高負荷軸流壓氣機設計與試驗驗證

李清華， 安利平， 徐林， 米攀, 龐超

1.南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016 2.中國航發四川燃氣渦輪研究院， 成都 610500

高負荷軸流壓氣機設計與試驗驗證

李清華1,2,*， 安利平2， 徐林2， 米攀2, 龐超2

1.南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016 2.中國航發四川燃氣渦輪研究院， 成都 610500

為了提高高負荷軸流壓氣機氣動性能，探索高負荷壓氣機設計方法。首先，對高負荷壓氣機軸向載荷和參數分布進行研究與篩選優化；然后，利用二維正/反問題設計與分析方法優化壓氣機載荷展向分布；最后，利用三維流場分析方法進行精細分析，從而使高負荷壓氣機級間參數達到良好的匹配。將該方法應用于一臺高負荷壓氣機設計中，并將試驗值與計算結果進行了比較分析。結果顯示：該技術有效地提高了壓氣機全工況的性能，使壓氣機各級工作在合理的參數下，相對于第4代發動機的壓氣機平均級壓比提高了16%，效率提高了1%。

高負荷； 軸流壓氣機； 級間匹配； 優化； 試驗驗證

壓氣機作為航空發動機重要的核心部件之一，其性能的優劣對發動機的性能至關重要。現在航空發動機的發展趨勢，對壓氣機提出了高效率、高級負荷、少級數、重量輕等要求[1]。要想不斷提高壓氣機平均級壓比和性能，各級參數的匹配非常重要。當壓氣機各級處于非理想的工作狀態下，即使每一級都有較好的性能，多級壓氣機也難以正常工作。只有壓氣機各級均處于良好的工作狀態下，多級壓氣機才能發揮最大的做功能力。

“由于固有的逆壓梯度、高度三維、高度非定常等特點，壓氣機的研制難度很大。特別是多級高壓壓氣機，級間匹配和全工況下性能優化均很困難，盡管設計體系在不斷完善，但由于設計指標同時也在不斷提高，多級軸流壓氣機設計仍然是發動機的瓶頸技術之一[2]。”在高負荷壓氣機設計中，由于壓氣機級數少，級負荷高，全轉速下的參數選擇決定了壓氣機的性能優劣。在傳統的級數較多的壓氣機中，某一級參數沒有達到最佳工作點對整個壓氣機的性能影響遠小于級數少、級負荷高的壓氣機。在現有壓氣機設計方法基礎上，對參數選擇范圍進行拓展，并與全三維數值模擬結果相結合是快速有效提高高負荷壓氣機性能的設計途徑。

1 壓氣機的發展趨勢

表1列出了現役第3代和第4代典型軍用渦扇發動機的壓氣機參數以及在研和預研的壓氣機參數。從參數對比可以看出，隨著發動機推重比的提高，壓氣機總壓比雖然沒有明顯的變化，但級數逐漸減少，平均級壓比在不斷提高，級負荷水平相應提高，這有利于發動機整機的重量減輕和成本降低，從而使發動機的推重比提高[1-2]。

圖1所示為典型的第3代、第4代和下一代先進軍用發動機壓氣機流道和葉片子午投影對比圖。第3代軍用發動機壓氣機(見圖1(a))級數在9～10級，葉片展弦比為1.5～1.7，葉片稠度為1.1～1.3，可調葉片級數達到3～4排，葉片無彎掠；第4代發動機壓氣機(見圖1(b))的級數減少到6～7級，葉片展弦比為1.1～1.3，葉片稠度為1.3～1.6，可調葉片級數為2～3排，開始引入彎掠葉片；下一代發動機壓氣機(見圖1(c))級數將進一步減少，葉片展弦比將小于1，葉片稠度為1.6～2.0，可調葉片級數減少到1～2排，大量地采用彎掠葉片。“葉尖切線速度不斷提高，更低的展弦比，更高的稠度”[1]是風扇/壓氣機的發展趨勢。

表1 發動機壓氣機參數對比Table 1 Comparison of parameters of engine compressors

圖1 第3代、第4代及下一代軍用發動機壓氣機對比Fig.1 Comparison of compressors for the 3rd, 4th and next generations military engines

由圖1可見，下一代發動機壓氣機與第3代、第4代壓氣機相比流道變化更劇烈，葉片展弦比更小，因此帶來更為強烈的三維效應。由于級數已經減少到極限，壓氣機每一級的流動都急劇變化，從進口級到中間級再到出口級，每一級的參數變化巨大，沒有常規負荷多級壓氣機逐級緩慢增壓的過程，所以高負荷壓氣機每一級都必須準確高效地工作。

目前國際上現役的先進第4代軍用發動機壓氣機為5～7級，平均載荷因子為0.28～0.32。下一代先進軍用發動機具有高推重比、高熱效率等特點，對壓氣機部件提出了減少級數、提高效率的需求。因此下一代軍機壓氣機平均級壓比將超過1.5，載荷因子超過0.4[3]。如此高的級負荷超出了現有壓氣機的設計范圍，設計難度高，技術跨度大。目前如此高負荷壓氣機的設計尚無經驗可循，要實現這樣的設計指標，開展高負荷壓氣機設計技術尤其是級間匹配技術的研究至關重要。

2 高負荷壓氣機級間匹配技術

從壓氣機發展趨勢來看，級數逐步減少，負荷不斷提高，高負荷、高效率壓氣機設計存在以下幾個方面的難點：

1) 可調級數較少以及高負荷級低損失工作范圍較窄，帶來壓氣機級間功的分配規律選擇困難[4-5]。

2) 各級損失、預旋、攻角等參數超出目前設計準則，其規律還有待探索和驗證，級間的匹配沒有經驗可供參考。

3) 強烈的三維效應作用下，基于二維的經典壓氣機設計經驗還需拓展其功能以適應新的設計需要[6]。

4) 高負荷壓氣機欠缺設計經驗和試驗結果支持，現有設計經驗判斷預測高負荷壓氣機的特性可能存在較大的偏差[7]。

如何在壓氣機級數越來越少，級負荷越來越高的前提下，保證壓氣機有高的工作效率和穩定工作裕度，使壓氣機各級有良好的匹配，達到設計的最好狀態呢？首先要從軸向參數優選入手，通過對流道形式、轉速、載荷因子、重量等多方面參數的篩選，優選具有潛力的方案；其次對展向載荷分配進行優化設計，使壓氣機每一級充分發揮最大的做功能力；最后通過三維流場的精細計算和分析，對載荷的周向負荷進行調整，控制激波結構，減少局部分離，提高壓氣機效率[8-11]。

2.1 高負荷壓氣機軸向參數篩選

通過幾十年的試驗、計算和摸索，設計人員認識到軸流壓氣機流動的規律，逐漸掌握了多級壓氣機參數選擇和設計方法[10-12]。但對于下一代軍用渦扇發動機，壓氣機級數進一步減少，級壓比進一步提高，不可能再像常規負荷的壓氣機那樣具有足夠多的級數和足夠長的通道緩慢地逐漸增壓，而是在極少的級數條件下迅速將壓力提高到發動機需要的水平。

常規負荷的多級壓氣機出口級(大約2～3級)級壓比降到1.1～1.2，壓氣機從進口級到出口級有數級的過渡，給壓氣機帶來一定的喘振裕度儲備。但高負荷壓氣機級數已經縮減到極限，每一級負荷都很重，平均載荷因子超過0.4(第3代在0.3左右)，所以每一級都要精準地工作在正確的設計點上，才能滿足高負荷壓氣機性能要求。

以平均級壓比超過1.5的某高負荷壓氣機為例，如圖2所示，選取等外徑、等中徑和斜流3種流道形式，進行參數設計和優選分析，圖中R1～R4代表4排轉子葉片。通過一維設計能夠快速地篩選優化出比較有潛力的方案，大大縮短了方案論證的時間，避免了盲目設計。

圖2 3種壓氣機流道方案子午投影 Fig.2 Meridional projection of three compressor flowpath cases

3種壓氣機流道方案的設計結果如表2所示，在級數、壓比、平均載荷因子、軸向長度等參數相當的情況下，從重量指標來看，等中徑方案最優，等外徑方案其次，斜流方案較差；從預測的壓氣機效率來看，等中徑方案和等外徑方案的效率相當，都在0.82左右；斜流式效率較低，為 0.758。綜上所述，等中徑和等外徑方案具有較高效率的潛力，是比較有希望實現的方案，但等外徑方案與等中徑方案相比，等外徑方案后面級具有較高的切線速度，做功能力強，平均載荷因子比等中徑方案小，在喘振裕度方面將具有較大的潛力。

圖3和圖4為3種壓氣機流道方案各級轉子和靜子進口馬赫數和葉片氣流彎角的分布，其中橫坐標N代表壓氣機級數。壓氣機轉子全部處于超/跨聲速范圍，流場極不穩定，葉型在跨聲速區域容易出現分離，造成損失，使效率降低。彎角過大也會使流動損失加大，造成壓氣機效率降低。在斜流方案中，后3級靜子氣流彎角都超過了46°，這也是斜流方案效率難以提高的主要原因之一。

綜上所述，對于高負荷壓氣機而言，各級壓氣機轉子的設計均需適應超/跨聲速來流條件，靜子葉型需進行大彎角設計；等外徑的子午流道設計方案可較好地提升壓氣機的效率并兼顧壓氣機的穩定裕度。此外，由于級壓比超過1.5，因此各葉排的進口馬赫數處于超/跨聲速時采用等外徑設計有一定優勢。

表2 不同方案參數對比Table 2 Comparison of parameters of different cases

圖3 3種壓氣機流道方案進口馬赫數分布Fig.3 Distribution of inlet Mach number for three compressor flow path cases

圖4 3種壓氣機流道方案氣流彎角分布Fig.4 Distribution of flow turning angle for three compressor flow path cases

完成方案初步篩選后，確定了壓氣機軸向載荷分布，選取等外徑流道設計方案，然后開展通流設計和葉片造型設計，得到初始方案。圖5所示為初始方案流道和葉片子午投影，方案由1排可調葉片(IGV)、4排轉子葉片(R1～R4)以及4排靜子葉片(S1～S4)組成。圖6為葉型實體。

圖7為全三維計算的馬赫數等值線分布，可以看出初始方案每一級轉子尾緣都存在分離，絕熱效率為81.7%。后續將通過采用展向參數優化、全三維壓氣機流場優化等途徑改善級間匹配，減少分離，從而提高壓氣機效率。

圖5 初始方案流道和葉片子午投影Fig.5 Meridional projection of flow path and blade for the initial case

圖6 初始方案葉片實體Fig.6 Blade of the initial case

圖7 初始方案葉片表面馬赫數等值線圖 Fig.7 Contours of mach number of blade surface in the initial case

2.2 高負荷壓氣機展向參數優化

在給定軸向載荷后，對壓氣機展向載荷的分配，要根據每一級葉片從根部到尖部進口馬赫數和氣流角的變化進行參數選擇。壓氣機展向參數的設計和優化主要從以下幾個方面開展：首先是通流設計(二維反問題設計)，在軸向給定壓氣機各級總參數后，由通流設計對壓比、損失系數、預旋等參數進行展向分配；然后在葉片造型中通過攻角、落后角等參數的選擇實現通流設計預期的設計值；最后由正問題計算檢驗展向參數與通流設計的一致性。其中正問題有二維正問題方法和三維正問題方法，三維方法在下一節進行分析。

隨著壓氣機級數減少，級負荷的增加，參數展向分布會有所不同，高負荷壓氣機設計規律不同于常規負荷的壓氣機設計規律。在高負荷壓氣機通流設計中，重點在于建立葉片損失模型，合理選定轉子葉片排效率和靜子葉片排總壓恢復系數沿葉展分布規律。目前對常規壓氣機損失模型有比較豐富的經驗，但對高負荷壓氣機還比較欠缺，這就要求對常規壓氣機設計經驗和準則進行修正和拓展，尤其是對損失模型進行修正，以適應高負荷壓氣機設計的需求，因此將通流設計與全三維計算進行迭代十分必要。損失模型充分考慮三維效應的影響，對超聲速區、端區、彎角較大的葉片等，將通流設計的轉子葉片排效率和靜子葉片排總壓恢復系數與三維計算周向平均的參數進行多輪迭代，修正目前的通流計算損失模型。

在通流設計確定各級參數展向分配后，進行葉片造型設計。由于高負荷壓氣機流道劇烈變化導致強烈的三維效應，葉片根尖部攻角要適應激波、端壁角渦、間隙流的變化，從而造成端區葉片攻角與葉片中部的差異大。除攻角外，預旋、效率、葉片厚度分布等在展向上都與常規負荷壓氣機有巨大的差異。由圖8所示某常規負荷壓氣機與某高負荷壓氣機進口級轉子攻角沿展向的分布對比可以看出，常規負荷壓氣機攻角沿展向變化比較平緩，但高負荷壓氣機攻角沿展向變化較大。

壓氣機展向參數是否合理，在葉片造型后，采用二維正/反問題進行參數對比，可以檢驗各級通過葉片造型所選擇的造型參數是否合理，從而快速修正通流設計和葉片造型設計展向參數的分配[13-14]。圖9所示為某級轉子進出口氣流角沿展向分布的比較，其中2D-direct代表二維正問題計算結果，2D-inverse代表二維反問題計算結果。可以看出轉子進出口氣流角正/反問題的結果是比較吻合的，說明葉片造型對攻角、落后角等參數的選擇是基本合理的。如果正/反問題的結果差異較大，說明葉片造型選擇的攻角、落后角過大或過小，不能達到設計的進出口角度，就要調整葉片造型參數。

對高負荷壓氣機進行軸向參數篩選后，再進行展向參數分配，能夠快速評估壓氣機參數選擇的合理性。目前全三維數值模擬為設計人員提供了豐富的流場細節，使壓氣機設計更精細，對提升壓氣機性能十分有幫助。

圖8 常規負荷與高負荷壓氣機攻角沿展向分布對比Fig.8 Comparison of spanwise distributions of angles of attack for conventional load and high load compressors

圖9 正/反問題設計中轉子進出口氣流角對比Fig.9 Comparison between inlet and outlet flow angles of rotor blade in direct/inverse design

2.3 全三維壓氣機流場優化

通過葉片造型中攻角、落后角、最大撓度位置等參數的匹配使各級工作在一個最佳狀態，有利于壓氣機發揮最優性能。過去通常采用準三維的方法進行匹配，雖然速度較快，但隨著壓氣機級負荷的提高，三維效應越來越強，準三維和一維中徑評估顯得捉襟見肘[15]。現在利用全三維計算能夠全面有效地評估不同工況壓氣機的性能，獲取豐富的流場細節，為優化設計提供參考。

圖10所示為采用全三維數值計算得到的某換算轉速下4級壓氣機各級轉子的效率曲線。從圖中可以看出，跨聲速來流的第1級轉子與輪轂比最高的第4級轉子的效率較低，而第2、3級的效率較高；由于在一維、二維設計中較多地考慮了高負荷壓氣機的特征，因此，各級轉子效率的變化趨勢與工作范圍基本一致，可以使壓氣機達到較好的性能，而且通過第1級和第4級轉子的優化設計可以進一步提高壓氣機的效率。

本文的三維計算軟件為MAP(Multi-block Aerodynamic Prediction code)，該軟件由北京航空航天大學寧方飛教授開發，是專用于氣動定常/非定常數值模擬的計算軟件[16-17]。該軟件于2000年初開發，其后不斷完善，該軟件的數值離散格式、湍流模型等經多次改進，已經初步具備工程實用要求。本壓氣機設計是中國航發四川燃氣渦輪研究院首次采用MAP軟件進行流場分析和優化的工程實例。

圖10 某換算轉速下全三維計算的各級轉子效率分布 Fig.10 3D calculation results： Distributions of rotor efficiencies at some corrected speed

相對常規壓氣機設計，對高負荷壓氣機進行三維優化比較有效的有2個方面：一是激波結構的優化，二是葉型積疊的優化。

高負荷壓氣機轉子葉尖馬赫數較高，激波結構如果組織不好，會帶來較大的損失。通過調整葉型的氣流相對折轉角和厚度分布，可以改變氣流沿葉片的加速或減速的過程，從而改變激波結構。對壓氣機激波結構的分析，可以改進壓氣機性能，尤其是高負荷壓氣機進口級馬赫數通常超過1.2，激波位置的控制和壓氣機性能密切相關。一般認為當轉子進口存在1道斜激波，靠近尾緣存在1道正激波的時候，這種激波結構形式為壓氣機工作在近堵點位置，此時壓氣機的激波損失較大，效率較低；當轉子進口為1道正激波結構形式時，壓氣機工作在近喘點位置，壓氣機的裕度比較小；當壓氣機轉子進口存在1道斜激波加1道正激波的結構形式，壓氣機會工作在高效率點，同時具有較大的裕度。圖11為某壓氣機進口級改進前后葉尖截面的流場對比，原方案激波位置靠近尾緣，雖然裕度較好，但損失較大，效率較低。通過調整葉型，在轉子進口形成1道斜激波加1道正激波的結構形式，壓氣機效率提高了0.3%。

圖11 轉子改進前后葉尖截面馬赫數等值線圖 Fig.11 Contours of Mach number of rotor tip section before and after modification

在高負荷壓氣機葉型積疊的三維優化中，通過改變葉片展向壓力分布對于減少和抑制端區的局部分離比較有效。壓氣機局部的分離通常還會在各葉片排間傳遞、擴展，從而影響級間匹配，因此改善局部分離有利于提高壓氣機的性能。圖12 所示為壓氣機出口級轉子葉片實體，其中圖12(a)為原始設計的葉片實體，三維計算的葉片表面馬赫數等值線見圖13(a)，該葉片由于根部流道比較平直，在根部尾緣產生了分離。通過對葉型根部進行彎曲積疊處理，得到改進后的彎曲葉片實體如圖12(b)所示，三維計算葉片表面馬赫數等值線見圖13(b)，從中可以看出局部分離消除了，從而提高了該級的效率。

圖12 改進前后出口葉片實體對比Fig.12 Comparison of outlet blades solid before and after modification

圖13 改進前后葉片表面馬赫數等值線圖Fig.13 Contours of Mach number of blade surface before and after modification

2.4 綜合優化

根據軸向載荷匹配設計的結果，進行展向載荷分配設計，從而確定各排葉片參數的展向分布，這一層面的參數匹配是在經典的一維、二維設計基礎上根據高負荷壓氣機的特點進行了一定的參數范圍拓展。在眾多設計參數中，轉子葉片排效率和靜子葉片排的總壓恢復系數是2個非常關鍵的輸入參數，體現的是葉片排的流動損失。過去，這2個參數主要依照經驗輸入初始分布，再通過一維、二維和三維的分析，進行迭代優化，其設計周期較長。隨著計算機能力的提高，對級數較少的壓氣機全三維計算時間較短，能夠快速有效地為高負荷壓氣機設計提供更為全面的參考。

在參考以往的壓氣機葉片損失模型基礎上，考慮轉子葉尖激波損失和端壁二次流損失等初步給定壓氣機的損失模型，再利用全三維結果進行修正以減少迭代次數，縮短設計周期。最終方案全三維計算的馬赫數等值線分布如圖14所示，第1、2級轉子激波位置靠前，氣流經過激波后沒有明顯的低速區。靜子葉片流動良好，基本沒有分離，絕熱效率達到86.3%。

圖15(a)所示為轉子效率通流設計值與三維計算結果沿徑向分布的比較，圖15(b)所示為靜子總壓恢復系數通流設計值與三維計算結果沿徑向分布的比較，從中可以看出，通流設計值與三維計算結果趨勢吻合，但在根部和尖部差異略大，可通過多輪迭代進行損失系數修改，使二者相吻合。值得注意的是由于通流設計為無黏計算，對根尖部靠近端壁的區域損失預估相差較大，在葉型設計時根尖部攻角和落后角的選取要充分考慮這一區域效率的變化，盡量減少葉型損失。

在高負荷壓氣機設計中，綜合應用軸向載荷篩選、展向參數分配，一維、二維和三維方法的交叉對比，充分考慮不同轉速壓氣機的工作特點，平衡中低轉速和高轉速性能，才能實現高負荷壓氣機在不同工況良好地工作，從而達到提高壓氣機負荷的目標。

圖14 最終方案葉片表面馬赫數等值線圖Fig.14 Contours of Mach number of blade surface in the final case

圖15 轉子效率與靜子總壓恢復系數的設計值和三維計算結果對比Fig.15 Comparison of design values and 3D calculation results： Rotor efficiency and stator total pressure recovery coefficient

3 試驗驗證及分析

將本文開展的高負荷壓氣機設計技術應用于1臺高級負荷軸流壓氣機設計，該壓氣機平均級壓比達到1.56，平均載荷因子達到0.38。圖16所示為該壓氣機性能試驗件和轉子組件的裝配圖，該試驗件在中國航發四川燃氣渦輪研究院全臺壓氣機試驗臺開展了相關的性能試驗。

該高負荷壓氣機性能試驗件完成了相對換算轉速n=0.8～1.0的總性能參數錄取和喘振邊界測量。圖17為壓氣機總性能試驗與設計結果對比，圖中1D表示一維預估特性曲線，3D表示全三維計算特性曲線，其中流量是采用設計流量進行無量綱化的。試驗結果表明，試驗特性與設計預估特性十分吻合，設計點喘振裕度達到25.8%、效率達到86.2%，設計轉速最高效率達到86.5%。從總性能試驗結果分析來看，壓氣機性能全面達到了設計要求，全轉速特性形態良好，效率包絡線形狀合理，高效率工作范圍較寬。從而以4級壓氣機實現了第3代發動機6級壓氣機的壓比，平均級壓比提高了16%，效率提高了1.2%。

圖16 試驗壓氣機及轉子Fig.16 Tested compressor and rotor

圖17 高負荷壓氣機試驗性能Fig.17 Test performance of the high load compressor

利用葉型受感部[18-21]成功地測取了相對換算轉速n=0.8～1.0時各級轉子出口總壓和總溫的流場分布。葉型受感部是利用被測壓氣機的現成靜葉葉片，經測量頭設計與加工、葉片開槽、受感部焊接、強度檢驗與校準等步驟而制成，圖18為葉型受感部實物圖。

試驗件測量截面示意圖見圖19。為了測取各級轉子后的總溫、總壓流場分布，在壓氣機各級靜葉每級安排2片葉片安裝總溫探頭，2片葉片安裝總壓探頭(1片葉片安裝3個，1片葉片安裝2個)。

圖20(a)所示為級壓比(相對于總壓比)測量值和設計值沿徑向分布的對比，圖20(b)所示為級溫比測量值和設計值沿徑向分布的對比，從試驗級間測量的結果來看，各級壓比和溫比與設計值基本吻合，說明各級沿軸向和展向匹配都比較合理。從溫比圖可以看出在第1級轉子尖部，試驗值比設計值大，主要是由于可調零級導葉尖部間隙泄漏流與較強的激波造成較大的損失，在今后的設計中，要注意改進第1級轉子尖部葉型設計，提高效率。第3級的溫比試驗值也高于設計值，證明這一級效率低于設計值。

圖18 葉型受感部實物圖Fig.18 Picture of airfoil sensor

圖19 葉型受感部安裝截面示意圖Fig.19 Schematic diagram of airfoil sensor installation sections

圖20 試驗與設計級參數對比 Fig.20 Comparison between test and design results of parameters between stages

圖21為n=1.0時壓氣機沿程靜壓比相對值(相對最大靜壓比)試驗結果與三維計算相近工況比較，其中橫坐標m為沿壓氣機軸向的測量點位置，從圖中可以看出，在相近工況下，各級沿程靜壓比三維計算結果與試驗結果分布較為一致，但第1級和第3級靜子出口處，試驗值低于計算值，說明第1級和第3級效率試驗值略低于設計值，這印證了前面各級溫比對比圖中這2級效率較低的情況，在今后的設計中還需進一步改進這2級的設計。

圖21 試驗與三維計算軸向靜壓比對比Fig.21 Comparison between test results and 3D calculation results of the axial static pressure ratios

4 結 論

本文對高級負荷壓氣機設計技術進行了探索研究，將該技術應用于1臺高負荷壓氣機設計中，并進行了試驗驗證，對設計與試驗結果作了對比，得到的全工況特性曲線與試驗結果趨勢也比較吻合，平均級壓比相對第4代發動機的壓氣機提高了16%，可以得出以下結論：

1) 高負荷壓氣機的載荷分布規律和參數的選擇有別于常規級負荷壓氣機，要盡量利用目前的設計工具，進行設計范圍的拓展，從而可以快速有效地進行軸向和展向參數的優選。

2) 全三維數值模擬可以改善局部流動，減少分離，與二維設計結果進行對比分析，可以修正徑向參數分布，使參數在二維層面進一步契合。

3) 本文提出的高負荷軸流壓氣機綜合優化設計方法可以有效地實現少級數高負荷壓氣機良好工作，發揮了壓氣機做功潛力，從而提高壓氣機級負荷水平。

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(責任編輯： 鮑亞平, 王嬌)

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170512.1059.004.html

*Corresponding author. E-mail: liqinghuapc@sina.com

Design and test verification of high load axial-flow compressor

LI Qinghua1,2,*, AN Liping2, XU Lin2, MI Pan2, PANG Chao2

1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.AECCSichuanGasTurbineEstablishment,Chengdu610500,China

In order to improve the aerodynamic performance of the high load axial-flow compressor and to explore the design method for the high load compressor. The axial load and parameter distribution of the high load compressor is studied and selectively optimized. The span load distribution of the compressor is then optimized using 2D direct and inverse solution design and analysis method. 3D flow filed analysis is applied to conduct refinement analysis. Stage parameters of the high load compressor are matched well. The method is used to design one high load compressor. Test results and calculation results are compared and studied. Results show that this technique can effectively improved compressor performance under all operation conditions and can allow the compressor to work with reasonable parameters at each stage. With this design technique, the average stage pressure ratio of the compressor can be increased by 16% and efficiency can be increased by 1% over the 4th generation aero-engine compressor.

high load; axial-flow compressor; stage matching; optimization； test verification

2016-11-25； Revised： 2017-02-19； Accepted： 2017-04-04； Published online： 2017-05-12 10:59

V231.3

A

1000-6893(2017)09-520990-11

2016-11-25； 退修日期： 2017-02-19； 錄用日期： 2017-04-04； 網絡出版時間： 2017-05-12 10:59

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170512.1059.004.html

*通訊作者.E-mail: liqinghuapc@sina.com

李清華， 安利平， 徐林， 等. 高負荷軸流壓氣機設計與試驗驗證[J]. 航空學報, 2017, 38(9): 520990. LI Q H, AN L P, XU L, et al. Design and test verification of high load axial-flow compressor[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 520990.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.620990