高切線速度低壓比單級風扇設計技術及試驗驗證

黃磊，周拜豪，李清華，羅璇，朱朝藝

(1.中國燃氣渦輪研究院，成都610500；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016)

高切線速度低壓比單級風扇設計技術及試驗驗證

黃磊1，周拜豪1，李清華2，羅璇1，朱朝藝1

(1.中國燃氣渦輪研究院，成都610500；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016)

針對單級跨聲速風扇高切線速度、低壓比的特點，采用先進的氣動布局及特性分析方法，高切線速度低壓比轉子設計、低損失可調導葉設計、大攻角范圍低損失靜子設計技術，以及葉頂激波系控制技術等，完成了該單級風扇的設計，并在此基礎上完成機械運轉、總性能試驗及導葉優化試驗。試驗結果表明，該單級風扇在滿足發動機尺寸設計要求的前提下，各轉速流量、效率、壓比及穩定裕度均滿足設計指標要求，其中效率和穩定裕度遠遠超過設計指標。

航空發動機；核心機驅動風扇；高穩定裕度；高切線速度；低壓比；變循環；定制葉型

1 引言

隨著科學技術的發展，未來先進戰斗機用發動機，必然向更高推重比、更寬工作范圍、多用途、高可靠性以及高性價比方向發展[1-3]。目前，GE公司在發動機設計時，為讓發動機負荷量分配更加均衡，充分發揮高壓渦輪做功能力強的優勢，通過將風扇最后一級移到高壓轉子上，重新分配高、低壓渦輪的負荷，使得高、低壓渦輪都能采用單級設計，從而降低發動機質量[4-5]，同時還可實現發動機不同模式的變循環功能。該單級風扇通常被稱為核心機驅動風扇，其在發動機中所處的位置與民用發動機增壓級的一樣，但其旋轉由高壓渦輪驅動。因此，核心機驅動風扇的轉速比常規風扇/增壓級要高許多，從而導致其轉子葉尖切線速度較高。而發動機總體匹配為降低第二外涵與第一外涵的壓差、減少摻混損失，要求該單級風扇壓比低、效率高和穩定裕度高。但由于高切線速度與低壓比這兩個參數相互矛盾，再加上高效率及高穩定裕度要求，給轉子葉片設計帶來很大難度。

歐美航空發動機強國和日本都相繼開展過變循環發動機的研究。其中，美國GE公司的研究處于領先地位，早在1990年其雙涵道變循環發動機YF120就在YF-22A飛機上成功完成了飛行驗證。國內對變循環發動機的研究剛剛起步，主要集中于依據變循環發動機特點進行數學建模，對穩態和過渡態性能進行數值仿真。在其部件氣動設計方面，張鑫等開展過核心機驅動風扇的研究，總結了核心機驅動風扇氣動設計上的特點和難點[3]。

中國燃氣渦輪研究院在國內首次對該類單級風扇進行了技術研究和試驗驗證，成功突破了單級風扇氣動布局技術，高切線速度、低壓比、高效轉子設計技術，葉頂激波系控制技術等關鍵設計技術，完成了該單級風扇的設計和試驗驗證，獲得了較好的試驗結果，達到了設計指標要求；摸清了變循環發動機第二外涵的設計規律，可為后續變循環發動機的研制提供技術支持。本文介紹了該類單級風扇的設計技術和試驗驗證情況。

2 單級風扇性能設計技術要求

本文的研究載體為某高切線速度、低壓比、單級跨聲速風扇，由零級可調導葉、一排轉子和一排靜子組成。表1為該單級風扇相關設計參數。

表1 單級風扇設計參數Table 1 Design parameters of the single stage fan

從該單級風扇的Smith圖(圖1)可看出，該單級風扇在綜合考慮轉子葉尖切線速度、加功量、轉子進口軸向速度等參數的情況下，具有典型的高切線速度、低壓比的特點。從圖中效率云圖可以看出，該風扇等熵效率約為0.865，與目前的設計要求相差不大。但是一般單級風扇的穩定裕度要求為13%～16%，而此方案單級風扇的穩定裕度要求為20%，設計難度較大。

圖1 單級風扇的Smith圖Fig.1 Smith picture of the single stage fan

3 單級風扇設計

3.1 氣動布局設計

本文子午流面設計選用考慮徑向摻混影響的通流計算程序。在其氣動布局中，主要考慮以下幾個問題：①風扇轉靜子負荷分配；②每個葉片排徑向載荷分布和葉片子午面形狀；③每個葉片排的進出口氣流參數。

為降低徑向摻混損失，風扇出口總壓沿徑向基本為等壓比分布。導葉預旋的選取考慮了轉靜子負荷的情況，使轉靜子負荷分配更為合理，有利于提高單級風扇效率和擴大穩定裕度；而其余參數的輸入分布根據三維計算結果對其進行適當修正，且兼顧了中低轉速的特性。圖2為該單級風扇子午投影。

圖2 單級風扇子午投影Fig.2 Meridional view of the single stage fan

3.2 轉靜子設計

根據該單級風扇轉子高切線速度、低壓比的特點，轉子葉片采用新型造型方法設計。采用均勻等距B樣條控制無量綱幾何折轉角定義葉型中弧線，利用中線和厚度疊加原理在任意回轉面上生成基元葉型，借鑒定制葉型的優化重心積疊等方法進行葉型積疊。為解決高切線速度下激波強度太強導致增壓能力不能低到設計值且效率不能得到保證，以及單級風扇穩定裕度不足的問題，風扇轉子設計時重點考慮了激波強度和激波位置。轉子葉片采用前掠設計，根部采用前加載葉型，葉尖彎度主要集中在后半部，以避免流場分離，較好地控制葉片槽道內的激波系結構，盡量減弱激波強度來滿足低壓比流場需求，降低激波損失，保證高效率。同時，控制激波位置，保證高穩定裕度。轉子具體形狀如圖3所示。

圖3 轉子葉片形狀Fig.3 Rotor blade shape

導葉和靜子葉片采用定制葉型設計，以有效控制葉型表面附面層發展，避免或推遲附面層分離，提高風扇效率和穩定裕度。

3.3 葉頂激波系控制設計

為更好地解決單級風扇穩定裕度不足的問題，除了結合先進的葉片造型技術以外，還采用全三維設計技術，更好地計算出激波的結構和位置。

下面以全三維NUMECA軟件細網計算的設計點說明內部流場情況。圖4是10%、50%和90%葉高擬S1流面相對馬赫數分布圖，圖5是對應位置葉片表面靜壓分布圖，圖6、圖7是近轉子吸力面靜子壓力面和近轉子壓力面靜子吸力面的相對馬赫數分布圖。

圖4 不同葉高擬S1流面相對馬赫數分布Fig.4 Relative Mach number distribution of S1 surface at different spans

圖5 不同葉高葉片表面靜壓分布Fig.5 Static pressure distribution of the blade surface at different spans

從圖4中的馬赫數可以看出，轉子葉片尖部截面葉片吸力面中部出現了一道斜激波，激波與葉片表面附面層沒有發生大的干擾；超聲速來流經過斜激波后依然保持超聲速，但在葉柵通道中持續減速，當降到聲速時形成一道很弱的正激波，通過該激波后氣流變為亞聲速。由此可判斷，該截面的激波相對較弱，激波位置設計合理，氣流流過該激波的損失較小。除靜子根部尾緣處氣流有小的分離外，流場整體表現良好。

從圖5可以看出，各排葉片壓力面和吸力面壓差分布合理，進而可推斷葉片的造型攻角、落后角選擇得當。同時，從葉片吸力面上壓力沒有出現明顯的突躍變化，同樣說明沒有出現高損失的強激波。

從圖6(a)看出，轉子效率分布與S2設計值沿徑向分布基本一致，但稍大于設計值，說明轉子葉片造型設計較為合理。從圖6(b)看出，各級靜子總壓恢復系數三維計算值與S2設計值趨勢基本吻合，只是在葉片根部計算值略低于設計值。

圖7是該單級風扇的NUMECA全三維計算特性計算結果，圖中粉紅色圓點代表設計指標要求。可見，計算結果滿足設計指標要求，其中工作點效率高于設計指標0.5%，計算穩定裕度為25.2%(超過指標5.2%)。

圖6 各排葉片沿葉高的性能參數與S2設計值的對比Fig.6 Comparison of performance parameters between 3D calculation and S2 design

圖7 單級風扇的NUMECA全三維計算特性Fig.7 NUMECA 3D calculation results of the single stage fan

4 單級風扇試驗驗證

4.1 試驗件

從保證氣動性能和試驗件安全運轉兩方面，對單級風扇的結構細節進行優化和改進。試驗件(圖8)由進氣機匣組件、導葉、轉子、靜子、排氣機匣組件等組成。轉子采用不銹鋼整體葉盤結構，導葉由液壓驅動系統調節其安裝角，靜子采用帶內、外緣板的整環成型結構。主傳力支點采用角接觸球軸承，前支點采用帶彈性環的擠壓油膜結構。設置了轉子葉片動應力監測、各支點軸承溫度監測、振動信號監測、脈動壓力監測、主要腔體壓力監測等安全保證措施。

圖8 單級風扇試驗件Fig.8 Test sample of the single stage fan

4.2 試驗結果及分析

單級風扇試驗件成功完成了機械運轉、總性能試驗及導葉優化試驗，錄取了相對換算轉速0.6～1.0時的總性能參數。圖9為該單級風扇的試驗結果與計算結果的對比圖。可見，計算值與試驗值吻合較好，證明設計軟件較為準確，能充分預估試驗性能，驗證了高效率高穩定裕度單級風扇采用的先進設計方法和設計軟件合理可行；全轉速特性形態良好，效率包絡線形狀優異，全轉速效率和穩定裕度均滿足甚至超過設計要求(設計轉速下，工作點流量、壓比、效率、穩定裕度均達到設計要求，其中效率和穩定裕度遠遠超過設計指標)，表明該單級風扇設計取得了成功。

圖9 單級風扇試驗結果與計算結果的對比Fig.9 Comparison of the performance of the single stage fan between the test and the calculation results

為獲取單級風扇各葉排的靜壓升，試驗還測取了外壁靜壓。取進口外壁靜壓為第一站，轉子前為第二站，靜子前為第三站，出口外壁為第四站。圖10為1.0轉速時S2設計、NUMECA計算結果與試驗結果沿程靜壓分布對比圖。從圖中可以看到，該單級風扇沿程靜壓S2流面設計結果與試驗結果基本吻合，與NUMECA計算結果趨勢一致。轉子后靜子前的試驗結果比計算結果略高，其原因是試驗取的測點數據，三維計算結果取的平均數據。

利用在轉子葉尖布置的動態壓力傳感器，并結合轉子鎖相技術和相位平均數據處理方法，獲取了單級風扇葉尖流場圖譜。圖11為1.0轉速時轉子葉尖動態壓力計算結果與試驗結果云圖。可以看出，試驗結果與三維計算結果的激波和低壓區形狀位置基本吻合，再次證明設計軟件的可信性。

圖10 1.0轉速各排葉片沿程靜壓分布Fig.10 Static pressure distribution along the axisat 1.0 rotational speed

圖11 1.0轉速相同壓比下轉子葉尖動態壓力計算與試驗結果對比Fig.11 Comparison of the tip dynamic pressure of the rotor blades at 1.0 rotational speed between the test and calculation results

5 結束語

本文在高切線速度低壓比單級風扇設計中，開創性地采用了多項先進新技術，如高切線速度、低壓比、高效轉靜子設計技術，單級風扇氣動布局設計技術、葉頂激波系控制設計技術等。經試驗驗證，該單級風扇在滿足發動機對其尺寸設計要求的前提下，各轉速流量、效率、壓比以及穩定裕度均滿足設計要求，單級風扇設計取得了成功。本研究為高切線速度、低壓比風扇的設計奠定了基礎，為今后變循環發動機的研制提供了技術支持，對類似負荷水平的風扇/壓氣機設計也具有一定的參考價值。

[1]Fishbach L H，Stitt L E，Stone J R，et al.NASA research in supersonic propulsion-A decade of progress[R].AIAA 82-1048，1982.

[2]Rallabhandi S K，Mavris D N.Simultaneous airframe and propulsion cycle optimization for supersonic aircraft design [R].AIAA 2008-143，2008.

[3]張鑫，劉寶杰.核心機驅動風扇級的氣動設計特點分析[J].航空動力學報，2010，25(2)：434—442.

[4]French M W，Allen G L.NASA VCE test bed engine aerodynamic performance characteristics and test results[R]. AIAA 81-1594，1981.

[5]Brown R.Integration of a variable cycle engine concept in a supersonic cruise aircraft[R].AIAA 79-1049，1979.

Design technology and experimental verification of a single stage fan with high tip speed and low pressure ratio

HUANG Lei1，ZHOU Bai-hao1，LI Qing-hua2，LUO Xuan1，ZHU Chao-yi1
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

Aiming at the characteristics of high tip speed and low pressure ratio,several kinds of design technology have been adopted in the design,such as the advanced methods of aerodynamic distribution and performance analysis,variable guide vanes with low loss,high tip speed low pressure ratio rotors,low loss stators in a wide range of incidence angles and tip shock wave control technology,etc.The overall performance test,guide vanes optimizing test and commissioning test have been undertaken.The results show that the mass flow,efficiency,pressure ratio and surge margin of the single stage fan at all the rotational speeds match the design requirements on the premise that the size of the fan satisfies the requirement of the engine. Moreover,the efficiency and surge margin are much higher than the design requirements.

aero-engine；core driven fan stage(CDFS)；high surge margin；high tip speed；low pressure ratio；variable cycle；customizing airfoil

V232

A

1672-2620(2016)06-0016-05

2015-09-17；

2015-12-31

黃磊(1983-)，男，四川射洪人，高級工程師，碩士，主要從事壓氣機氣動設計研究。