外涵靜子后掠對某風扇/增壓級氣動特性的影響

李曉娟，金海良，桂幸民

（1.中國航天工程咨詢中心，北京100037；2.中航工業航空動力機械研究所，湖南株洲412002；3.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

外涵靜子后掠對某風扇/增壓級氣動特性的影響

李曉娟1，金海良2，桂幸民3

（1.中國航天工程咨詢中心，北京100037；2.中航工業航空動力機械研究所，湖南株洲412002；3.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

針對某大涵道比風扇/增壓級外涵靜子后掠降噪的優化設計目標，采用1種周向平均快速特性預測計算方法和3維數值模擬軟件N U M ECA，對其100%設計轉速下外涵靜子無后掠及軸向后掠22.5°和30°算例的特性曲線及流場進行了對比分析，以研究外涵靜子軸向后掠對風扇/增壓級特性及氣動性能的影響規律。結果表明：一定程度的軸向后掠角度會使靜子表面靜壓在葉尖處增強，而根部的葉片表面靜壓分布更趨均勻，風扇/增壓級的外涵氣動特性在裕度上無明顯惡化；但嚴重的后掠角度則會導致葉尖葉片表面載荷顯著增加，從而造成外涵的喘振裕度減小，進而影響整個風扇/增壓級的氣動性能。

風扇/增壓級；外涵靜子；降噪；后掠；航空發動機

0 引言

風扇/增壓級是渦輪風扇壓氣機的主要核心部件，其性能優劣將直接影響整臺發動機的工作性能[1]。因此，風扇/增壓級設計一直是民用大涵道比渦輪風扇發動機的關鍵技術[2-3]。隨著近年對飛機經濟性和舒適性要求的提高，降噪成為大風扇/增壓級設計中的關鍵問題。而靜子葉片“后掠”設計是1種極具吸引力的解決方法。試驗表明[4-5]，對于轉子內存在前緣激波和通道激波的風扇級,后掠靜子能有效地減小激波噪聲的強度，而對于轉子內無激波出現的低轉速風扇級，后掠靜子也能改變氣動噪聲，如進氣畸變噪聲，轉子-靜子干涉噪聲的大小。但是，在設計過程中除了要考慮葉片的聲學性能外，氣動性能也是影響設計的1個重要因素[6]。

本文根據某大涵道比風扇/增壓級外涵靜子后掠的降噪優化目標，利用周向平均方法和3維數值模擬軟件NUMECA對某大涵道比的風扇/增壓級外涵靜子無后掠、外涵靜子軸向后掠22.5°及軸向后掠30°后的100%設計轉速特性曲線進行對比分析，同時考察了外涵靜子軸向后掠對靜子內流場的影響，以研究外涵靜子軸向后掠對風扇/增壓級特性及氣動性能的影響規律。

1 數值計算

1.1 計算方法

葉片后掠設計是從飛機后掠翼的思路發展來的，主要目的是當來流馬赫數超聲速時，減小垂直于前緣的馬赫數，從而減小前緣脫體波的損失；當槽道中激波面與波前氣流速度矢量斜交時，減小激波損失。但后掠設計的葉片由于在葉片尖部施加了1個弱的端壁流使得局部氣動負荷增加，尾緣處附面層變厚，通常會造成喘振裕度減小，影響工程實用性[7]。所以，考核外涵靜子降噪后掠后對多級風扇/增壓級的全工況下流量裕度的影響至關重要。同時，在風扇/增壓級的外涵靜子后掠降噪的優化過程中，要達到既滿足降噪又對整個風扇/增壓級氣動特性不產生惡化影響的目標，要經過多次重復的計算、設計、實驗和修正，尤其是在優化設計初期階段，對風扇/增壓級這種多葉片排，計算網格個數幾百萬甚至上千萬的研究對象來說，若每次修正均采用3維數值模擬軟件對其全工況的氣動特性進行預測不現實也沒有必要，所以，此時能夠快速的預測多葉片排的風扇/增壓級的設計點及非設計點的氣動特性顯得非常必要。因此，采用自主研發的周向平均Euler方法特性預測程序[8]對外涵靜子后掠優化處理的風扇/增壓級算例進行了內外涵聯算的快速氣動性能評估，確定近設計壓比點后利用3維數值軟件NUMECA對流場細節進行深入考核，以便快速找到后掠的最優化設計結果。

圖1 外涵靜子后掠角

根據聲學降噪分析[9]提供的數據可以確定以聲學設計轉靜干涉噪聲為標準的最優后掠角為22°～23°。因此，對于某大涵道比風扇/增壓級降噪優化措施是其外涵靜子沿積疊線軸向后掠22.5°（如圖1所示）。為進一步了解風扇/增壓級外涵靜子后掠對風扇/增壓級特性的影響，還增加了外涵靜子后掠30°的算例進行分析比較。計算時，先利用周向平均方法對外涵靜子后掠優化處理的100%設計轉速算例進行了內外涵聯算的快速氣動性能評估（相關數據做了無量綱化處理），確定近設計壓比點后利用3維數值軟件對流場細節進行深入分析。

1.2 計算網格

研究表明，對于雙涵道的風扇/增壓級性能計算是不同于單涵道的軸流壓氣機的，決定其工作狀態的參數不僅有進口的總溫、總壓及總流量，還有另外1個重要參數——涵道比，而涵道比又同時受到進口參數、內外涵出口背壓、流道幾何參數特別是分流環幾何參數的影響。

另外，在CFD模擬過程中，通過檢查計算的收斂性對網格進行依賴性試驗是十分重要的。因此，分流環處的計算網格尺寸應受到嚴格控制，并應作出特別的優化處理[10]。

文獻[11]曾對分流環處3維計算網格（如圖2所示）的處理進行過詳細研究，研究結果顯示，在內、外涵進口前增加1個包含分流環一小部分固壁面的網格塊的網格結構能夠明顯的表現：氣流在分流環端部的滯止現象以及分流環形狀特征對風扇/增壓級整個流場的影響，同時與試驗特性曲線的比較發現，這種網格結構由于提高了分流環處的氣流流動對背壓變化的敏感性，因此，更能真實反映風扇/增壓級內、外涵的氣動特性，尤其是對風扇/增壓級的內涵特性曲線影響更為顯著。因此，使用周向平均計算方法的算例里，都使用了與3維網格處理相似的網格結構，處理細節如圖3所示。

圖2 風扇/增壓級3維計算網格

圖3 風扇/增壓級2維計算網格

1.3 風扇/增壓級特性曲線的計算方法

風扇/增壓級的特性曲線與單涵道風扇特性曲線不同，具有內、外涵2組特性曲線，一般測試風扇/增壓級特性的試驗方法是：

（1）內涵特性。將外涵節氣門固定在工作壓比點附近，調節內涵節氣門，當狀態點穩定后，采集并處理數據，得到內涵特性。

（2）外涵特性。將內涵節氣門固定在工作壓比點附近，調節外涵節氣門，當狀態點穩定后，采集并處理數據，得到外涵特性。

為了和試驗結果進行有效地比較，在對風扇增壓級進行特性計算時也采用與試驗方法相似的手段，具體的計算過程為：

（1）內涵特性。將外涵背壓固定在設計壓比點附近，改變內涵背壓進行計算，得到內涵特性曲線。

（2）外涵特性。將內涵背壓固定在設計壓比點附近，改變外涵背壓進行計算，得到外涵特性曲線。

2 計算結果及分析

在風扇/增壓級100%設計轉速下，外涵靜子后掠不同角度時內涵特性曲線（無量綱化）的對比如圖4所示。文獻[8,12]使用周向平均方法程序對某風扇/增壓級原型100%、96%、88%、80%設計轉速下的內、外涵特性進行了數值模擬研究，并與試驗和3維數值模擬結果進行了對比分析，研究發現，相對于3維數值模擬軟件，周向平均方法程序計算得到的結果裕度普遍偏大，這與程序中引入的葉片損失模化形式和選取的穩定邊界判定方法有著必然的聯系[8,12]，但是，在相同的計算工具下，內涵效率和壓比特性曲線幾乎不受外涵靜子后掠角度的影響，因此，著重研究了后掠對風扇/增壓級外涵氣動特性的影響。

外涵靜子不同后掠角下風扇/增壓級在100%設計轉速下的外涵特性曲線（無量綱化）的對比如圖5所示，從圖中可見，盡管周向平均方法與NUMECA3維數值模擬軟件相比計算的效率偏高且壓力偏大，但在同一計算工具下，各后掠角的外涵壓比曲線相當接近，在后掠角υ由0°增至30°的過程中，風扇/增壓級外涵裕度沒有出現明顯的減小，甚至在后掠角υ=22.5°時，裕度有提高趨勢，且其最高效率點略微大于υ=0°時風扇/增壓級最高效率點的效率。而當υ=30°時最高外涵效率與υ=0°時最高外涵效率幾乎沒有差別。

圖4 不同后掠角下風扇/增壓級的內涵特性曲線對比

圖5 不同后掠角下風扇/增壓級的外涵特性曲線對比

在外涵近設計壓比工況下，外涵靜子不同后掠角風扇/增壓級周向平均面相對馬赫數等值線分布情況對比如圖6所示，從圖中對比可見，外涵靜子的后掠對外涵靜子前后以及風扇/增壓級整體的周向平均面的相對馬赫數分布并沒有產生非常明顯的影響。但是外涵靜子葉尖和葉根部分流場性能由于靜子的后掠還是發生了變化。

圖6 不同后掠角風扇/增壓級周向平均面相對馬赫數等值線分布

不同后掠角外涵近設計壓比狀態出口特性參數分布如圖7所示，從圖中可見，在外涵近設計壓比工況下，外涵出口的總壓，總溫和效率參數從根到尖的分布情況，強烈的后掠使得外涵靜子近設計壓比狀態點出口葉尖部分的總壓上升而根部總壓有所下降，從而引起了外涵出口效率參數沿相對葉高分布的變化。

圖7 不同后掠角外涵近設計壓比狀態出口特性參數分布

圖8 不同后掠角外涵靜子總壓恢復系數

各掠角下外涵近設計壓比狀態點通道出口的總壓恢復系數如圖8所示，從圖中可見，在一定的后掠角的范圍內，外涵的總壓恢復系數并不會降低。而在后掠角超出某個范圍后，外涵的總壓恢復系數開始有明顯迅速降低的趨勢。

為了深入考察后掠對外涵靜子周圍流場細節的影響，借助3維數值模擬軟件NUMECA的幫助，對風扇/增壓級100%設計轉速內、外涵同時處于近設計壓比條件下的工況狀態進行了3維流場的數值模擬。

風扇/增壓級外涵靜子無軸向掠角（υ=0°），后掠22.5°以及后掠30°在近設計壓比狀態時吸、壓力面靜壓沿相對葉展的分布如圖9所示，曲線根據相對于軸向弦長50%位置上的靜壓沿相對葉展方向連接而成。從圖中可見，靜子通道中部，靠近吸力面一側形成了“ε”形的展向靜壓分布。與無后掠葉片相比，葉片后掠對壓力面靜壓沿葉型表面的基本分布規律沒有劇烈的影響。但是，外涵靜子葉片后掠以后使得吸力面靜壓沿展向的分布規律發生了明顯的變化。在葉尖部分靜壓顯著增加，葉根略微減弱，特別是在υ=30°時葉尖靜壓增強非常明顯。這樣會使低能氣流在壓差力的作用下不斷向通道根部聚集，導致根部損失增加、從而降低外涵效率。因此，在進行風扇/增壓級外涵靜子葉片的后期設計及降噪優化的工作過程中，在考慮靜子葉片后掠已達到降噪要求的前提下，應盡量選擇合適的后掠角度，以保證風扇/增壓級的外涵效率不受到影響。

圖9 不同后掠角外涵靜子葉片表面靜壓沿葉展分布

在近設計壓比狀態下外涵靜子葉根、葉中和葉尖3個跨葉片平面上，葉片尾緣主流速度沿周向相對尺寸由吸力面到壓力面的分布情況如圖10所示，從圖中可見，葉片的軸向后掠對葉中附近的流動狀態影響并不大，而對于葉跟和葉尖部分產生了一定的影響，后掠靜葉片提高了葉片根、尖部尾緣的主流速度，改善了局部流場的氣動特性。

圖10 不同后掠角外涵靜子葉片尾緣主流速度沿周向分布

圖11 不同后掠角情況下外涵靜子根和尖葉片表面靜壓沿流向分布

風扇/增壓級外涵靜子在不同后掠角的情況下，根、尖葉片表面靜壓沿流向的分布規律如圖11所示，從圖中可以看出，相對于無后掠葉片，后掠葉片使葉片根部葉型上的載荷分布趨于均勻化，而進口段的逆壓梯度大大減小，從而控制了邊界層在此處的發展以及分離的發生，使葉片端壁附近的氣動性能有所改善，而在葉尖部分，后掠不僅加劇了葉型載荷分布的不均勻性，還增強了逆壓梯度，導致該部分的氣動性能惡化。

3 結論

在對某大涵道比風扇/增壓級100%設計轉速下的特性及周向平均面流場特征的分析和研究的基礎上，對風扇/增壓級外涵靜子進行了后掠優化的研究，通過開發的周向平均方法程序以及3維數值模擬軟件對外涵靜子后掠的風扇/增壓級的氣動特性聯合模擬研究發現，外涵靜子后掠一定角度，對風扇/增壓級內涵氣動特性影響非常有限；但對外涵來說，一定程度的軸向后掠角度會使外涵靜子通道中吸力面形成的“ε”型展向靜壓分布規律發生明顯變化，在葉尖處靜壓增強，葉根處則略有減弱；同時，外涵靜葉適度后掠使根部的葉片表面靜壓分布更趨均勻，葉尖和葉根尾緣部分周向流動狀態有一定的改善，外涵出口參數沿葉高的分布情況產生變化，但風扇/增壓級的整體外涵氣動特性并沒有受到嚴重不良影響，裕度沒有明顯減小；當然，嚴重的后掠角度還是會導致葉尖葉片表面載荷分布的惡化，從而影響外涵的整個氣動性能。因此，在進行外涵靜葉設計和后掠優化過程中，選擇合適的后掠角度可以保證風扇/增壓級外涵的氣動特性不受影響，甚至產生改善。

[1]Walter O,Hale A.A three dimensional Turbine Engine Analysis Compressor Code(TEACC)for steady state inlet distribution[R].ASME 1997-GT-124.

[2]劉大響,陳光.航空發動機 [M].北京：航空工業出版社，2003：3-4. LIU Daxiang,CHEN Guang.Aeroengine[M].Beijing:Aviation Industry Press，2003：3-4.(in Chinese)

[3]鄭濤.彈用渦噴、渦扇發動機發展概況 [J].推進技術，1995，16（1）：7-12. ZHENG Tao.Development of turbojet and turbofan engines for missiles[J].Journal of Propulsion Technology,1995，16（1）：7-12.(in Chinese)

[4]Hayden R E,Bliss D B,Murray B S，et al.Analysis and design of high-speed low noise aircraft fan incorporating swept leading edge rotor and stator blades[R].NASA-CR-135092, 1977.

[5]Bliss D B,Murray B S.Design for a novel low noise fan stage [R].AIAA-76-577.

[6]孫曉峰，胡宗安，周盛.后掠葉柵發聲機理的研究[J].北京航空航天大學學報，1989,1（1）：39-49. SUN Xaiofeng，HU Zongan，ZHOU Sheng.Noise generation by swept cascade[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics,1989,1（1）：39-49.(in Chinese)

[7]彭澤琰,劉剛.航空燃氣輪機原理[M].北京：國防工業出版社,2000:68-69. PENG Zeyan,LIU Gang.Principles of aircraftgas turbine[M]. Beijing:Defense Industry Press,2000:68-69.(in Chinese)

[8]李曉娟,金海良,桂幸民.風扇/增壓級內外涵聯算的特性數值模擬[J].航空動力學報，2009，24（12）：2719-2724. LIXiaojuan,JIN Hailiang,GUIXingmin.Performance numerical investigation of double-channel fan/compressor[J]. Journal of Aerospace Power,2009，24（12）：2719-2724.(in Chinese)

[9]王曉宇,孫曉峰.某型風扇/增壓級降噪報告[R].北京：北京航空航天大學能源與動力工程學院，2004. WANG Xiaoyu,SUN Xiaofeng.Research of influence factors on a fan/compressor performance and noise[R].Beijing:School of Jet Propulsion,Beihang University,2004.(in Chinese)

[10]Wang J,Mueller N.Performance of array arrangement on ducted Composite Material Marine Current Turbines (CMMCTs)[J].Ocean Engineering,2012,41（2）:21-26.

[11]李曉娟.風扇/增壓級葉尖間隙流動數值模擬研究 [D].北京:北京航空航天大學,2004. LI Xiaojuan.Numerical simulation of tip-clearance flow in fan/compressor [D].Beijing:Beihang University,2004.(in Chinese)

[12]李曉娟.風扇/增壓級內流場特性數值模擬與設計研究[D].北京:北京航空航天大學,2009. LI Xiaojuan.Performance numerical simulation investigation and design of fan/compressor[D].Beijing:Beihang University, 2009.(in Chinese)

Effect of Bypass Duct Backward Swept Stator Blade on Performance of Fan/Compressor

LI Xiao-juan1,JIN Hai-liang2,GUI Xing-min3
（1.China Aerospace Engineering Consultation Center,Beijing 100037,China; 2.AVIC Aviation Power Machinery Research Institute,Zhuzhou Hunan 412002,China; 3.School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China）

To meet the challenge of a high bypass ratio fan/compressor optimization design on noise reduction,using the circumferentially-averaged method and the multi-blade-row computational techniques,the aerodynamic performance of three types with swept bypass stator at 0°,22.5°and 30°sweep angle were simulated at 100%design rotational speed,and the detailed results were analyzed respectively and compared with results obtained from 3D numerical simulation software NUMECA.The results show that the axial sweep degree will make the blade surface pressure of the stator static pressure increase in tip,and the blade surface static pressure distribution of root become more uniform,then the aerodynamic performance margine of fan/compressor bypass is changed a little.But larger sweep degree will increase blade tip surface load,decrease bypass surge margin,furthermore it affects the aerodynamic performance of the fan/compressor bypass.

fan/compressor;bypass stator;numerical simulation;noise reduction;sweep;circumferentially-averaged

李曉娟（1980），女，博士，高級工程師，從事航空/航天工程咨詢工作。

國家自然科學基金（50736007，51006005）資助

2012-11-07