曹志鵬，王永明，趙龍波，關朝斌，牛瀟，陳晨

中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都 610500

未來戰(zhàn)斗機在平臺層面普遍要求遠航久航、高速［1］。目前，美國正在抓緊研制的穿透性制空作戰(zhàn)飛機，其可能超越以往戰(zhàn)斗機的遠航久航能力［2-3］。

動力是戰(zhàn)斗機性能的基礎保障，一代新動力，一代新戰(zhàn)機［4］。從對未來戰(zhàn)斗機使命任務的分析以及對技術支撐能力的預測，未來戰(zhàn)斗機將仍是主要在航空空間執(zhí)行任務的飛行器，因此渦扇發(fā)動機仍將是其動力的首選。在美國下一代戰(zhàn)斗機的研制規(guī)劃中，明確提出“戰(zhàn)區(qū)滯空時間提高50%；推力增大10%；油耗降低25%；亞聲速航程延長30%，待機時間延長70%；超聲速航程延長40%，待機時間延長80%”等幾項需求，發(fā)動機、氣動結構和飛控技術是支撐這些需求的主要技術領域。很顯然，發(fā)動機的貢獻率將是最高的［5-7］。

未來戰(zhàn)斗機要求發(fā)動機具備高低速都能飛、高低速都省油，并且具有極高的經(jīng)濟可承受性。受部件和系統(tǒng)技術的限制，常規(guī)發(fā)動機難以滿足未來擴大的使用范圍、多種任務等需求，普遍認為，變循環(huán)技術可為這些需求提供有效的解決方案。美國在YF-23 上已試飛過F120 變循環(huán)發(fā)動機［7-9］，通過不斷地改進，F(xiàn)120［10］變循環(huán)發(fā)動機已逐漸成熟。相比于同樣大小的發(fā)動機，采用變循環(huán)發(fā)動機可增加10%的推力，提升25%的燃油效率，多出30%的航程［6］。

綜上可知，未來高性能渦扇發(fā)動機在大功率狀態(tài)下單位推力高［11］，在部分功率狀態(tài)下耗油率低，對壓縮系統(tǒng)有2 個方面的具體要求：首先，總增壓比要進一步大幅提高；其次，壓氣機的流量在不同功率狀態(tài)下能夠大幅度改變，以滿足涵道比的變化需要，達到降低耗油率的目的。

在此需求牽引下，如果風扇/壓氣機繼續(xù)采用原負荷水平的成熟技術，那么提高總增壓比意味著增加級數(shù)，而由此帶來的重量和長度的增加對于飛機完成遠航久航、機動飛行任務將會造成非常大的困難，必定難以被接受；而如果風扇/壓氣機能夠大幅度提升級負荷，減小級數(shù)，減輕重量和長度，就會與飛機需求高度一致，因此是其最主要的發(fā)展方向。

提高葉尖切線速度和增大氣動負荷ΔCu（即C2u-C1u，動葉進出口絕對速度的周向分量差）是提高風扇/壓氣機壓比的2 條基本途徑［12-13］。動葉葉尖切線速度與結構、材料技術水平的發(fā)展緊密相關，隨著材料力學性能的提高和強度設計技術的進步，風扇葉尖切線速度已達550～600 m/s，這為高負荷風扇設計提供了可能；如果在葉尖切線速度受限制（如渦輪AN2 的限制，轉速不能繼續(xù)提高），增大氣動負荷ΔCu也能夠達到同樣效果。小展弦比復合掠彎是提升負荷的典型技術，如果負荷水平再進一步增大，就需要采用串列葉片、吸附式葉片等新構型來提高氣流折轉角，實現(xiàn)減小流動分離，提高效率和增大壓比的目的。

在高負荷壓縮系統(tǒng)設計中，上述2 種技術途徑對級壓比提升的貢獻需要保持平衡。每種技術途徑都有自身優(yōu)勢，但同時也會有其他方面的不利影響，例如吸附式技術，氣動負荷水平理論上可以大幅度提高，但吸附結構、抽吸量的控制相當復雜，實現(xiàn)困難，而且吸出的氣體難以二次利用的問題十分突出。設計不能只關注優(yōu)異的性能技術指標，也要考慮后續(xù)工程化應用，權衡利弊、綜合性能最優(yōu)才是設計中需要遵循的根本原則。

相關研究資料表明，風扇級壓比可能達到4.0，多級壓氣機的平均級壓比將達到1.8 以上，要實現(xiàn)如此高的級負荷，就必須采用掠形葉片等先進技術［14］。綜合應用高葉尖切線速度和掠、彎等三維設計技術應對高負荷增壓需求有著明顯優(yōu)勢：首先，結構材料技術進步，降低了轉速升高帶來的強度振動問題，通過增大切線速度就能提高壓比；其次，掠、彎等三維設計技術水平的提高帶來氣動負荷能力增大，對級壓比提高有不小的貢獻；最后，同吸附式等新氣動構型相比，掠、彎設計對結構挑戰(zhàn)相對小，通過結構技術進步是完全可以實現(xiàn)的，不會帶來設計難度的成倍增加。掠、彎三維技術較好地平衡了氣動、結構、材料等方面的設計難度，是一個可實現(xiàn)性強的高負荷增壓技術途徑［15-16］。

然而，高負荷的掠彎三維設計技術同樣也面臨著系列難題：葉尖切線速度提高的同時，增大了進口氣流的相對馬赫數(shù)，激波強度增加，會引起激波損失增大以及激波/附面層相互干涉增強［17-18］。對于小輪轂比風扇動葉，其根部的切線速度低，要達到與尖部一樣的增壓比，氣流在葉片通道內的折轉角度需要增大，通道內會出現(xiàn)擴壓減速和順壓加速的復雜流動過程，在逆壓力梯度過大位置氣流容易發(fā)生分離，需要用擴散因子等準則參數(shù)對氣流折轉、擴壓流動進行嚴格控制；順壓加速雖然對動葉流動有利，但會使靜葉根部進口氣流速度達到超聲速，葉片槽道內氣流擴壓流動將產(chǎn)生激波，造成靜葉流動損失大幅度增加；此外，為了能夠給下一級動葉提供良好的進口角度，靜葉的轉折角度也可能大幅度增加，超過設計準則。在進口馬赫數(shù)和氣流折轉角都超過設計準則時，流動分離和損失將難以控制，因此，在高級壓比的設計目標下，要達到高的效率和裕度會更加困難［19］。

高負荷增壓能力一直是渦扇發(fā)動機壓縮系統(tǒng)始終不變的追求，強烈的需求牽引著高負荷增壓技術不斷向前發(fā)展。在各類預研計劃的支持下，國內外的研究人員已經(jīng)開展了很多卓有成效的研究工作，在非常規(guī)構型、復合掠彎葉片設計方法，以及流動匹配設計與分析等方面進展順利，有力提升了對高負荷增壓設計技術的認識。2016 年開始，關于美國下一代動力自適應變循環(huán)發(fā)動機研制進展的公開報道逐漸增多，以Flade 風扇葉片為典型特征的三外涵架構引起了廣泛關注。發(fā)動機這種全新構型注重與飛機設計融合，通過Flade 葉片對第三外涵的流量進行有效調節(jié)，既可以進一步增大涵道比，降低耗油率，又能夠實現(xiàn)飛發(fā)綜合熱管理，有效地降低飛機進氣道溢流阻力和提升隱身能力，十分關鍵。

“十一五”期間，中國燃氣渦輪研究院完成了大前掠帶箍風扇設計及試驗工作，本文充分利用其成果，繼續(xù)深入開展小展弦比復合掠形氣動布局、任意中線掠彎葉片造型方法研究，建立了兩級風扇超跨聲速級間匹配全新角度調節(jié)規(guī)律，完成了優(yōu)化調節(jié)技術試驗驗證，達到了預期的效率和裕度指標，設計方法正確性得到了驗證。在此基礎上，針對更高負荷指標的需求，開展串列、吸附等非常規(guī)構型研究，從概念、原理、設計方法以及試驗驗證等方面開展分析，評估其可行性。最后，對于未來發(fā)動機所需Flade 葉片構型、基于智能材料的柔性葉片展開了初步分析，研究了未來軸流增壓技術的發(fā)展方向—流量可變關鍵技術，為全面滿足飛機需求的低耗油率發(fā)動機研制提供了支撐。

1 小展弦比掠彎

美國學者Wennerstrom 博士在20 世紀70 年代設計了單級高通流壓氣機（HTFC），達到了壓比2.058 和試驗驗證效率0.889 的空前水平［20］，這是小展弦比掠形技術發(fā)展的里程碑，標志著風扇/壓氣機設計理念發(fā)生了革命性變化，向著高負荷的發(fā)展方向邁進了一大步。Wennerstrom 是小展弦比掠形技術提出者和推動者，對高負荷跨聲速風扇/壓氣機氣動設計做出了貢獻：一是提倡采用小展弦比；二是將掠形方案引入設計，作為可選擇的設計幾何參數(shù)之一。

程榮輝和周拜豪［21］提出：掠形葉片的設計總是與高負荷、小展弦比、高稠度聯(lián)系在一起。在F119 風扇上，最終沒有采用掠形葉片的主要原因有2 個方面：一方面是掠形技術尚未成熟，另一方面是設計要求的級負荷尚未達到常規(guī)葉片不能勝任的程度。但是在更先進的風扇設計中，就必須采用掠形技術，例如兩級風扇壓比達到4.5（見圖1），第1 級級壓比接近2.5，葉尖進口馬赫數(shù)接近1.8，這時采用掠形設計就是必須的。在風扇和壓氣機發(fā)展中總結出來的小展弦比概念，已經(jīng)被廣泛接受，把其用于掠形葉片設計這一點尤其重要。如果采用大展弦比設計，后掠葉片的裕度會更低，前掠葉片的應力水平會更高，顫振的可能性就更大。高稠度是與高負荷相聯(lián)系的，可以起到降低擴散因子的效果。

圖1 高負荷大前掠帶箍風扇Fig.1 High load large forward sweep band clamp fan

劉永泉等［22］認為，葉片設計理念由窄弦、高展弦比逐漸向寬弦、小展弦比轉變；此外，受掠形機翼啟示，葉片展向積疊思路由束縛于展向近直葉片轉變?yōu)楹舐尤~片、前掠葉片，并在深刻認識掠即體現(xiàn)負荷展向匹配后，轉變?yōu)楦鶕?jù)設計需要而定制復合掠葉片，見圖2。

圖2 葉片設計理念轉變Fig.2 Transformation of blade design concept

美國的“海軍先進風扇部件技術”計劃（NAFCOT）按照“亞聲前緣”原則，在葉中以上采用大后掠，企圖實現(xiàn)無激波動葉，動葉子午形狀做成斧頭形。試驗結果表明該大后掠動葉的嘗試是失敗的［23-24］。

多年來，理論研究和試驗驗證表明小展弦比掠形技術可以有效地提高壓縮系統(tǒng)的負荷，各類高負荷構型都是以小展弦比復合掠形為基礎，足見其良好的普適性。為緊跟國際先進水平，在各類預研計劃支持下，我國也是不遺余力地發(fā)展高負荷掠形技術，尤其是在對外合作研究中，取得了多項成果。

中國燃氣渦輪研究院和北京航空航天大學進行了后掠跨聲速風扇（ATS-2）聯(lián)合設計，該風扇是1 臺高負荷、小展弦比、適度后掠的軸流風扇，單級壓比2.2。同時，開展了前掠動葉ATS-3 的研究工作，數(shù)值結果顯示，動葉壓比達到2.437，效率達到了0.95。同一判別標準下，前掠風扇動葉失速裕度比后掠風扇動葉高出20%，這是前掠風扇區(qū)別于常規(guī)和后掠風扇的明顯優(yōu)勢［25］。

沈陽發(fā)動機設計所完成了高負荷雙級掠形風扇J286［26］的設計試驗研究，還與北京航空航天大學聯(lián)合設計了1 臺高馬赫數(shù)、單級復合掠形風扇J285。

中國燃氣渦輪研究院研制了大前掠帶箍兩級風扇，設計總增壓比已經(jīng)接近4.5（見表1）。這種大前掠、復合材料箍環(huán)動葉設計理念在20 年前是十分超前的，即使是現(xiàn)在，其氣動性能指標也是十分先進。更為重要的是，箍環(huán)動葉與變循環(huán)發(fā)動機中的Flade 葉片結構相類似，其研究成果為后續(xù)變流量技術發(fā)展提供了良好的基礎。

表1 國內預研高負荷風扇的主要性能參數(shù)Table 1 Main performance parameters of domestic pre-developed high load fans

另外，文獻［27］在掠彎葉柵方面也開展了深入的研究，并取得了不錯的研究進展。

伴隨著切線速度和負荷的提高，新一代風扇進口級動葉的葉尖相對馬赫數(shù)和尖部壓比已經(jīng)超出試驗數(shù)據(jù)庫的支持范圍。如HTFC［28］計劃4 號動葉的級壓比為2.07，ATS-2［29］的級壓比為2.2，J285 的級壓比為2.3，帶箍風扇第1 級壓比為2.3，對應的動葉尖部壓比則更高；HTFC 基準動葉葉尖進口相對馬赫數(shù)為1.675，ATS-2 的為1.65 左右，J285［14，30-31］的為1.712，帶箍風扇為1.758。而在原有風扇設計體系中，級壓比通常不超過1.7，葉尖馬赫數(shù)不超過1.5［32-33］。

在進口馬赫數(shù)大幅度增加的情況下，由于采用了新的掠形氣動布局和三維葉片設計方法，不論是后掠還是前掠，都達到了效率指標，只是前掠動葉風扇的穩(wěn)定裕度更高。雖然單級壓比2.0以上的掠形風扇試驗都一次成功，達到預期的技術指標，設計方法得到初步驗證，但是隨后在兩級風扇研究中卻異常艱難，即使是反復修改設計，離預期指標依然差距很大。為了突破高負荷流動級間匹配的技術瓶頸，本文提出全新的復合掠彎設計方法，應用于超跨聲速級間匹配設計與分析，建立全新的角度調節(jié)規(guī)律，全面實現(xiàn)高負荷兩級風扇預期目標。

1.1 復合掠形氣動布局

無論是ATS-2，還是J285，都屬于偏后掠掠形，雖然穩(wěn)定裕度略有降低，但是強度振動問題比直葉片小。而對于前掠，為回避強度振動問題，僅開展三維數(shù)值分析。后掠作為單級高負荷風扇選型，穩(wěn)定裕度尚可，但在高負荷條件下，超跨聲速級間匹配本身難度就已經(jīng)很大，如果在前后兩級上都采用后掠掠形，即使在設計轉速下，前后級流動匹配的范圍將顯著變窄，非設計轉速下，匹配性進一步惡化，綜合性能將不如直葉片風扇。因此，在復合掠形還未被完全理解前，動葉大前掠具有高效率和寬穩(wěn)定裕度特性，是高負荷多級風扇設計唯一選擇。

對于大前掠易引起葉尖振動等結構不穩(wěn)定問題，建議采用復合材料箍環(huán)動葉［34］（見圖3）。其基本思路是：在風扇動葉葉尖處，套入1 個復合材料箍環(huán)，將大前掠動葉緊緊箍住，在工作過程中，動葉葉尖部分被有效地固定，不會由于受大的氣動力而產(chǎn)生振動，不僅大前掠引起的振動問題可以有效解決，而且抗鳥撞等外部打擊能力也大大增強。

圖3 復合材料箍環(huán)動葉概念Fig.3 Concept of composite hoop rotor blades

在這種超前思路的指引下，中國燃氣渦輪研究院率先開展了大前掠帶箍高性能雙級風扇研究（見圖4）。圖4 中R 表示動葉，S 表示靜葉，1 表示第1 級，2 表示第2 級。采用復合材料箍環(huán)設計最初目的，主要是解決動葉的結構振動問題，但在研制過程中發(fā)現(xiàn)，還有減重方面的優(yōu)勢：碳纖維復合材料彈性模量大，可承受的拉力是鋼的數(shù)倍，高速旋轉下葉片和盤的離心力都可以加載到復合材料箍環(huán)上，動葉葉根和葉片盤只需要承受很低的拉伸應力，因此可以減薄；碳纖維復合材料的比重很低，制造的箍環(huán)雖然沿外徑纏繞整圈，但是也很輕。這2 個方面的貢獻加起來，整個動葉重量比常規(guī)設計還要輕40%～50%。

圖4 大前掠帶箍高性能雙級風扇方案與箍環(huán)動葉示意Fig.4 Scheme of high performance dual stage fan with large forward sweep and hoops and schematic diagram of hooped moving blades

但是，箍環(huán)使得風扇動葉在葉尖結構上發(fā)生了大的改變，葉尖的超聲速流動的邊界條件隨之也發(fā)生了根本變化。在沒有箍環(huán)的情況下，葉尖超聲速流動與機匣壁面存在很高的周向速度分量，葉尖泄漏流動與激波的干擾是主要流動現(xiàn)象；而有了箍環(huán)后，不存在葉尖間隙泄漏流動，葉尖超聲速流動與機匣壁面間也沒有高速相對運動，只有葉尖激波與箍環(huán)內壁面附面層相互干擾的流動，由于葉尖部分激波三維構型發(fā)生變化，影響了效率和穩(wěn)定裕度。

此外，箍環(huán)外壁面與機匣之間由于相對運動的存在，需要留有一定的間隙，會采用篦齒等密封手段將間隙控制在小尺寸范圍內［35］（見圖5），防止大量氣流返流到動葉葉尖前端，進而影響動葉性能；但復合材料箍環(huán)結構，會隨著風扇轉速升高、工作時間變長而產(chǎn)生高溫升、高泄漏的問題。機匣和復合材料箍環(huán)外表面的高速相對運動，使得夾在小間隙空間內的氣流快速升溫，過高的溫度將超過復合材料的耐溫極限，進而影響試驗件安全；此外，高溫會引起機匣大幅度向外膨脹，而動葉葉尖受到箍環(huán)限制不能伸長，因而間隙變大，葉尖返流泄漏量增大，對動葉進口葉尖的超聲速流動不利，帶來通道堵塞，性能大幅降低（見圖6）。

圖5 葉尖箍環(huán)結構圖Fig.5 Structural diagram of blade tip hoop

圖6 箍環(huán)機匣容腔流場Fig.6 Flow field in casing cavity of hoop casing

通過不斷實踐，研究人員逐漸認識到復合掠彎構型在性能和結構方面的優(yōu)勢：葉片沿徑向方向采用適當前掠、后掠組合，可以有效降低來流法向馬赫數(shù)，改善通道內超聲速流動的激波強度，控制三維激波位置和各類流動損失，在一定程度上達到純前掠、后掠的效果；同時，通過組合掠形的方式也能夠兼顧結構穩(wěn)定性要求。

基于此，保持與帶箍風扇同樣的性能指標要求，將設計方法由原來的大前掠變?yōu)閺秃下訌?，并完成了子午氣動布局設計（見圖7），與原構型（見圖4（a））進行對比，可以看出子午面上復合掠形顯著特點：動葉前緣采用了根部前掠、中部后掠、尖部再前掠的方式；靜葉前緣則采用大前掠方式。而進口導葉（Inlet Guide Vane，IGV）是另一個顯著區(qū)別。原帶箍風扇不設進口導葉，主要原因為：①要充分驗證大前掠氣動布局的技術優(yōu)勢，如高進口馬赫數(shù)下，能否保持高效率和高穩(wěn)定裕度，是否有很強的抗流場畸變能力等，如果帶有進口導葉，進口條件差異很大，會影響分析；②如果去掉進口導葉后，性能依然能夠滿足需求，就能夠起到減重和縮短軸向長度的作用。但隨著風扇負荷水平的不斷提高，以及多工況綜合性能提升的要求，缺少了進口導葉的調節(jié)手段，在一些低轉速工況，性能難以達到要求，而新構型采用IGV 設計能夠提升綜合性能、更適合工程應用。

圖7 復合掠彎子午氣動布局Fig.7 Composite swept meridian aerodynamic layout

雖然原大前掠帶箍風扇采用第1 級靜葉可變彎度、第2 級靜葉整體可調的兩級調節(jié)方式，但是由于首調位置都設置在第1 級動葉后面，從試驗結果上看，調節(jié)幅度十分有限，難以滿足兩級風扇全工況性能要求。在高負荷條件下，利用IGV作為調節(jié)手段，不僅使設計點性能達到最佳，非設計工況的性能也能夠得到很大的改善，結構實現(xiàn)也更加簡單。通過IGV 調節(jié)，動葉和靜葉的負荷更加均衡，流道可以采用類等中徑設計，子午弦長也可以適當減短，最終的長度和重量與大前掠帶箍原方案相當。

1.2 掠彎葉片造型

三維葉片設計對于高負荷風扇/壓氣機性能至關重要。隨著風扇/壓氣機的負荷水平不斷提高，高進口馬赫數(shù)和大逆壓梯度帶來的各類流動損失不斷升高，基元葉型采用直線積疊不能滿足性能要求。研究發(fā)現(xiàn)，無論動葉還是靜葉，通過積疊線的適當調整，呈現(xiàn)掠、彎特征，就能夠對高負荷條件下的各類流動損失進行有效控制，實現(xiàn)高效率。于是，三維葉片就朝著掠彎方向快速發(fā)展。

葉片三維掠形一般從子午平面和周向法平面2 個方向描述，由于子午面氣動布局的重要性，通常都首先控制子午面上（見圖8）的前掠和后掠［36］，而對性能起決定作用的還是三維掠形。

圖8 Yamaguchi 掠形［36］Fig.8 Yamaguchi swept shape［36］

積疊線掠、彎調節(jié)是掠彎葉片設計主要部分，基元葉型積疊成形方法作為造型設計支撐，直接影響掠、彎實施效果，也十分重要?；~型造型通常采用中線加厚度分布的方式，在帶箍兩級風扇設計中，采用的是任意中線設計方法［37-38］，效果良好，但仍然還有提升空間，因為在高負荷小輪轂比風扇動葉中，面臨著直接難題：在動葉根部，進口馬赫數(shù)較低，處于亞聲速狀態(tài)，為了滿足動葉出口總壓均勻的設計要求，根部葉型需要實現(xiàn)很大的氣流折轉角度，為了減小整個葉型的彎角，降低損失，提升根部葉型效率，葉型設計選取前加載方式（見圖9（a））；而動葉尖部，剛好相反，進口馬赫數(shù)很高，需要選用后加載的方式。前加載方式需要在葉型前40%左右弦長內，完成70%左右的角度折轉，而后加載方式則需要在后40%左右弦長內，完成70%左右的角度折轉，原有的造型程序控制點間距固定，難以實現(xiàn)中線高曲率變化的精準控制，采用加密的方式，控制點太多，曲率調整起來費時費力，基元葉片的設計效率低。

圖9 前加載葉型及局部加密的NUBS 葉型設計方法Fig.9 NUBS blade design method based on pre-loaded blade profiles and local refinement

為此，發(fā)展了非均勻B 樣條（NUBS）的葉型中線設計方法［39］（見圖9（b）），沿葉片弦長方向按需設置控制點，對于中線控制更加靈活。當需要曲率變化大時，在局部小范圍內增設控制點，就可以滿足中線曲率變化的精準控制要求。

從根部到尖部，基元葉型的截面數(shù)需要根據(jù)需要來設置。初始方案設計時，可以取尖、中、根附近3 個截面，以及在尖部和中部之間、中部與根部之間分別再各增加1 個截面，一共5 個截面，基本上可以滿足要求；在詳細設計階段，一些局部位置出現(xiàn)了不易控制的分離流動，就需要增加基元葉型設計截面，優(yōu)化控制局部流動。

葉型的積疊成形方法會影響三維葉片性能。已有方法采用的是在切平面上設計基元葉型，然后積疊成形的方式；對應于高負荷的動葉根部，進口和出口不僅軸向距離長，高度差大，而且中間的曲率變化復雜（見圖10），此時，流面與切平面的差異很大，不再適合采用切平面造型和積疊的方式。新掠、彎葉片設計方法采用了回轉面上積疊成形方法，更貼近實際的流面流動，獲得的三維葉片效率更高。

圖10 葉片輪轂型線對比Fig.10 Comparison of blade hub profiles

1.3 超跨聲速級間流動匹配

高負荷兩級風扇超聲速條件下，級間流動匹配困難的原因：當級壓比>2.0 時，雖然控制第2級動葉進口氣流速度為軸向亞聲速，但其相對馬赫數(shù)除了接近根部少量區(qū)域為0.9 左右的高亞聲速流動外，其余都是1.0 以上超聲速氣流，來流攻角可適應的變化范圍顯著變窄；非設計工況下，進口級和出口級性能下降，沒有中間級作為過渡緩解，難以實現(xiàn)有效匹配。

后掠和大前掠雖然有性能優(yōu)勢，但也存在以前沒有認識到的新問題：如進口級后掠構型風扇穩(wěn)定工作范圍窄，不能支撐與后面級的良好匹配；大前掠箍環(huán)間隙漏氣，嚴重影響前掠動葉尖部的超聲速流動（見圖6），進而影響到與后面級的匹配。在第1 輪設計中忽略了這些小問題，沒有采取有效地控制措施，造成性能受到嚴重影響。

弄清根本原因后，從加強流動控制角度入手，采用層層深入的方式，從增強承載能力，精準控制匹配和發(fā)展優(yōu)化規(guī)律3 個方面開展技術攻關。將新發(fā)展的復合掠彎方法應用在兩級風扇氣動方案中，有效地拓寬了單排葉片的承載能力，提高了穩(wěn)定工作范圍，與強度、振動設計要求進行反復迭代，最終得到性能結構最優(yōu)方案。

充分利用全三維流動分析工具和大規(guī)模并行計算的硬件能力，采用多軟件平臺求解（numeca、fluent、cfx 和國內自主發(fā)展的map）、定常/非定常計算對比分析等方式，通過海量數(shù)據(jù)支撐，降低數(shù)值軟件中轉靜交界面處理方式的影響，著重分析單級動、靜葉片排，以及前后級間流動匹配特性。根據(jù)計算得到的前、后級共同工作環(huán)境下穩(wěn)定工作范圍，調整復合掠彎設計參數(shù)，拓寬單級穩(wěn)定匹配范圍，鎖定前后級的匹配點，達到匹配性能提升要求。

進口IGV 和一級靜葉組合角度的調節(jié)規(guī)律十分重要。已有的角度調節(jié)規(guī)律在高負荷的條件下，已不再適用。應用一維、二維正問題特性和全三維流場仿真軟件，結合優(yōu)化方法，通過全工況性能計算，建立新的復合掠彎靜葉角度控制調節(jié)規(guī)律。從性能分析結果看，增加靜葉作為調節(jié)手段，在高負荷超聲速流動匹配中發(fā)揮了重要作用：在設計工況下，采用高反力度的方式，動葉承擔較重的擴壓任務，提升了級負荷能力；非設計工況下，靜葉調節(jié)可以有效實現(xiàn)負荷在前后兩級中的再分配，使前后級各排葉片都能繼續(xù)穩(wěn)定工作，達到多工況性能最優(yōu)的狀態(tài)（見圖11）。

圖11 兩級風扇匹配設計Fig.11 Matching design of two stage fans

1.4 性能優(yōu)化調節(jié)

試驗前，優(yōu)化調節(jié)規(guī)律基于風扇的性能分析模型，有一維、二維，還有全三維，由于數(shù)值分析模型與實際情況存在偏差，試驗的修正就尤為重要。首先，利用已有的理論模型進行性能估算，給出初步優(yōu)化調節(jié)規(guī)律，按照初步規(guī)律得到試驗結果后，對模型進行修正，提高其預估精度；然后，利用優(yōu)化方法結合試驗修正的模型，得到新的優(yōu)化調節(jié)規(guī)律，通過試驗驗證，最終獲得復合掠彎的優(yōu)化調節(jié)規(guī)律。

靜葉調節(jié)有效保障低轉速磨合運轉安全。高負荷風扇設計點通常選取在高壓比、高轉速的狀態(tài)點，在低轉速下，風扇通道存在明顯的流動不適應情況。在首次試驗件磨合運轉階段，轉速不能過高，并且轉速的變化也不能過快，否則就會造成轉動件與靜止件的碰磨。而高負荷風扇在低轉速時，特別容易出現(xiàn)失速流動，引起葉片失速顫振，通過靜葉角度調節(jié)，能夠有效地改善低速下的失速流動，降低葉片振動，保證試驗件能夠安全運轉。

相對換算轉速1.0 下，機匣壁面沿程靜壓分布隨背壓的變化規(guī)律（相對總壓比1.00、1.05、1.12、1.13、1.16），如圖12 表明：設計點具有良好的流動狀態(tài)，進口IGV 為平衡兩級的負荷，提供了必要的氣流預旋，呈現(xiàn)靜壓升降低的加速流動過程，設計壓比及以上狀態(tài)點，各排葉片靜壓升都是提高的；進口級和出口級內都體現(xiàn)了高反力度的設計思想，在動葉中的靜壓升明顯高于靜葉；非設計點，隨著背壓不斷升高，各排葉片中的靜壓升也相應升高，變化趨勢保持不變，表明高負荷兩級風扇超、跨聲速級間流動匹配良好，未出現(xiàn)影響增壓的短板和缺陷。

圖12 試驗機匣壁面靜壓沿流程分布（上：1.0，下：0.9）Fig.12 Distribution of static pressure on wall of test casing along process（up：1.0，down：0.9）

相對換算轉速0.9 下，機匣壁面沿程靜壓分布隨背壓的變化規(guī)律（對應堵點、最高效率點和喘點，相對總壓比0.72、0.84、0.87），如圖12：在背壓較低，高負荷風扇進入堵塞狀態(tài)時，最后1 級靜葉呈現(xiàn)靜壓升降低的渦輪堵塞狀態(tài)，此時的最后1 排葉片損失大，整個風扇效率降低顯著。隨著背壓逐漸升高，最后1 排葉片也恢復到正常的增壓狀態(tài)，葉片通道內的靜壓升提高。在導葉和靜葉角度優(yōu)化調節(jié)下，兩級風扇級間依然保持良好匹配，靜壓升的變化趨勢保持一致，沒有出現(xiàn)增壓失效的葉片排。

2 葉片串列

當負荷需要進一步提升時，復合掠彎與葉片串列技術結合，是一項重要途徑。串列葉片的研究是從基元串列葉柵開始的［40-42］，串列葉柵采用2 排單獨的葉柵來完成氣流偏轉（見圖13），當上游葉柵附面層還未發(fā)展成分離流時，就在下游葉柵的葉型表面形成1 個新的附面層，可以起到阻止或推遲流動分離，從而提高葉柵負荷能力的作用。研究表明［43-45］，串列葉片壓氣機動葉可以實現(xiàn)更高的負荷能力，負荷系數(shù)可達0.5 以上（以葉尖計，下同），非設計點性能優(yōu)于常規(guī)壓氣機［46］。

圖13 串列葉片示意圖Fig.13 Schematic diagram of tandem blades

圍繞高負荷設計需求［37，47］，提出了新型串列軸流、雙排串列斜流風扇氣動布局，大幅度提升了動葉增壓能力，使單級斜流風扇壓比達到4.5，氣動負荷遠超常規(guī)。通過數(shù)值模擬結果可以看出，超聲速雙排串列動葉片前段減速增壓、后段折轉的流動特征十分顯著，流場內部未出現(xiàn)明顯分離（見圖14）。風扇靜葉根部區(qū)域進口馬赫數(shù)高，為了降低損失，對第1 級靜葉中的負荷進行了控制，靜壓升（即ΔP）并沒有大幅提升，而在第2 級靜葉中才完成了全部的增壓任務（見圖15）。

圖14 雙排串列動葉近尖部流場Fig.14 Flow field near tip of double-row tandem rotor

圖15 串列靜葉負荷分配Fig.15 Load distribution of tandem stationary blades

在串列原理數(shù)值驗證基礎上，開展了負荷系數(shù)0.63 的單級串列軸流風扇原理件的設計和試驗驗證。方案設計時，首先設置導葉調整進口氣流預旋，優(yōu)化動、靜葉負荷分配，使馬赫數(shù)和氣流折轉角處于可設計范圍內；其次，研究串列葉片前后排不同相對位置對性能的影響，發(fā)現(xiàn)當后排葉片靠近前排葉片壓力面?zhèn)葧r，前排葉片壓力面和后排葉片吸力面所形成的通道射流對后排葉片流動的改善作用可以充分發(fā)揮，負荷能力明顯提升。

機匣壁面沿程試驗靜壓變化規(guī)律（見圖16）表明：設計點的流動狀態(tài)良好，各排葉片靜壓升均勻提高，與動靜葉負荷分配平衡的設計初衷一致；在近喘點，動葉第2 排葉片靜壓提升能力不強，可能是失穩(wěn)短板。

圖16 單級風扇試驗機匣沿程相對靜壓分布Fig.16 Distribution of relative static pressure along single stage fan test case

通過三維仿真結果與試驗對比發(fā)現(xiàn)，采用“單通道+周期邊界”的處理方式，受轉靜交界面處理方式影響，三維模擬的進口流量與試驗結果存在4%～5%的誤差，而采用全環(huán)計算能夠避免這類問題，誤差可以降低到1%～2%，精度更高。

3 動葉自循環(huán)吸附

文獻［48］提出了新型自循環(huán)吸附式系統(tǒng)，具有葉表吸氣孔、內部氣流流路、葉頂噴氣孔等典型結構特征（如圖17 所示），葉表附面層抽吸［49］及葉頂噴氣［50］的自循環(huán)流動主動控制技術能有效地控制風扇/壓氣機葉表附面層分離，擴大其穩(wěn)定工作范圍，與復合掠彎技術結合，是提高負荷的另一種途徑［51-53］。

圖17 自適應吸附系統(tǒng)流路結構概念圖Fig.17 Conceptual diagram of flow path structure of adaptive adsorption system

文獻［48］完成了跨聲速動葉自適應流路的設計（見圖18），并研究了數(shù)值模擬方法。由于自循環(huán)流路的流量較小，數(shù)值模擬網(wǎng)格生成中應盡量提高不同區(qū)塊之間網(wǎng)格點的匹配性，從而減小計算中不同面之間的插值，提高計算準確性；葉片表面、吸附槽和空腔使用完全匹配的網(wǎng)格連接，空腔與噴氣孔以及噴氣孔與葉片頂部通過非匹配的邊界連接。

圖18 循環(huán)流路結構示意Fig.18 Schematic diagram of circulating flow path structure

數(shù)值模擬結果表明，自循環(huán)吸附后設計點激波的強度較未吸附有所降低，激波位置略向前移動。自循環(huán)吸附后，不同工況動葉激波位置變化較??；動葉間隙中葉頂噴氣孔附近的速度明顯降低，氣流經(jīng)過噴氣孔上方時軸向的動量有所減小，且越靠近失速工況，效果越明顯。采用自適應吸附后，高負荷風扇的穩(wěn)定裕度得到有效改善（見圖19）。

圖19 高負荷自適應吸附式風扇特性（設計轉速）Fig.19 Characteristics of high load adaptive adsorption fan（design speed）

自循環(huán)吸附原理雖然得到了數(shù)值模擬驗證，但仍然面臨一些應用問題：葉片設計中最大厚度位置與激波附面層發(fā)展起始位置難以統(tǒng)一，因此葉表吸附孔的強度問題顯著；葉片內部的空腔形狀需要優(yōu)化改進，才能將氣流的流動損失降至最低，從而形成有效的葉頂噴氣作用；葉頂噴氣具體采用噴氣孔還是噴氣縫或是其他結構，還要進行綜合分析研究。

4 低反力度靜葉吸附

除了動葉采用自循環(huán)吸附外，吸附式靜葉也是提高負荷的設計一種途徑。在常規(guī)壓氣機氣動設計中為使壓氣級效率最高，其反力度通常在0.5 左右。進一步提升壓氣機級負荷時，動葉、靜葉葉片表面以及角區(qū)附面層分離使得壓氣機無法穩(wěn)定工作。低反力度氣動設計通過減小級反力度，增大動葉出口速度，從而降低了動葉中的逆壓力梯度，避免了負荷提升導致動葉氣流分離，使得動葉高效流動；此時，靜葉會承擔更多擴壓任務，為避免靜葉在高負荷下發(fā)生分離，通過主動/被動流動控制等多種手段來改善靜葉流動，使得級負荷提升且效率仍然較高。

采用低反力度設計，動葉出口氣流的絕對速度與絕對氣流角都會增加（見圖20［54］，圖中C為絕對氣流速度，W為相對氣流速度，U為葉柵轉動的圓周速度，ΔCU為絕對速度在周向的變化量，代表了氣動負荷），可以增大的程度與損失控制能力密切相關，目前動葉出口全葉高氣流絕對馬赫數(shù)>1.0，但軸向氣流馬赫數(shù)控制<1.0（即軸向亞聲速）被認為是可以接受的，即使這樣也是傳統(tǒng)設計中不曾遇到的；靜葉的彎角將顯著增加，甚至達到60°以上［54］，已經(jīng)超出了現(xiàn)有的設計準則，挑戰(zhàn)前所未有。以下2 個方向可以作為解決上述問題的突破口。

圖20 常規(guī)設計和低反力度設計速度三角形對比［54］Fig.20 Comparison of speed triangles between conven tional design and low reaction design［54］

4.1 低反力度壓氣機氣動布局

降低反力度有助于減小動葉設計難度，但只是把難度轉移到靜葉設計上。所以低反力度設計不是一味越低越好，反力度的取值取決于動葉期望性能以及當前設計手段下靜葉所能承受的最大載荷。存在反力度的較優(yōu)值，即能夠實現(xiàn)高負荷高效率的低反力度設計。因此，設計過程中需要對動葉、靜葉負荷的分配進行迭代尋優(yōu)，尋找最佳的反力度。

利用動葉進口的預旋以及軸向速度改變，可對動葉出口絕對馬赫數(shù)與絕對氣流角進行調節(jié)，該調節(jié)需綜合考慮動葉效率、靜葉入口參數(shù)需求，以及級負荷大小。通常將調節(jié)動葉預旋作為降低反力度的輔助手段，主要是通過動葉軸向速度的增加來降低反力度。軸向速度增加使得流道環(huán)面面積的收縮加劇，最直觀的表現(xiàn)就是葉片變短，因此從子午面布局看低反力度壓氣機流道具有較強的連續(xù)收縮性。同時，為了降低動葉尖部負荷，機匣流道半徑采用沿流向逐漸降低的設計，綜合下來，低反力度壓氣機流道呈輪轂和機匣流道迅速向中徑收斂的形式（見圖21），這與傳統(tǒng)等外徑高負荷壓氣機設計（見圖22［55］）顯著不同。小展弦比是低反力度氣動布局的另一個典型特征。因為無論是動葉還是靜葉，氣流折轉角都顯著增大，采用小展弦比設計，增加葉柵通道的有效長度，減小葉柵通道中折轉角變化的梯度，盡可能減少、延緩、消除氣流的分離，是提高葉片承載能力的有效途徑。

圖21 低反力度單級壓氣機子午布局Fig.21 Meridian layout of low reaction force single stage compressor

圖22 傳統(tǒng)高負荷壓氣機子午布局（第1級壓比2.372）［55］Fig.22 Meridian layout of traditional high load compressor（1st stage pressure ratio 2.372）［55］

4.2 全超聲速吸附靜葉

低反力度壓氣機設計將承載能力的矛盾轉移到靜葉上［56-60］，導致靜葉進口的馬赫數(shù)和彎角都顯著增大，靜葉通道中強激波附面層干涉下的葉表分離和端壁角區(qū)分離無法避免，文獻［54，61］通過靜葉表面和端壁的吸附，改善了靜葉的承載能力。

在工程實踐中，靜葉本身的強度和振動問題是種考驗，如果在葉片表面開孔吸附，對葉片強度設計是一項巨大挑戰(zhàn)；另外，為了降低葉型損失，全超聲速靜葉的相對厚度要顯著低于亞聲速葉片，要在葉片中設計空心結構，將吸附的氣流引走，其強度設計難度更為增加。經(jīng)過探索，一種工程適用性較強的靜葉設計方案是：葉片采用小展弦比設計，增加葉柵通道的有效長度，作為提升靜葉負荷的一項有效手段［62］；通過靜葉弓形設計，將靜葉主流區(qū)域的負荷向上下端壁遷移，并在靜葉上下端壁位置進行吸附，改善端壁流動（見圖23）。

圖23 低反力度單級壓氣機試驗特性Fig.23 Test characteristics of low reaction force single stage compressor

5 流量可變

Flade 葉片通過進口導葉調節(jié)第三外涵流量，改變發(fā)動機涵道比；而葉片柔性變形可以實現(xiàn)壓氣機流量和壓比變化，進一步增大涵道比和總增壓比調節(jié)范圍，同時保持較高的效率，是低耗油率發(fā)動機重要的發(fā)展方向。

Flade（Fan on blade）風扇又稱為葉尖風扇（如圖24 所示），其外涵葉片稱為Flade，內涵在外形上類似于常規(guī)風扇，F(xiàn)lade 通過箍環(huán)連接在內涵動葉上。

圖24 Flade 風扇示意圖Fig.24 Schematic diagram of blade fan

與常規(guī)風扇動葉與流道外壁面間存在間隙和相對運動不同，F(xiàn)lade 風扇的內涵動葉與外壁面間無間隙，即內涵風扇的流道外壁面與動葉同速轉動，當進口馬赫數(shù)提高，動葉葉尖通道內流動達到超聲速時，流場中存在的激波/附面層相互作用遠強于常規(guī)風扇，更易誘發(fā)流動分離，對風扇性能產(chǎn)生嚴重影響。

對某高負荷兩級風扇帶箍后的性能開展了數(shù)值仿真，結果表明最高工作壓比下降7.9%，最高效率下降1.9%，穩(wěn)定工作裕度下降12%，遠低于原構型設計性能（見圖25）。

圖25 風扇帶箍與不帶箍特性的對比Fig.25 Comparison of characteristics between fans with and without clamps

為改善動葉帶箍后的性能，提出2 項改進方向（見圖26）：①對帶箍動葉積疊線進行正向彎曲優(yōu)化調整；②對帶箍動葉的葉尖型線進行局部曲率優(yōu)化，以適應葉片周向積疊線的調整，改善通道的局部通流能力。改進后，同樣流量下增壓比顯著增加，效率基本恢復到帶箍前的工作狀態(tài)，穩(wěn)定工作裕度提高5.3%（見圖27）。

圖26 帶箍動葉周向彎曲優(yōu)化調整Fig.26 Optimization and adjustment of circumferential bending of hooped moving blades

圖27 改進后的風扇性能對比Fig.27 Comparison of improved fan performance

Flade 葉片由于半徑高，進口處于全超聲速狀態(tài)，效率偏低，復合掠彎的效率提高作用還要繼續(xù)開展驗證；Flade 葉片內、外涵之間的泄漏流與帶箍風扇的機匣泄漏流極其相似（見圖28），是否會對內涵動葉尖部流場產(chǎn)生影響需要進一步研究。

圖28 帶箍風扇葉尖泄漏Fig.28 Leakage at blade tip of hooped fan

柔性葉片指的是葉型能夠隨流動狀態(tài)變化而變化的葉片，是另一種改變流量的增壓技術有效途徑，因為柔性可變，就帶來了性能改善的多種可能，與可變形智能材料相結合，就能向可實現(xiàn)性方向上邁進。

柔性讓壓氣機葉型能夠適應氣流角的變化，使得葉型工作在最佳攻角，同時控制強逆壓分離流、激波結構及激波與附面層干擾等流動，減小流場損失，從而實現(xiàn)壓氣機工作過程中保持在高效率，呈現(xiàn)中間平緩的特性曲線，穩(wěn)定裕度也得到進一步提升。

采用調整通流設計參數(shù)、落后角以及攻角的方式進行柔性葉片設計是一種有效的方法（見圖29），但離預期的高性能的設計目標還有差距。后續(xù)基于葉片控制流動原理，同時考慮智能材料的變形特性，反復迭代，能夠得到性能最優(yōu)的葉片。

圖29 柔性概念葉片F(xiàn)ig.29 Flexible concept blades

6 結論

小展弦比掠彎、串列、吸附等高負荷設計技術，由于概念新、技術指標超前，自從提出就是世界各國的研究熱點。直到今天，雖然很多機理仍然不完全清楚，但其研究熱度不減，而且向著更加深入的方向發(fā)展，其中根本的原因是更加迫切的應用需求。新設計方法能夠解決舊問題，新需求又會帶來大量新問題，變循環(huán)、智能、柔性等新概念應對新需求的態(tài)勢已經(jīng)顯現(xiàn)，新方法正在加速發(fā)展。

1）小展弦比復合掠彎是實現(xiàn)高負荷軸流增壓的一種有效方法。與后掠和大前掠的構型相比，其兼具了性能與結構上的優(yōu)勢，設計方法靈活，結構實現(xiàn)簡單，在目前很多方案中得到了應用。復合掠彎不是葉片子午面前、后緣線簡單的前掠或者后掠，而是帶來性能以及結構穩(wěn)定性提升的葉片三維掠彎?？烧{靜葉是實現(xiàn)超跨聲速級間匹配的一個重要手段，優(yōu)化的角度控制規(guī)律是滿足全工況性能的關鍵。

2）串列葉片也是一種有效提高負荷的設計方法。與復合掠彎方法相結合，可使負荷能力大幅提高。在應對高馬赫數(shù)進口條件時，第1 排葉片彎曲度較小，通過幾道激波增壓減速，為第2 排葉片提供亞聲速進口，便于實現(xiàn)高氣流折轉。另外，中間斷開通道還能夠提供高的能量，降低附面層流動分離。串列葉片相比于吸附式葉片，結構簡單，可實現(xiàn)性好，負荷能力遠高于純掠彎葉片，適合在高負荷設計中采用。

3）與常規(guī)動葉吸附方案相比，動葉自循環(huán)吸附原理有獨特優(yōu)勢：將吸附的氣體自動從葉片尖部噴出，形成了從動葉吸力面到動葉內部，再到葉尖的自適應循環(huán)系統(tǒng)，附面層抽吸后的氣體經(jīng)過動葉補充能量后，再次回到主流道，解決了吸附氣體二次利用難題。雖然理論分析和數(shù)值模擬表明其原理可行，但動葉內腔的氣流流路需要與結構一體化設計，統(tǒng)籌考慮內流路損失和空心葉片結構完整性。

4）從結構可靠性角度出發(fā)，靜葉吸附可實現(xiàn)性更佳。成功構建低反力度氣動布局，動葉實現(xiàn)氣流大幅增速，總壓比高，效率高，出口氣流速度高；靜葉面臨進口馬赫數(shù)超聲速，氣流折轉角超過設計準則的難題。采用彎曲靜葉設計，將葉片中部的負荷遷移到端壁區(qū)域，減小了主流區(qū)域薄靜葉葉身的抽吸需求，提高了工程適用性。如何獲取高負荷多級條件下控制流動匹配的抽吸規(guī)律需要進一步研究。

5）Flade 葉片構型可以實現(xiàn)壓縮系統(tǒng)流量大幅度變化，為增大涵道比、降低發(fā)動機耗油率提供了有效手段。Flade 葉片由于處于高半徑，切線速度高，進口相對馬赫數(shù)處于全超聲速狀態(tài)，提高效率是一個大的挑戰(zhàn)；Flade 葉片構型的內層葉片與帶箍風扇動葉結構類似，存在箍環(huán)泄漏流控制和箍環(huán)內壁超聲速流動損失控制問題。柔性葉片是另一種改變壓縮系統(tǒng)流量的技術手段，因為柔性可變，葉片造型與原有幾何固定的方法有本質區(qū)別，需要增加可變形智能材料變形特性、變形規(guī)律約束等新研究內容。