李 正，余華蔚，尹紅順，張少平

(中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

1 引言

現(xiàn)代航空發(fā)動機朝著高推重比的方向發(fā)展，要求壓氣機具有高負荷、高效率、高穩(wěn)定性的特點。而提高壓氣機氣動性能的一個主要途徑，就是尋找氣動性能優(yōu)良的壓氣機葉型。目前，壓氣機葉型已普遍采用橢圓前緣，這種結(jié)構(gòu)可有效抑制前緣吸力面來流的加速膨脹，降低葉型損失，性能上比傳統(tǒng)的圓弧形前緣更具優(yōu)勢[1-3]。國內(nèi)外多位研究者在橢圓前緣的基礎(chǔ)上進行了壓氣機葉片前緣形狀的優(yōu)化研究。如Goodhand等[4]對橢圓前緣進行了優(yōu)化，消除了吸力面前緣的速度峰值；陸宏志等[5-7]提出了帶平臺圓弧形前緣，降低了葉型前緣的吸力峰強度；宋寅等[8]對葉片前緣曲率進行優(yōu)化，抑制了分離泡的出現(xiàn)。為進一步提高壓氣機性能，葉型前緣形狀呈現(xiàn)出越來越尖銳的趨勢。但前緣過度尖銳會帶來一系列的振動和疲勞問題，同時也會增大加工難度。葉型加工中，國內(nèi)的工藝流程大多包括人工拋修這一步驟，使得橢圓前緣的曲率變化難以控制，導(dǎo)致最終產(chǎn)品前緣偏離設(shè)計形狀。而較差的加工形狀會影響葉片通道內(nèi)的氣體流動和分離，進而影響壓氣機的效率、喘振及振動特性。Suder等[9]研究發(fā)現(xiàn)，葉片前緣形狀改變引起的前緣流動變化將給葉片性能帶來不可忽視的影響。葉身前端約10%弦長部分的粗糙度、厚度變化造成的葉片性能下降，接近全葉身粗糙度、厚度變化導(dǎo)致的葉片性能下降。

為了能對設(shè)計和加工的橢圓前緣葉型進行準確評估，引入銳化度參數(shù)評估葉片前緣尖銳程度。銳化度值越大，表明葉片前緣越尖銳，這對氣動性能有益，但對強度振動不利。銳化度值越小，前緣越鈍，加工控制和強度可靠性更強，但氣動損失會隨之增大。而加工中受技術(shù)發(fā)展的限制，經(jīng)常會使葉型前緣形狀與設(shè)計形狀產(chǎn)生一定的偏差，此時也可以用銳化度參數(shù)來快速近似評估加工葉型的性能，確定對加工產(chǎn)品的使用方案。本文以四種壓氣機靜子中常用的亞聲速葉型為基礎(chǔ)，在改變前緣銳化度的同時保持葉片其他控制參數(shù)不變以生成新的葉型，對生成的葉型進行計算分析，以期為亞聲速條件下靜子葉片橢圓前緣的銳化度選擇提供依據(jù)。

2 研究對象

選擇四種靜子基元葉型進行分析。四種葉型的基本參數(shù)見表1，基本包括了目前常見的靜子葉型從進口級到出口級的設(shè)計馬赫數(shù)范圍。

表1 葉型參數(shù)Table 1 Parameters of profile

2.1 銳化度定義

圖1 葉片前緣銳化度示意圖Fig.1 Schematic of blade leading edge sharpness

圖1為葉片前緣銳化度示意圖和計算公式。圖中，葉片前緣銳化度AB值定義為橢圓頭部弦向長度(XRL)與頭部半厚度(THRL)的比值。使用銳化度值可直觀表示頭部的尖銳程度，從而控制前緣的厚度變化以滿足加工和裝機長時工作的強度儲備需要，或是快速評估加工產(chǎn)品的質(zhì)量，分析加工偏差對設(shè)計性能的影響。

2.2 銳化度葉型生成

采用可控擴散葉型技術(shù)生成葉型。在葉型生成中，在改變前緣銳化度的同時保持葉片其余相關(guān)設(shè)計參數(shù)不變。即保持葉身相同，僅改變前緣形狀，生成新的葉型。圖2為銳化度在1.00～1.80之間時生成的葉型。

圖2 不同前緣銳化度葉型前緣示意圖Fig.2 Leading edge of blade profile with different sharpness

3 性能分析

針對造型生成的不同前緣銳化度葉型，選用MISES2.4軟件包進行有粘S1流面計算。根據(jù)計算所得總損失(葉型損失和附加損失)進行葉型性能分析和評估。

3.1 葉型損失

葉型損失主要包括附面層內(nèi)氣體的摩擦損失、附面層分離損失(尤其是激波-附面層相互干擾導(dǎo)致的分離)、尾跡損失及通過激波時的損失。其計算公式為：

3.2 附加損失

S1流面計算中，葉片通道中氣流三維效應(yīng)(如環(huán)壁附面層、二次流動、徑向間隙泄漏流動等)造成的損失，統(tǒng)稱為附加損失?add。該損失可由各種附加損失經(jīng)驗?zāi)Ｐ陀嬎?，本次使用的計算模型為?/p>

式中：?sec=c1/(H/C)，?c=c2/(e/H)，H為葉片高度，C為弦長，e為葉片徑向間隙(轉(zhuǎn)子為葉尖間隙，靜子為輪轂間隙)，c1=0.03，c2=0.80。

4 設(shè)計攻角計算分析

對各類葉型在設(shè)計攻角下的參數(shù)進行分析。使用MISES程序進行數(shù)據(jù)處理，輸出葉型表面參數(shù)分布和損失。對比參數(shù)的變化，可看出銳化度對葉型表面流動和損失的影響趨勢。圖3為A、B、C、D四種葉型改變銳化度后各類葉型葉片表面馬赫數(shù)的分布對比。由圖可看出，隨著銳化度的增加，葉片前緣峰值馬赫數(shù)均降低。說明前緣處的繞流速度下降，速度梯度減小，有利于減小附面層分離。圖4為葉型銳化度變化與損失的關(guān)系示意圖，圖中Δβ為葉型氣動彎角。由圖可看出，隨著銳化度的增加，葉型A的損失一直在下降，但當(dāng)銳化度大于1.28后損失的下降趨勢明顯變緩。隨著銳化度的增加，葉型B的損失也在下降，當(dāng)銳化度等于1.45時損失最小，其后銳化度增加到1.65之前損失略有增加，當(dāng)銳化度大于1.65以后損失不再變化。葉型C的損失也隨著銳化度增加而下降，銳化度為1.33時損失最小，此時前緣峰值馬赫數(shù)也最低。隨著銳化度增加，葉型D損失下降，當(dāng)銳化度為1.16時損失最小。總體看，四種葉型損失下降的速度隨著馬赫數(shù)的增大而逐漸變慢，當(dāng)氣動彎角達到33°后損失下降停止甚至重新變大。

圖3 葉片表面馬赫數(shù)分布Fig.3 Mach number distribution on blade surface

圖4 銳化度與損失的關(guān)系Fig.4 Relationship between sharpness and loss

5 攻角特性計算分析

通過增大和減小氣流角度，可獲得各個基元葉型損失隨進口氣流角的變化規(guī)律，從而得到可用工作范圍內(nèi)基元葉型的特性，即葉型的攻角特性。圖5為改變銳化度后各葉型攻角特性：

葉型A：從方案1到方案8，隨著銳化度的增加，損失降低，峰值馬赫數(shù)降低，葉身速度梯度減小，流動分離推遲發(fā)生，從而使低損失攻角范圍增大；方案4(銳化度1.40)以后的方案，損失和低損失攻角范圍基本無變化。

葉型B：從方案1到方案8，隨著銳化度的增加，低損失攻角范圍增大；方案4(銳化度1.45)低損失攻角范圍最大；其后的方案，損失和低損失攻角范圍基本無變化。

葉型C：除方案1(銳化度1.00)損失相對較大，低損失攻角范圍較小外，其余方案的損失和低損失攻角范圍基本無變化。

葉型D：方案2(銳化度1.16)損失最小，低損失攻角范圍最大；當(dāng)銳化度從1.16減小時，損失迅速增大，低損失攻角范圍也迅速減?。划?dāng)銳化度從1.16增加時，損失緩慢增加，低損失攻角范圍基本不變。

6 結(jié)論

以四種典型的壓氣機靜子葉型為對象，數(shù)值研究了不同前緣銳化度下基元葉型的損失和低損失攻角范圍的變化，獲得以下結(jié)論：

(1)亞聲速進口條件下，基元葉型橢圓前緣的銳化度在1.15～1.60之間較合適。此范圍內(nèi)基元葉型的損失較小，低損失攻角范圍較大。在該范圍內(nèi)，銳化度選擇數(shù)值隨著馬赫數(shù)的增加而增加。

(2)氣動彎角將對損失隨銳化度增加而下降的速度造成影響。所研究葉型中，當(dāng)氣動彎角達到33°時損失在葉型前緣銳化度增大到1.45后停止下降，當(dāng)氣動彎角繼續(xù)增大時損失將重新增加。

圖5 各葉型改變銳化度后的攻角特性變化Fig.5 The properties of attack angle after sharpness modification