轉子尾緣端削對軸流壓氣機性能的影響

楊薇（海軍裝備部，西安710021）

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轉子尾緣端削對軸流壓氣機性能的影響

楊薇
（海軍裝備部，西安710021）

摘要：為驗證葉頂尾緣端削在氣動性能上的可行性，采用三維定常數值模擬方法，研究了葉頂尾緣端削對壓氣機性能的影響及相關機理。研究表明，第5級轉子葉頂尾緣端削后，該轉子葉頂壓比降低，葉頂泄漏流強度減弱，葉頂堵塞減小，提升了壓氣機的流量裕度；第5級靜子葉根的進口攻角降低，靜子葉根附近的流動損失減小。總體上端削對壓氣機性能的影響很小，可以實施轉子葉頂尾緣端削以防止葉尖掉角。

關鍵詞：航空發動機；軸流壓氣機；葉尖掉角；葉頂尾緣端削；葉頂泄漏流；葉頂堵塞；數值模擬

1　引言

葉尖掉角是壓氣機中的一種典型故障，WP7發動機曾采用加厚葉片的方法予以解決［1］。但加厚葉片會增加發動機整體質量，減小流通面積，造成發動機空氣流量降低。端削作為一種氣動設計手段，常用來改善壓氣機氣動性能。蔣世亮［2］在靜葉的尾緣實施端削處理，用以抑制葉柵槽道端區的渦流，成功改善了壓氣機的喘振裕度、效率和氣動穩定性。蔡運金［3］在WP7發動機高壓壓氣機中采用端削技術，降低了WP7系列發動機的空中停車率。苗厚武等［4］對一臺四級跨聲速壓氣機的第3級和第4級靜子葉片進行端區修型處理，改善了壓氣機級間及其與下游壓氣機之間的匹配性能。王維等［5］提出一種對葉頂前緣進行端削處理的方法，通過從前緣葉頂間隙引入高能流體，利用該流體的來流慣性抑制泄漏流的轉向，達到了提高壓氣機穩定裕度的目的。

在某型發動機維修中發現，該發動機壓氣機第5級轉子多次出現葉尖掉角現象。葉尖掉角發生在轉子尾緣，掉角部分主要呈三角形，斷痕自尾緣向前以30°到60°不等的角度向葉頂發展。本文針對該壓氣機葉片斷裂的特點，擬采用對第5級轉子葉頂尾緣進行端削的方案予以解決。在端削之前，評估了轉子葉頂尾緣端削對壓氣機性能的影響，在氣動性能上驗證了葉頂端削在該壓氣機上的可行性。

2　研究對象及葉頂尾緣端削設計

研究對象為該型發動機的8級軸流壓氣機，其中對第5級轉子葉頂尾緣采用端削設計。圖1給出了第5級轉子原型與端削模型的幾何結構。端削范圍由沿弦向切削長度C及沿展向切削長度S兩個參數決定。本文主要分析C=15 mm、S=20 mm時，端削對壓氣機性能和流量裕度的影響。

圖1　葉頂尾緣端削前后幾何模型Fig.1 The geometric model of the rotor tip cutting

3　數值模型

首先針對8級壓氣機整體進行計算，通過與試驗數據對比校核數值模型。然后提取第5級壓氣機進行單獨模擬，分析端削對第5級壓氣機性能的影響。8級壓氣機通過AutoGrid模塊進行網格劃分，總網格點數約為1 000萬。對第5級壓氣機的單獨研究中，將轉子進口向上游延伸200%軸向弦長，靜子出口向下游延伸100%軸向弦長。轉子主通道采用O4H型網格拓撲，葉片表面為O型貼體網格；主通道網格沿軸向、周向和徑向的網格點數分別為97、33和113。葉頂間隙采用蝶形網格拓撲，徑向網格點數為33，轉子通道總網格點數約為95萬。靜子的網格拓撲結構與轉子相同，總網格點數約為40萬。所有網格在近壁面附近加密處理，保證y+≤2。第5級轉子和靜子的網格拓撲結構見圖2，總網格點數約為135萬。

數值計算選擇Numeca中的FineTurbo模塊進行。流動工質為理想氣體，湍流模型為S-A湍流模型。進口邊界由第4級靜子出口條件確定，給定徑向和切向進口氣流角、總溫、總壓。出口邊界給定平均靜壓。壁面為絕熱無滑移邊界條件。各通道間為周期性邊界條件。轉子和靜子間的動靜交界面為完全非匹配摻混面，該種處理可在動靜交界面上嚴格保證流量、動量和能量守恒。數值模擬為單通道定常計算，采用顯式四階Runge-Kutta法時間推進以獲得定常解。

圖2　網格拓撲結構Fig.2 Grid topology

4　結果分析

4.1數值模型的校核

圖3　壓氣機數值特性與試驗特性的對比Fig.3 Comparison between prediction and experiment results

數值模型的校核主要在整臺壓氣機環境中進行。圖3給出了設計轉速下該軸流壓氣機的試驗特性和數值特性。從圖中試驗數據與計算結果的對比可知，數值模型對最大流量的估計不足，但偏差僅為0.5%；對最小流量的估計偏差略大，約為1.0%。考慮到所研究模型的復雜性及目前湍流模型的局限性，上述偏差在工程應用允許范圍之內。從壓比特性和效率特性的總體趨勢看，計算結果與試驗數據吻合很好。總體看，數值模型很好地預測了壓氣機的氣動性能，可以此模型為基礎，研究葉頂尾緣端削對壓氣機性能的影響。

4.2端削對第5級壓氣機性能的影響

圖4給出了端削前后第5級壓氣機的壓比特性和效率特性。可見，整個流量范圍內，端削后壓氣機的壓比略有降低，效率幾乎不變，失速邊界向小流量方向移動。

圖4　葉頂尾緣端削對第5級壓氣機性能的影響Fig.4 The influence of the rotor tip cutting on the fifth stage performance

圖5（a）給出了第5級轉子總壓比沿徑向的分布。可見，端削后轉子葉頂壓比降低，且這種降低的趨勢沿徑向向葉根延伸。這是由于端削后葉頂葉片弦長變短，對氣流的做功能力減弱所致。圖5（b）給出了第5級轉子出口相對氣流角沿徑向的分布，相對氣流角定義為相對速度與軸向的夾角。可見，受端削的影響，在近葉頂部分轉子出口相對氣流角增加。這使得氣流流過壓氣機通道時扭速減小，從而降低了壓氣機的做功能力。

圖5　葉頂尾緣端削對第5級轉子性能的影響Fig.5 The influence of blade tip cutting on the fifth stage rotor performance

圖6給出了轉子出口和靜子進口的速度三角形，虛線代表端削后的變化。可見，在近葉頂部分，端削后由于轉子出口相對氣流角增加，靜子葉根的進口攻角減小。圖7為靜子總壓恢復系數沿展向的分布。可見，受端削影響，靜子進口攻角的減小降低了靜子葉根的流動損失。

圖6　轉子出口及靜子出口速度三角形Fig.6 The velocity triangle of rotor and stator outlet

綜上可知，雖然端削后級壓比降低使得效率有所損失，但靜子通道內的流動損失減小，綜合起來端削對壓氣機效率的影響較小。

從圖5可知，端削對壓氣機性能的影響主要集中在葉頂部分，因而端削對穩定裕度的影響主要是由于其對葉頂流場的改變。圖8給出了轉子原型葉頂泄漏流流線的分布。可見，泄漏流向下游流動過程中，速度逐漸降低，打到相鄰葉片壓力面后發生二次泄漏。圖9（a）為轉子原型97%葉高相對馬赫數分布。對照圖8可知，泄漏流在葉頂壓力面附近形成了低速堵塞區，而通道的堵塞對壓氣機的穩定裕度有重要影響［5-6］。圖9（b）為端削結構葉頂相對馬赫數的分布，可見端削后由于葉頂負荷降低，葉頂泄漏流強度降低，與主流摻混后在葉頂壓力面附近產生的堵塞區減小。因此，端削會提升壓氣機的流量裕度。

圖7　葉頂尾緣端削對第5級靜子性能的影響Fig.7 The influence of blade tip cutting on the fifth stage stator performance

圖8　轉子原型葉頂泄漏流分布Fig.8 The distribution of the tip leakage flow for the original blade

5　結論

采用數值方法研究了多級軸流壓氣機中轉子葉頂尾緣端削對壓氣機性能的影響，并對其機理進行了分析，得出以下結論：

（1）第5級轉子葉頂尾緣端削后，該級壓氣機的壓比降低，效率幾乎不變，流量裕度提高。總體上端削對壓氣機性能的影響很小，可以實施轉子葉頂尾緣端削以防止葉尖掉角。

（2）端削后第5級轉子葉頂壓比降低，相對出口氣流角增加；靜子葉根的進口攻角降低，從而減小了靜子葉根附近的流動損失。

（3）端削后由于葉頂負荷降低，葉頂泄漏流強度減弱，減小了葉頂堵塞，從而提升了壓氣機的流量裕度。

圖9　轉子葉頂97%葉高相對馬赫數分布Fig.9 The distribution of relative Mach number at 97%span

參考文獻：

［1］宋兆泓，陳光，張景武，等.航空發動機典型故障分析［M］.北京：北京航空航天大學出版社，1993.

［2］蔣世亮.端削技術的應用研究及其進展［J］.航空發動機，1994，20（1）：10—15.

［3］蔡運金.降低WP7系列發動機空中停車率的途徑［J］.燃氣渦輪試驗與研究，1994，7（4）：8—12.

［4］苗厚武，蔡曉鐘，高金滿.端削技術在跨音速壓氣機上的應用［J］.燃氣渦輪試驗與研究，1996，9（1）：1—3.

［5］王維，楚武利，張皓光.基于泄漏流控制的軸流壓氣機葉頂前緣端削設計［J］.熱能動力工程，2012，27（5）：529—620.

［6］Suder K L. Blockage development in a transonic，axial compressor rotor［R］. NASA TM-113115，1997.

The influence of rotor tip cutting on compressor overall
performance in an axial compressor

YANG Wei
（Naval Equipment Department，Xi’an 710021，China）

Abstract：The influence of rotor tip cutting on compressor overall performance and stability and corresponding mechanisms were studied to check whether the rotor tip cutting is feasible in terms of aerodynamics. The results show that the blade tip loading is decreased by the fifth rotor tip cutting，which results in weakened tip leakage and tip blockage. The attack angle of the stator in the fifth stage is reduced in the tip region. As a result，the flow loss in this region is reduced. Generally，the rotor tip cutting has no apparent influence on the compressor overall performance，which implies that the rotor tip cutting can be implemented to avoid the blade tip rupture.

Key words：aero-engine；axial compressor；blade tip rupture；rotor tip cutting at trailing edge；tip leakage flow；tip blockage；numerical simulation

中圖分類號：V231.3

文獻標識碼：A

文章編號：1672-2620（2016）01-0059-04

收稿日期：2015-10-11；修回日期：2015-12-15

作者簡介：楊薇（1976-），女，陜西西安人，工程師，碩士，長期從事航空發動機壓氣機故障的分析和排除工作。