D表示一維預(yù)估特性曲線，3D表示全三維計算特性曲線，其中流量是采用設(shè)計流量進行無量綱化的。試驗結(jié)果表明，試驗特性與設(shè)計預(yù)估特性十分吻合，設(shè)計點喘振裕度達到25.8%、效率達到86.2%，設(shè)計轉(zhuǎn)速最高效率達到86.5%。從總性能試驗結(jié)果分析來看，壓氣機性能全面達到了設(shè)計要求，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級壓氣機實現(xiàn)了第3代發(fā)動機6級壓氣機的壓比，平均級壓比提高了16%，效率提高了1.2%。

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

圖17 高負荷壓氣機試驗性能Fig.17 Test performance of the high load compressor

利用葉型受感部[18-21]成功地測取了相對換算轉(zhuǎn)速n=0.8～1.0時各級轉(zhuǎn)子出口總壓和總溫的流場分布。葉型受感部是利用被測壓氣機的現(xiàn)成靜葉葉片，經(jīng)測量頭設(shè)計與加工、葉片開槽、受感部焊接、強度檢驗與校準(zhǔn)等步驟而制成，圖18為葉型受感部實物圖。

試驗件測量截面示意圖見圖19。為了測取各級轉(zhuǎn)子后的總溫、總壓流場分布，在壓氣機各級靜葉每級安排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，1片葉片安裝2個)。

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

圖18 葉型受感部實物圖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 試驗與設(shè)計級參數(shù)對比 Fig.20 Comparison between test and design results of parameters between stages

圖21為n=1.0時壓氣機沿程靜壓比相對值(相對最大靜壓比)試驗結(jié)果與三維計算相近工況比較，其中橫坐標(biāo)m為沿壓氣機軸向的測量點位置，從圖中可以看出，在相近工況下，各級沿程靜壓比三維計算結(jié)果與試驗結(jié)果分布較為一致，但第1級和第3級靜子出口處，試驗值低于計算值，說明第1級和第3級效率試驗值略低于設(shè)計值，這印證了前面各級溫比對比圖中這2級效率較低的情況，在今后的設(shè)計中還需進一步改進這2級的設(shè)計。

圖21 試驗與三維計算軸向靜壓比對比Fig.21 Comparison between test results and 3D calculation results of the axial static pressure ratios

4 結(jié) 論

本文對高級負荷壓氣機設(shè)計技術(shù)進行了探索研究，將該技術(shù)應(yīng)用于1臺高負荷壓氣機設(shè)計中，并進行了試驗驗證，對設(shè)計與試驗結(jié)果作了對比，得到的全工況特性曲線與試驗結(jié)果趨勢也比較吻合，平均級壓比相對第4代發(fā)動機的壓氣機提高了16%，可以得出以下結(jié)論：

1) 高負荷壓氣機的載荷分布規(guī)律和參數(shù)的選擇有別于常規(guī)級負荷壓氣機，要盡量利用目前的設(shè)計工具，進行設(shè)計范圍的拓展，從而可以快速有效地進行軸向和展向參數(shù)的優(yōu)選。

2) 全三維數(shù)值模擬可以改善局部流動，減少分離，與二維設(shè)計結(jié)果進行對比分析，可以修正徑向參數(shù)分布，使參數(shù)在二維層面進一步契合。

3) 本文提出的高負荷軸流壓氣機綜合優(yōu)化設(shè)計方法可以有效地實現(xiàn)少級數(shù)高負荷壓氣機良好工作，發(fā)揮了壓氣機做功潛力，從而提高壓氣機級負荷水平。

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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)出版時間： 2017-05-12 10:59

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*通訊作者.E-mail: liqinghuapc@sina.com

李清華， 安利平， 徐林， 等. 高負荷軸流壓氣機設(shè)計與試驗驗證[J]. 航空學(xué)報, 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.

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10.7527/S1000-6893.2017.620990