張華軍，李曉軍，吳學(xué)崗，李 兵

(1.空裝成都局某軍事代表室，成都 610500；2.中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

隨著飛機(jī)向多用途、高機(jī)動(dòng)性方向發(fā)展，其發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)具備寬任務(wù)包線、高推重比和低油耗的工作能力。為此，壓縮部件必須實(shí)現(xiàn)高負(fù)荷、高效率和高穩(wěn)定性的設(shè)計(jì)指標(biāo)[1-4]。而設(shè)計(jì)指標(biāo)的大幅提升，不僅對(duì)壓縮部件級(jí)間參數(shù)的設(shè)計(jì)匹配帶來(lái)一定挑戰(zhàn)，同時(shí)也使得轉(zhuǎn)子和靜子葉片承受更大的氣動(dòng)力，增加了靜子周向限位失效所誘發(fā)的級(jí)間匹配失諧風(fēng)險(xiǎn)。

在多級(jí)軸流壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中，各級(jí)間匹配的好壞直接決定了壓縮部件性能的優(yōu)劣，級(jí)間匹配是設(shè)計(jì)工作的重中之中，也是嚴(yán)重困擾發(fā)動(dòng)機(jī)研制的一大難題[5-11]?；诜抡婧驮囼?yàn)的手段，眾多學(xué)者開(kāi)展了大量的壓縮部件級(jí)間參數(shù)匹配研究工作，獲得了眾多具有普適性和重要意義的研究結(jié)論，為壓縮部件的設(shè)計(jì)及改進(jìn)指明了方向。章石波[12]、劉昭威[13]、陳江[14]等認(rèn)為，任意級(jí)的級(jí)間參數(shù)選擇不合適將導(dǎo)致該級(jí)的性能降低，甚至影響其他多排葉片的工作狀態(tài)，使之偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)，進(jìn)而導(dǎo)致壓氣機(jī)整機(jī)性能無(wú)法達(dá)到設(shè)計(jì)目標(biāo)。還有學(xué)者[15-17]通過(guò)對(duì)軸流壓氣機(jī)多級(jí)匹配特性的詳細(xì)研究，認(rèn)為壓氣機(jī)的壓比、效率隨流量的變化關(guān)系及喘振邊界主要受下游部件的影響。但現(xiàn)階段，級(jí)間參數(shù)匹配分析的重點(diǎn)仍主要聚焦在多級(jí)間的匹配。

壓縮部件的匹配設(shè)計(jì)不僅要關(guān)注級(jí)與級(jí)間的匹配，同時(shí)也要關(guān)注轉(zhuǎn)子與靜子間的匹配。當(dāng)靜子的周向限位措施不當(dāng)或強(qiáng)度儲(chǔ)備不足，而靜子葉片承受較大的氣動(dòng)負(fù)荷時(shí)，將導(dǎo)致靜子周向限位失效，進(jìn)而誘發(fā)壓縮部件轉(zhuǎn)靜子間和級(jí)間的匹配失諧——輕者導(dǎo)致壓縮部件甚至發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降，重者將誘發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振停車(chē)。因此，認(rèn)清靜子周向限位失效對(duì)壓縮部件氣動(dòng)性能的影響機(jī)理，掌握其影響程度，對(duì)壓縮部件和發(fā)動(dòng)機(jī)的研制具有重要的意義。目前，國(guó)內(nèi)外關(guān)于靜子周向限位失效(簡(jiǎn)稱(chēng)靜子限位失效)所誘發(fā)的轉(zhuǎn)子、靜子間的匹配失諧的研究較少，無(wú)法對(duì)現(xiàn)有壓縮部件和發(fā)動(dòng)機(jī)的研制提供高效幫助。

本文以NASA-120859高負(fù)荷兩級(jí)風(fēng)扇為對(duì)象，采用數(shù)值模擬方法研究了靜子限位失效導(dǎo)致級(jí)間匹配失諧、壓縮部件性能變化的機(jī)理。分析了不同失效轉(zhuǎn)速和不同失效級(jí)對(duì)壓縮部件性能的影響，總結(jié)了靜子限位失效對(duì)氣動(dòng)性能的影響規(guī)律，可為壓縮部件和發(fā)動(dòng)機(jī)的研制提供重要的技術(shù)支持。

2 研究對(duì)象及數(shù)值模擬方法

2.1 研究對(duì)象

NASA-120859 高負(fù)荷兩級(jí)風(fēng)扇采用了跨聲速風(fēng)扇/壓氣機(jī)典型的設(shè)計(jì)技術(shù)，如高葉尖切線速度、高氣動(dòng)負(fù)荷和多圓弧葉型，其具體設(shè)計(jì)參數(shù)如圖1和表1所示[7]。

表1 NASA-120859兩級(jí)風(fēng)扇設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Design parameter of two-stage fan(NASA-120859)

圖1 NASA-120859兩級(jí)風(fēng)扇Fig.1 Two stage fan of NASA-120859

2.2 數(shù)值模擬方法

數(shù)值模擬中，網(wǎng)格的生成和計(jì)算均采用CFD商業(yè)軟件NUMECA進(jìn)行，網(wǎng)格由AUTOGRID模塊自動(dòng)生成。為獲得較高質(zhì)量的計(jì)算網(wǎng)格，葉片通道采用4H-O 型結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，葉頂間隙區(qū)采用蝶形網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)(O 型網(wǎng)格內(nèi)嵌有H 型網(wǎng)格)。通過(guò)網(wǎng)格相關(guān)性研究，并兼顧計(jì)算效率和求解精度，最終確定計(jì)算網(wǎng)格總數(shù)為158 萬(wàn)，其中近壁面網(wǎng)格高度為10-6m，網(wǎng)格最小正交性為14.3°。

數(shù)值計(jì)算通過(guò)FINE/Turbo 模塊、用有限體積法求解圓柱坐標(biāo)系下的三維定常Navier-Stokes 方程組。時(shí)間項(xiàng)、空間項(xiàng)分別采用4階Runge-Kutta方法和中心差分格式進(jìn)行離散，計(jì)算過(guò)程中CFL 數(shù)取3.0。紊流模型選擇Spalart-Allmaras模型，級(jí)間參數(shù)傳遞選用守恒型交界面，同時(shí)采用隱式殘差光順及多重網(wǎng)格技術(shù)以加速收斂過(guò)程。

2.3 計(jì)算模型驗(yàn)證

為檢驗(yàn)數(shù)值計(jì)算模型和計(jì)算方法的可信度，模擬計(jì)算了設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下兩級(jí)風(fēng)扇的氣動(dòng)性能，并與試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，見(jiàn)圖2、圖3 所示。由于計(jì)算模型對(duì)部分結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)進(jìn)行了簡(jiǎn)化處理，使得計(jì)算流量較試驗(yàn)流量略偏大，計(jì)算效率較試驗(yàn)效率略偏低。但兩者整體上具有較好的吻合性，可認(rèn)為計(jì)算模型和計(jì)算方法具有良好的可信度。

圖2 壓比-流量特性Fig.2 Pressure ratio vs mass flow characteristics

圖3 壓比-效率特性Fig.3 Pressure ratio vs efficiency characteristics

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 速度三角形分析

為更好地認(rèn)識(shí)靜子限位失效所誘發(fā)的轉(zhuǎn)子、靜子間及級(jí)間匹配失諧的影響機(jī)理，從典型速度三角形出發(fā)進(jìn)行了相應(yīng)的分析。圖4給出了典型速度三角形分布(黑色實(shí)線為正常工況，紅色虛線為靜子限位失效工況)。當(dāng)靜子限位失效時(shí)，靜子在氣動(dòng)力的作用下開(kāi)始旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生了一定的輪緣速度(us)，速度方向與其受力方向相同，即同轉(zhuǎn)子葉片的旋轉(zhuǎn)方向保持一致。靜子葉片輪緣速度的存在一方面使得其自身的進(jìn)口氣流角向負(fù)攻角方向偏轉(zhuǎn)，另一方面使得下游轉(zhuǎn)子葉排的進(jìn)口氣流角同樣向負(fù)攻角方向偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致葉排的氣流扭轉(zhuǎn)角減小，加功量降低?？傊?，靜子限位失效改變了上下游葉片排間的進(jìn)口、出口氣流角和加功能力的匹配，進(jìn)而影響風(fēng)扇/壓氣機(jī)部件的級(jí)間匹配參數(shù)及總性能。

圖4 速度三角形Fig.4 Velocity triangle

3.2 三維計(jì)算結(jié)果分析

3.2.1 周向限位失效對(duì)氣動(dòng)性能的影響

圖5、圖6 分別給出了第一級(jí)靜子(S1)不同失效轉(zhuǎn)速對(duì)應(yīng)的風(fēng)扇壓比-流量和壓比-效率特性分布。隨著S1限位失效轉(zhuǎn)速的逐漸提高，風(fēng)扇部件的流量逐漸減小，溫升效率逐漸提高。同時(shí)，最高狀態(tài)點(diǎn)的壓比逐漸降低，流量逐漸減小，即風(fēng)扇的壓比裕度降低，流量裕度增加。

圖5 第一級(jí)靜子限位失效時(shí)的壓比-流量特性Fig.5 Pressure ratio-mass flow character with S1 displacement restrictor failure

圖6 第一級(jí)靜子限位失效時(shí)的壓比-效率特性Fig.6 Pressure ratio-efficiency character with S1 displacement restrictor failure

圖7～圖9給出了S1限位失效時(shí)對(duì)應(yīng)的級(jí)參數(shù)(轉(zhuǎn)子總壓比、轉(zhuǎn)子效率、靜子總壓恢復(fù)系數(shù))、90%葉高流場(chǎng)和90%葉高葉片表面靜壓分布。靜子限位失效使得S1自身工作狀態(tài)向大負(fù)攻角方向偏移(圖9)，氣動(dòng)損失增加，靜子的總壓恢復(fù)系數(shù)降低(圖7(c))。同時(shí)，前排靜子的限位失效導(dǎo)致下游第二級(jí)轉(zhuǎn)子(R2)的攻角偏負(fù)，氣流轉(zhuǎn)折角減小，加功量下降，總壓比降低，進(jìn)而加劇了下游通道的堵塞程度。受S1限位失效所引起的自身通道堵塞和R2 加功量下降所帶來(lái)的下游通道堵塞兩個(gè)因素的影響，上游第一級(jí)轉(zhuǎn)子(R1)的出口背壓提高，葉片通道內(nèi)的槽道激波位置前移(圖8 和圖9)、激波損失降低，R1 轉(zhuǎn)子效率提高。另一方面，R2進(jìn)口攻角和馬赫數(shù)的改變使得轉(zhuǎn)子通道內(nèi)激波結(jié)構(gòu)出現(xiàn)明顯變化，由初始的單波系結(jié)構(gòu)逐漸變化為雙波系結(jié)構(gòu)，激波強(qiáng)度也隨進(jìn)口速度和馬赫數(shù)的降低而逐漸降低，進(jìn)而使得R2轉(zhuǎn)子的效率也逐漸提高。

圖7 第一級(jí)靜子限位失效時(shí)對(duì)應(yīng)的級(jí)參數(shù)分布Fig.7 The stage parameters with S1 displacement restrictor failure

圖8 第一級(jí)靜子限位失效時(shí)90%葉高的相對(duì)馬赫數(shù)分布Fig.8 Relative Mach number at 90%span with S1 displacement restrictor failure

圖9 第一級(jí)靜子限位失效時(shí)90%葉高的葉片表面靜壓分布Fig.9 Static pressure distribution of blade surface at 90%span with S1 displacement restrictor failure

3.2.2 不同級(jí)限位失效影響特征分析

在多級(jí)壓縮部件中，由于氣動(dòng)負(fù)荷和進(jìn)出口邊界條件的差異，不同級(jí)靜子限位失效對(duì)自身工作狀態(tài)及壓縮部件整機(jī)氣動(dòng)性能的影響程度存在明顯的差異。圖10、圖11分別給出了不同級(jí)限位失效對(duì)應(yīng)的壓比-流量和壓比-效率特性分布。第二級(jí)靜子(S2)限位失效較S1限位失效對(duì)風(fēng)扇部件氣動(dòng)總性能的影響程度明顯偏小，其對(duì)應(yīng)的特性線與原始特性線近似重合，且隨著靜子限位失效轉(zhuǎn)速的提高，其特性的變化趨勢(shì)較小。但S2限位失效同S1限位失效表現(xiàn)出了相似的影響規(guī)律，即隨著失效轉(zhuǎn)速的提高，風(fēng)扇部件的溫升效率提高，壓比裕度逐漸降低。

圖10 不同級(jí)限位失效時(shí)的壓比-流量特性Fig.10 Pressure ratio-mass flow character with displacement restrictor failure of different stages

圖11 不同級(jí)限位失效時(shí)的壓比-效率特性Fig.11 Pressure ratio-efficiency character with displacement restrictor failure of different stages

圖12 給出了不同級(jí)限位失效時(shí)對(duì)應(yīng)的級(jí)參數(shù)(轉(zhuǎn)子總壓比、轉(zhuǎn)子效率、靜子總壓恢復(fù)系數(shù))分布。受流場(chǎng)特征和上下游參數(shù)傳遞特性的限制，S2限位失效的影響僅局限于上游相鄰的R2和自身，對(duì)上游不相鄰的R1 和S1 的影響微乎其微，其對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)子總壓比、轉(zhuǎn)子效率和靜子總壓恢復(fù)系數(shù)基本不變。S1 限位失效將影響上游相鄰的R1 及下游的R2 和S2，且影響范圍較S2 限位失效更為寬廣。因此，S1限位失效對(duì)壓縮部件氣動(dòng)性能的影響更明顯。R2葉片通道內(nèi)的槽道波明顯削弱，無(wú)法有效影響上游的R1 和S1。因此，R1 葉排的激波結(jié)構(gòu)和激波強(qiáng)度均未出現(xiàn)明顯變化，總壓比、效率等性能參數(shù)也保持不變。而S2限位失效，使得其自身的工作狀態(tài)向負(fù)攻角狀態(tài)偏移，對(duì)R2 產(chǎn)生一定的節(jié)流作用，導(dǎo)致R2 出口背壓略微提高，激波位置前移，激波損失降低，效率提高。值得注意的是，無(wú)論是S1 限位失效還是S2限位失效，失效靜子將面臨較大的負(fù)攻角來(lái)流條件，使得靜子的氣動(dòng)損失隨著失效轉(zhuǎn)速的提高而明顯增大。

圖12 不同級(jí)限位失效時(shí)對(duì)應(yīng)的級(jí)參數(shù)分布Fig.12 The stage parameters with displacement restrictor failure of different stages

圖13 不同級(jí)限位失效時(shí)90%葉高的相對(duì)馬赫數(shù)分布Fig.13 Relative Mach number distribution at 90%span with displacement restrictor failure of different stages

4 結(jié)論

采用數(shù)值模擬方法研究了靜子周向限位失效對(duì)壓縮部件氣動(dòng)性能的影響機(jī)理，比較分析了不同級(jí)限位失效的影響程度，總結(jié)了相應(yīng)的影響規(guī)律。主要研究結(jié)論如下：

(1)靜子限位失效將導(dǎo)致靜子產(chǎn)生一定的輪緣速度，對(duì)自身的進(jìn)出口氣流角、流通能力和損失特性帶來(lái)影響，進(jìn)而通過(guò)速度場(chǎng)和壓力勢(shì)的傳播影響級(jí)內(nèi)和級(jí)間的匹配狀態(tài)，最終導(dǎo)致壓縮部件整機(jī)的流量減小，壓比裕度降低，溫升效率提高。

(2)靜子限位失效將改變壓縮部件各級(jí)加功量的分配和流場(chǎng)特征的分布，導(dǎo)致級(jí)間原有的匹配失諧。其對(duì)上游轉(zhuǎn)子存在一定的節(jié)流作用，使轉(zhuǎn)子背壓提高，激波位置前移，轉(zhuǎn)子葉排的效率提高。同時(shí)，靜子限位失效將導(dǎo)致下游轉(zhuǎn)子葉排的攻角偏負(fù)，加功能力下降，進(jìn)口馬赫數(shù)降低，激波強(qiáng)度降低，效率提高。

(3)受上下游參數(shù)傳遞特征的限制，靜子限位失效的影響僅局限于上游相鄰的轉(zhuǎn)子葉排和下游的轉(zhuǎn)靜子，無(wú)法對(duì)上游不相鄰的葉排產(chǎn)生有效的影響，前排靜子限位失效的影響程度較后排靜子表現(xiàn)得更為明顯。