王正鶴，耿 直，張 翔，張 瀾

（鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院航空工程學(xué)院，河南 鄭州 450046）

0 引言

無人機(jī)因其設(shè)計靈巧、空間利用率高、可重復(fù)使用、實(shí)際用途廣泛等特點(diǎn)，具有較好的優(yōu)越性。渦扇發(fā)動機(jī)具有總效率高、循環(huán)熱效率高、起飛推力大、工作穩(wěn)定性好等優(yōu)越性，可以滿足無人機(jī)對動力裝置的特殊要求，是無人機(jī)動力裝置發(fā)展的重點(diǎn)。無人機(jī)動力風(fēng)扇的端區(qū)造型是影響其性能的主要因素，其中彎曲造型是學(xué)者們研究的熱點(diǎn)之一。

20世紀(jì)60年代，王仲奇教授和費(fèi)里鮑夫[1]第一次提出了葉片彎曲造型理論，將彎曲造型的概念與葉輪機(jī)械結(jié)合起來。Weingold等[2]針對一臺三級壓氣機(jī)開展彎曲造型研究，彎曲造型使上下端壁角區(qū)分離減弱，損失明顯降低，所有工況下絕熱效率均有所提高。王建明等[3]對局部彎曲造型展開數(shù)值模擬研究發(fā)現(xiàn)，葉片局部彎曲造型可改善葉片根部的壓力梯度分布，從而影響流道內(nèi)流量沿葉高方向的分布，使壓氣機(jī)葉柵通道內(nèi)流動損失降低。毛明明[4]的數(shù)值研究表明，較大的彎角或彎高有利于正彎動葉頂部的激波移向下游，且使強(qiáng)度減弱，同時能控制低能流體遷移，降低分離損失。劉軍[5]以跨聲速壓氣機(jī)為研究對象進(jìn)行研究發(fā)現(xiàn)，靜葉正彎曲可以通過葉片力的作用改善葉頂端區(qū)的流動，但也會使得葉頂前緣和葉中的損失增加，整體上沒有使得效率有明顯提升。可見，葉片端部彎曲造型的應(yīng)用并沒有統(tǒng)一模式，對于不同的壓氣機(jī)和不同的工況，彎曲造型對壓氣機(jī)性能的影響不盡相同。

本課題以探索端部彎曲造型對跨聲速風(fēng)扇內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)的影響為目的，以NASA Rotor 67為研究對象進(jìn)行三維數(shù)值模擬研究。

1 數(shù)值模型

NASA Roter 67是NASA設(shè)計的經(jīng)典低展弦比跨聲速進(jìn)口級轉(zhuǎn)子，具體參數(shù)見文獻(xiàn)[6]。局部彎曲造型轉(zhuǎn)子積疊線由貝塞爾曲線構(gòu)成，保持根部截面固定，通過積疊線周線自由度控制所需的彎高和彎角值。由Numeca軟件的Autogrid5模塊生成計算網(wǎng)格，葉片表面網(wǎng)格采用O型結(jié)構(gòu)，S1流道網(wǎng)格采用H型結(jié)構(gòu)，葉尖間隙內(nèi)網(wǎng)格為蝶形結(jié)構(gòu)。壁面第一層網(wǎng)格滿足y+<5，網(wǎng)格總數(shù)約190萬。

采用CFX求解器求解N-S方程，運(yùn)用有限體積法求解，湍流模型采用SST模型，以適應(yīng)不同端區(qū)造型轉(zhuǎn)子的計算精度要求。給定進(jìn)口總壓、總溫、氣流角和出口靜壓，葉片表面和固體壁面采用絕熱壁面和無滑移邊界條件。

2 仿真結(jié)果及分析

2.1 對風(fēng)扇轉(zhuǎn)子特性的影響

原型風(fēng)扇（ORI）、端部局部正彎造型風(fēng)扇（NB）和端部局部反彎造型風(fēng)扇（PB）的特性圖，如圖1所示。相比于原型風(fēng)扇，局部正/反彎造型風(fēng)扇的絕熱效率均有提升，且局部反彎造型提升效率效果優(yōu)于局部正彎造型，局部反彎造型風(fēng)扇絕熱效率提升最大約4%。局部反彎造型風(fēng)扇的總壓比相比原型風(fēng)扇有一定程度下降，總壓比下降最大約2%；局部正彎造型風(fēng)扇的總壓比與原型風(fēng)扇相差不大。與原型風(fēng)扇相比，局部正/反彎造型都使風(fēng)扇的穩(wěn)定工作范圍增大，且局部正彎風(fēng)扇的穩(wěn)定工作范圍增大更多，增大約4%。

圖1 風(fēng)扇特性

2.2 最大效率工況對比分析

原型風(fēng)扇、端部局部正彎造型風(fēng)扇、端部局部反彎造型風(fēng)扇最大效率工況葉片吸力面靜壓云圖和極限流線分布圖，分別如圖2、圖3所示。從圖中可以看出，與原型風(fēng)扇相比，葉片正/反彎曲軸流風(fēng)扇葉頂尾緣高壓區(qū)的范圍明顯增加，一定程度上提高了葉尖指向葉根的壓力梯度，抑制附面層內(nèi)低能流體由葉根到葉尖的徑向遷移，且分離線位置明顯前移，減少了流動損失，提高工作效率。

圖2 最大效率工況葉片吸力面靜壓云圖

圖3 最大效率工況葉片吸力面極限流線圖

原型風(fēng)扇、端部局部正彎造型風(fēng)扇、端部局部反彎造型風(fēng)扇90%葉高馬赫數(shù)云圖，如圖4所示。從圖中可以看出，與原型風(fēng)扇相比，局部正/反彎造型風(fēng)扇的槽道激波強(qiáng)度明顯降低，葉頂尾緣分離區(qū)的范圍也顯著減小。相比于局部正彎風(fēng)扇，局部反彎風(fēng)扇槽道激波強(qiáng)度最低，減弱了激波對附面層的干擾。局部正/反彎風(fēng)扇尾跡分離損失明顯降低，有利于增強(qiáng)轉(zhuǎn)子穩(wěn)定性，并使得絕熱效率提升。

圖4 最大效率工況90%葉高截面馬赫數(shù)云圖

2.3 近失速工況對比分析

原型風(fēng)扇、端部局部正彎造型風(fēng)扇、端部局部反彎造型風(fēng)扇近失速工況90%葉高處馬赫數(shù)云圖和壁面靜壓分布圖，分別如圖5、圖6所示。與原型風(fēng)扇相比，局部正彎造型風(fēng)扇葉頂尾緣分離區(qū)范圍明顯減小，葉頂槽道激波前馬赫數(shù)最大，即激波強(qiáng)度最大，由激波造成的損失最大，從而限制局部正彎造型風(fēng)扇絕熱效率的提升；局部反彎造型風(fēng)扇葉頂尾緣分離區(qū)范圍明顯減小，且槽道最弱，絕熱效率提升較高，穩(wěn)定工作范圍增大。

圖5 近失速工況90%葉高截面馬赫數(shù)云圖

圖6 近失速工況90%葉高壁面靜壓分布圖

3 結(jié)論

通過數(shù)值模擬研究，詳細(xì)對比了端部造型對跨聲速風(fēng)扇內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)的影響，得到如下結(jié)論：1）與原型風(fēng)扇相比，局部反彎造型風(fēng)扇絕熱效率明顯提高，總壓比有小幅下降；局部正彎造型風(fēng)扇絕熱效率小幅提高，總壓比相差不大；局部正/反彎造型風(fēng)扇均增大跨聲速風(fēng)扇的穩(wěn)定工作范圍。2）最大效率工況下，相比于原型風(fēng)扇，局部正/反彎造型風(fēng)扇明顯減小葉頂尾緣區(qū)域分離區(qū)范圍，且葉中槽道激波強(qiáng)度顯著降低，絕熱效率得到提升。3）近失速工況下，相比于原型風(fēng)扇，局部正/反彎造型風(fēng)扇葉頂尾緣區(qū)域分離區(qū)范圍顯著減小，流動損失降低，風(fēng)扇絕熱效率提升，穩(wěn)定工作范圍增大。