風扇轉子箍環與機匣間容腔的全三維數值模擬

曹志鵬，蘭發祥，張旭，夏天

風扇轉子箍環與機匣間容腔的全三維數值模擬

曹志鵬，蘭發祥，張旭，夏天

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

轉子箍環結構能減小風扇尖部振動，但引入箍環結構后形成的尖部泄漏流會影響高負荷風扇的氣動性能。首次利用全三維數值模擬方法，研究了轉子箍環結構對風扇性能的影響。模擬過程中，采用多塊網格技術，生成轉子箍環與機匣間容腔復雜幾何結構的網格。結果顯示：泄漏流對轉子尖部流動及總性能參數影響很大；優化的轉子機匣容腔結構可有效減少泄漏流，改善轉子尖部流動，提高總性能參數。

航空發動機；風扇轉子；箍環；機匣容腔；泄漏流；三維數值模擬；IHPTET

1 引言

低展弦比、大前掠設計的風扇存在根部強度不足及尖部振動問題，采用轉子箍環結構是解決這個問題的有效途徑。美國IHPTET計劃中，在有限壽命發動機驗證機(JETEC)上驗證了帶冠前掠葉片風扇。威廉斯國際公司的XTL87前掠風扇(圖1)采用碳纖維纏繞箍環結構，即在葉盤葉冠處采用有機復合材料(OMC)纖維纏繞成箍環，使葉盤重量減輕很多。發動機上的試驗表明，風扇在效率、穩定裕度、進口畸變狀態下的適應性和非設計點工作方面改善明顯。

早在1994年，中國燃氣渦輪研究院周拜豪等[1]就提出了開展帶箍環兩級壓比4.3的高負荷風扇技術研究。該風扇的設計指標十分先進，超過了美國當時預研風扇的指標，特別是帶碳纖維復合材料的整體葉盤研制在國內尚屬首次，國際上這類新思想也處于剛起步狀態。周拜豪在國內首次將全三維方法應用到高負荷風扇設計中，轉子采用寬弦、大前掠設計，葉型采用低損失葉型設計，大幅提高了風扇性能；與西北工業大學合作，研制出國內第一個帶箍環結構的整體葉盤，取得了多項技術突破，為國內整體葉盤技術發展奠定了基礎；與南京航空航天大學合作，研制出國內第一個碳纖維復合材料箍環，為復合材料在風扇設計中的應用奠定了基礎。帶箍環兩級風扇的試制，在氣動、結構、強度[2]、材料工藝及加工等諸多方面取得了多項突破，將國內風扇設計水平提升到一個新的高度。

圖1 IHPTET計劃帶箍環前掠風扇示意圖Fig.1 Forward swept fan with tip ring

帶箍環兩級風扇的設計在1996年完成，由于采用了多項新技術，試制難度大，很多材料及工藝技術在國內都是首創，2002年才完成加工，同年進行了試驗研究。國際上，除美國外，這是第二個采用箍環技術的風扇試驗件。由于帶箍環轉子與常規轉子結構不同，試驗研究中出現了兩個對高負荷風扇性能和結構不利的新問題。一是機匣的高溫升，由于轉子箍環與機匣間的間隙很小，且采用篦齒封嚴，在轉子葉尖500 m/s的切線速度下，摩擦生熱十分顯著，而碳纖維復合材料的許用溫度并不高。二是轉子尖部前緣存在間隙泄漏流，破壞了轉子尖部通道內的流動，改變了風扇轉子整個通道內的激波結構和壓力分布，從而引起堵塞，降低質量流量，風扇的總性能隨之大幅下降。經分析，在轉子箍環頂部設置封嚴篦齒，其封嚴效果并不理想，這是因為轉子壓比很高，機匣容腔前后壓差較大，使得泄漏流較大；同時，由于摩擦產生的高溫，機匣壁面向外膨脹，而轉子尖部受碳纖維復合材料的約束，無法膨脹，使得機匣容腔間隙增大。在這兩方面因素影響下，間隙泄漏流難以控制，最終對性能產生較大影響。

低展弦比、大前掠等設計技術是高負荷風扇重要的發展方向[3～6]。低展弦比可有效減小風扇的迎風面積及發動機阻力；隨著風扇轉速的不斷提高，轉子尖部的相對馬赫數不斷升高，而前掠技術可有效降低相對馬赫數，減小激波強度，從而降低風扇葉尖的激波損失。箍環結構產生的泄漏流對轉子尖部流動影響較大。當轉子旋轉時，從容腔內泄漏的氣體會對轉子尖部進口流場產生較大沖擊，影響轉子的壓比和效率。本文應用全三維數值模擬技術，對箍環和機匣間容腔流動進行了詳細分析，研究了泄漏流產生的機理，為帶箍環轉子機匣容腔結構優化設計提供了技術基礎。

2 網格生成

選用NUMECA軟件作為數值模擬工具，網格生成使用Autogrid自動網格生成器，網格結構為4HO形。由于箍環與機匣間容腔的結構較為復雜，部分功能在IGG中完成。箍環結構如圖2所示，形狀不是很規則，有篦齒結構，且多棱角，為保證網格質量，使用多塊網格生成(見圖3)。機匣容腔間隙很小，在篦齒尖部位置不足1 mm(見圖4)，為了有足夠的網格點數，對局部網格加密，使得網格規模較大，每次網格生成時間也較長。容腔的進、出口處需加入等Z線，以便與主流區網格匹配。網格規模300萬，3層多重網格，y+＜10。

圖2 箍環結構示意圖Fig.2 The tip ring structure

圖3 機匣容腔三維網格圖Fig.3 The 3D grids of case-cavity

圖4 箍環篦齒二維網格圖Fig.4 The 2D grids of ring seal-tooth

3 機匣容腔全三維流動分析

使用NUMECA軟件包中的EURANUS求解器求解三維雷諾平均N-S方程。采用多重網格加速技術提高收斂速度，全二階精度有限體積差分格式，基于MPI平臺的并行處理，可求解任何二維/三維、定常/非定常、可壓/不可壓、單級/多級或整個機械的粘性或無粘流動，具有多種轉/靜子界面處理方法。3 000步達到收斂標準：進出口流量差在1%之內，且計算殘差水平保持穩定。

為研究容腔進口泄漏流對主流區的影響，首先對不帶箍環結構的兩級風扇進行三維流動計算，得到設計點的流動總參數；然后計算帶箍環兩級風扇設計點性能，對比分析箍環對總參數的影響；最后對箍環和機匣間的容腔進行多種結構方案設計，并分別進行全三維流動計算，通過總參數對比和流場的詳細分析，得到泄漏流動的機理和優化的容腔方案。

改進后的機匣容腔結構如圖5所示。對比圖2，兩者的主要區別在于：改進機匣在篦齒前后有明顯升高，篦齒前后容腔的空間增大較多。

圖5 改進后的機匣容腔Fig.5 The improved case-cavity

全三維流動分析采用S-A紊流模型。不帶箍環、帶箍環原機匣容腔和帶箍環改進機匣容腔的三維總參數與設計值的對比如表1所示。從表中總參數百分比差值可明顯看出：不帶箍環的兩級風扇三維計算結果與設計值相當接近，最大相對誤差不超過1.5%。而帶箍環后風扇性能明顯下降，總壓比下降13.88%，流量和效率分別下降6.72%和6.21%。改進機匣容腔后的帶箍環風扇相對原容腔的設計總體性能參數提高很多，除壓比外，流量和效率都有明顯升高，基本接近不帶箍環的水平。三種結構形式下，第一級轉子相對馬赫數、靜壓和流線圖對比如圖6～圖9所示。

由圖6可知，帶箍環后，轉子葉尖的流動結構明顯改變。原來由轉子前緣帶出的一道斜激波和背上的正激波的強度明顯變弱，激波后的分離區顯著增大，在葉片出口處占據了2/3的通道；前緣馬赫數急劇增大，超聲速區范圍也明顯增大。原因是機匣容腔進口存在一股較大的泄漏流，使激波強度減弱，擾動能量因泄漏量較大而較強。由于這股不規則的擾流，轉子尖部流場變得混亂，二次流動加強，激波后附面層嚴重分離，氣流轉折下降，主流區損失增大，效率下降。機匣容腔改進后，轉子通道內流動明顯改善，有向不帶箍環流動結構轉化的趨勢，但由于泄漏流的影響，激波強度仍被削弱，激波后附面層仍有分離，與大的泄漏流相比，分離減弱，使得主流區的流動好轉，損失降低，但分離致使氣流轉折不足，壓比恢復幅度不大。

表1 不同結構方案下三維計算的總參數與設計值對比(百分比差值)Table 1 Comparison between 3D calculate results and design values for different structures

圖6 第一級轉子95%葉高相對馬赫數等值線Fig.6 Relative Mach number contours of the first-stage rotor (at 95%span)

圖7 不帶箍環及帶箍環時第一級轉子95%葉高靜壓分布圖Fig.7 Static pressure distribution of the first-stage rotor with and without tip ring(at 95%span)

由圖7可知，靜壓分布反映了轉子通道內的流動，與上面馬赫數的分析結果基本一致。改進機匣容腔結構與不帶箍環的靜壓分布相近，只是激波較弱，靜壓峰值變化不十分顯著；而原型機匣容腔的靜壓分布顯示，轉子通道內的流動沒有激波，與設計目標的流動形式相差巨大。

圖8 第一級轉子吸力面相對馬赫數分布Fig.8 Relative Mach number distribution of the first-stage rotor suction surface

圖9 第一級轉子壓力面相對馬赫數分布Fig.9 Relative Mach number distribution of the first-stage rotor pressure surface

由圖8、圖9可知，泄漏流對吸力面的影響大于對壓力面的影響。帶箍環后，吸力面上50%以上的激波結構發生了很大變化。轉子尖部激波后的分離區沿葉高擴大，50%～80%葉高處，激波后的分離明顯加強。而改進機匣容腔的激波結構和激波后分離有明顯好轉的趨勢。泄漏流對轉子尖部的流動影響最大，越到根部影響越弱，且這種影響的傳播在激波面上表現得最為顯著。

4 結論

(1)帶箍環轉子機匣容腔進口的尖部泄漏流對轉子尖部的流動結構造成了不利影響。泄漏流量越大，能量越大，會在很大程度上削弱激波，造成激波后流動分離，總性能參數明顯下降。

(2)箍環機匣容腔優化設計對減少泄漏流作用明顯。從初步改進方案分析來看，由于采用了新的機匣設計，泄漏流顯著減小，對轉子尖部主流的影響減弱，總性能參數恢復明顯。

(3)上述研究僅僅是在機匣容腔結構設計與分析方面做的一些初步工作，轉子箍環還存在泄漏流和高溫升問題。為此，下一步將在低溫升、低泄漏流機匣容腔結構設計方面開展研究，以提高帶箍環風扇的技術成熟度，為工程應用夯實基礎。

[1]周拜豪，程榮輝，尹紅順，等.帶箍高性能兩級風扇設計[C]//.中國航空學會2007年學術年會.2007.

[2]王衛國，古遠興，黃慶東，等.帶箍環掠型葉片整體葉盤強度分析方法研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2002，15 (2)：20—23.

[3]Laurence J.Comparison of Tone Mode Measurements for a ForwardSweptandBaselineRotorFan[R].AIAA 2003-3293，2003.

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Numerical Investigation on Tip Ring-Cavity of Fan Rotor

CAO Zhi-peng，LAN Fa-xiang，ZHANG Xu，XIA Tian
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Tip ring structure can reduce the vibration of fan rotor,but the leakage caused by rotor ring has great influence on the aerodynamic performance of high-loading fan.In this paper,the effects of ring-cavity on fan performance were investigated by the three-dimensional numerical simulation method.Multi-block grid technology was employed for the complex mesh generation of ring-cavity geometric structures.The nu?merical results comparison of three different cavity configurations show that:the leakage could affect rotor tip flow field and the aerodynamic performance.The optimizing design of the rotor cavity configuration could reduce the mass of leakage;increase efficiency of rotor tip and improve fan aerodynamic performance.

aero-engine；fan rotor；ring；case-cavity；leakage；3D numerical simulation；IHPTET

V231.3

A

1672-2620(2013)02-0024-04

2012-05-22；

2013-02-18

曹志鵬(1977-)，男，四川廣元人，高級工程師，博士后，主要從事壓氣機性能設計與分析研究。