周向總壓畸變條件下多級軸流壓氣機(jī)失速首發(fā)級預(yù)測分析

芮長勝，吳 虎

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015；2.西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院，西安 710072）

周向總壓畸變條件下多級軸流壓氣機(jī)失速首發(fā)級預(yù)測分析

芮長勝1，吳 虎2

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015；2.西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院，西安 710072）

基于多級軸流壓氣機(jī)的逐級特性，發(fā)展了1種預(yù)測周向總壓畸變條件下多級軸流壓氣機(jī)失速首發(fā)級的方法。該方法結(jié)合平行壓氣機(jī)模型和級疊加計(jì)算方法，以進(jìn)氣畸變條件下多級軸流壓氣機(jī)某級的有效相對氣流角達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)該級的最大相對氣流角為條件，進(jìn)行多級軸流壓氣機(jī)失速首發(fā)級的預(yù)測分析。通過對J 85-13發(fā)動機(jī)8級軸流壓氣機(jī)總壓畸變試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行模擬計(jì)算，預(yù)測出該軸流壓氣機(jī)畸變條件下的失速首發(fā)級。

軸流壓氣機(jī)；級特性；總壓畸變；失速首發(fā)級；有效相對氣流角；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

航空發(fā)動機(jī)進(jìn)口氣流畸變會對多級軸流壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作裕度造成影響，其中旋轉(zhuǎn)失速和喘振對多級軸流壓氣機(jī)的影響最為嚴(yán)重，其后果可能直接損壞發(fā)動機(jī)。失速和喘振在多級軸流壓氣機(jī)中最初表現(xiàn)為內(nèi)部某級葉片表面發(fā)生氣流分離,分離嚴(yán)重時(shí)即發(fā)生氣流的旋轉(zhuǎn)失速和喘振，因此尋找壓氣機(jī)的失速首發(fā)級，盡早發(fā)現(xiàn)壓氣機(jī)出現(xiàn)不穩(wěn)定的征兆，并采取相應(yīng)措施防止和延緩多級軸流壓氣機(jī)失速或喘振對保證發(fā)動機(jī)穩(wěn)定可靠工作具有重要意義。文獻(xiàn)[1-2]分別采用計(jì)算和試驗(yàn)的方法，利用壓氣機(jī)某級失速時(shí)出現(xiàn)的級間靜壓變化，對穩(wěn)態(tài)條件下多級軸流壓氣機(jī)的失速首發(fā)級進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[3]利用矩陣分析模型進(jìn)行了進(jìn)氣畸變在軸流壓氣機(jī)中的傳遞特性分析，給出了發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性分析中影響較大的總壓、總溫和氣流角的周向分布。

本文基于多級軸流壓氣機(jī)的級特性，運(yùn)用平行壓氣機(jī)模型和級疊加計(jì)算方法，在逐級計(jì)算過程中分析進(jìn)氣周向總壓畸變條件下多級軸流壓氣機(jī)高、低壓區(qū)的進(jìn)口氣流角的變化，對多級軸流壓氣機(jī)的失速首發(fā)級進(jìn)行預(yù)測。

1 計(jì)算模型

1.1 軸流壓氣機(jī)級特性

在一般情況下，軸流壓氣機(jī)總特性通常表示為在等換算轉(zhuǎn)速下由進(jìn)口換算空氣流量與壓氣機(jī)總壓比和壓氣機(jī)總效率之間的關(guān)系形式。該方法不便于應(yīng)用于級疊加計(jì)算過程。本文以多級軸流壓氣機(jī)的逐級特性為基礎(chǔ)，將軸流壓氣機(jī)單級的級特性表示為流量系數(shù)、壓力系數(shù)、溫度系數(shù)、級效率之間的關(guān)系形式。4個(gè)參數(shù)都是無量綱參數(shù)，具體定義為

式中：UM、Ti分別為轉(zhuǎn)子平均半徑處輪緣速度和進(jìn)口總溫。

由此，壓氣機(jī)級特性表示為

1.2 級疊加計(jì)算

級疊加計(jì)算方法基于轉(zhuǎn)子葉片平均半徑上的氣流參數(shù)，在己知單級級特性的基礎(chǔ)上，進(jìn)行逐級計(jì)算，由壓氣機(jī)各級進(jìn)口的氣動參數(shù)計(jì)算各級出口的氣動參數(shù)。如果已知多級軸流壓氣機(jī)的逐級特性、壓氣機(jī)的葉型結(jié)構(gòu)角（進(jìn)口幾何角）、通道尺寸（包括各級的進(jìn)、出口截面面積）和轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，任意給出壓氣機(jī)在該轉(zhuǎn)速下的進(jìn)氣流量，就可以采用級疊加計(jì)算的方法從前至后計(jì)算出壓氣機(jī)各級進(jìn)、出口處的速度三角形和相應(yīng)的氣動參數(shù)。得到壓氣機(jī)各級的工作參數(shù)后，即可以對壓氣機(jī)各級性能和穩(wěn)定工作情況進(jìn)行分析。

1.3 進(jìn)口氣流角變化

在進(jìn)口氣流畸變條件下，由于轉(zhuǎn)子葉片的旋轉(zhuǎn)引起氣流流向動葉的相對流速和進(jìn)氣攻角發(fā)生變化，盡管進(jìn)口氣流畸變?yōu)榉€(wěn)態(tài)畸變，但對于轉(zhuǎn)子葉片在旋轉(zhuǎn)過程中不斷交替地掃過高、低壓區(qū)，氣流的進(jìn)氣攻角會不斷變化，從而使不同壓力區(qū)壓氣機(jī)各級進(jìn)口的氣流速度三角形也不同，轉(zhuǎn)子的工作點(diǎn)在特性圖上也在不同的位置變化，進(jìn)而影響該級的工作性能。

本文結(jié)合平行壓氣機(jī)理論模型，并考慮級間氣流發(fā)生的周向流動情況[4]，利用“有效進(jìn)氣攻角[5]”假設(shè)來考慮轉(zhuǎn)子葉片掃過低壓區(qū)時(shí)工作點(diǎn)的變化情況，預(yù)測進(jìn)氣周向總壓畸變情況下進(jìn)氣攻角變化對軸流壓氣機(jī)工作點(diǎn)的影響，從而對軸流壓氣機(jī)各級的穩(wěn)定工作情況進(jìn)行分析。按假設(shè)中給出的傳遞函數(shù)，將有效進(jìn)氣攻角與瞬時(shí)進(jìn)氣攻角之間建立聯(lián)系。

時(shí)間常數(shù)τ是轉(zhuǎn)子葉片弦長與流過該級進(jìn)口氣流速度的比值，大量實(shí)際計(jì)算表明，在多級軸流壓氣機(jī)中，前面級葉片的τ較大，后面級葉片的τ較小。

定義級進(jìn)口的瞬時(shí)進(jìn)氣攻角為

則按傳遞函數(shù)關(guān)系確定的級出口的有效進(jìn)氣攻角為

為了更直觀地反映轉(zhuǎn)子葉片進(jìn)口的氣流流動狀況，將有效進(jìn)氣攻角的變化轉(zhuǎn)換為有效相對進(jìn)氣攻角為

式中：βH、βL、βE分別為高、低壓區(qū)和有效相對氣流角；

Δt為轉(zhuǎn)子葉片掃過低壓區(qū)的時(shí)間。

1.4 失穩(wěn)判別條件

為獲得進(jìn)口總壓畸變條件下多級軸流壓氣機(jī)的不穩(wěn)定工作點(diǎn)（失速點(diǎn)或喘點(diǎn)），采用對壓氣機(jī)進(jìn)口空氣流量節(jié)流的計(jì)算方法，對多級軸流壓氣機(jī)的失速首發(fā)級進(jìn)行預(yù)測。在進(jìn)口周向總壓畸變條件及一定換算轉(zhuǎn)速下，減少壓氣機(jī)的進(jìn)口空氣流量，氣流軸向流速減小，低壓區(qū)各級的相對氣流角不斷增大，相應(yīng)地有效相對氣流角也不斷增大，造成多級軸流壓氣機(jī)各級工作點(diǎn)逐漸向不穩(wěn)定邊界移動。當(dāng)多級軸流壓氣機(jī)某級的有效相對氣流角βE逐步達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)下，該級在相應(yīng)換算轉(zhuǎn)速下最小流量點(diǎn)Wmin對應(yīng)的最大相對氣流角βmax時(shí)，則認(rèn)為多級軸流壓氣機(jī)在該級最先出現(xiàn)不穩(wěn)定，也就是說該級就是相應(yīng)畸變狀態(tài)下的失速首發(fā)級。

2 算例結(jié)果分析

利用模型對J85-13發(fā)動機(jī)8級軸流壓氣機(jī)在周向總壓畸變條件下失速首發(fā)級進(jìn)行了預(yù)測分析。計(jì)算中以該多級軸流壓氣機(jī)試驗(yàn)得到的級特性和相關(guān)參數(shù)為基礎(chǔ)[6]，首先對該多級軸流壓氣機(jī)在穩(wěn)定狀態(tài)下的性能進(jìn)行模擬計(jì)算，得到各級的氣動性能參數(shù)；并在與穩(wěn)態(tài)特性吻合較好的情況下，再用于周向總壓畸變條件下的計(jì)算。

在換算轉(zhuǎn)速nc=1.0、低壓區(qū)角度范圍δ=120°、=0.112=0.0的周向總壓畸變狀態(tài)下，對J85-13發(fā)動機(jī)8級軸流壓氣機(jī)進(jìn)行了詳細(xì)模擬計(jì)算。在該進(jìn)口周向總壓畸變條件下，各級進(jìn)口總壓畸變指數(shù)和總溫畸變指數(shù)的變化情況如圖1所示。從圖中可見，進(jìn)口總壓畸變指數(shù)經(jīng)過各級后逐漸衰減，表明軸向流場總壓的不均勻程度逐漸減??；而進(jìn)口總溫畸變指數(shù)經(jīng)過各級后逐漸增大，低壓區(qū)溫度的增幅大于高壓區(qū)的，軸向高、低壓區(qū)的流場溫度不均勻性加大。在該畸變狀態(tài)下各級有效相對氣流角系數(shù)隨進(jìn)口空氣流量的變化關(guān)系如圖2所示。在等換算轉(zhuǎn)速下隨著壓氣機(jī)進(jìn)口流量的不斷減少，各級有效相對氣流角系數(shù)也不斷減小。其中，第1級有效相對氣流角系數(shù)最先趨于0，即說明第1級有效相對氣流角最先達(dá)到該級的最大相對氣流角。因此，在該畸變狀態(tài)下，壓氣機(jī)的第1級就是失速首發(fā)級。圖2中的第3級有效相對氣流角系數(shù)曲線的變化趨勢比其他級變化更加明顯，說明該級對畸變更加敏感，根本原因是由該級的級特性與其他級的級特性存在差異引起的。

第1級高、低壓區(qū)軸向速度和相對氣流角隨進(jìn)氣流量的變化關(guān)系如圖3、4所示。從圖中可見，隨著流量的減少，第1級高壓區(qū)軸向速度和有效相對氣流角的變化相對較小，而低壓區(qū)的軸向速度明顯減小，相應(yīng)地低壓區(qū)有效相對氣流角不斷增大，最后使該級的有效相對氣流角達(dá)到該轉(zhuǎn)速下的最大值，發(fā)生失速。

通過對上述畸變條件下該多級軸流壓氣機(jī)在換算轉(zhuǎn)速nc=94%、87%和80%下進(jìn)一步計(jì)算表明，壓氣機(jī)的第1級仍為失速首發(fā)級；同時(shí)模擬計(jì)算中得到的壓氣機(jī)喘振邊界線與畸變試驗(yàn)中得到的畸變狀態(tài)喘點(diǎn)吻合較好[6]。在nc=94%下計(jì)算特性與穩(wěn)態(tài)特性和畸變試驗(yàn)特性的比較如圖5所示。從圖中可見，在相同畸變狀態(tài)下計(jì)算得到的壓氣機(jī)失速點(diǎn)與畸變試驗(yàn)的喘點(diǎn)差別較小，且特性線變化趨勢一致。

3 結(jié)論

本文利用多級軸流壓氣機(jī)的級特性，發(fā)展了1種進(jìn)氣周向總壓畸變條件下對多級軸流壓氣機(jī)失速首發(fā)級進(jìn)行預(yù)測分析的方法。以壓氣機(jī)某級的有效相對氣流角達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)下該級相應(yīng)換算轉(zhuǎn)速下最小流量點(diǎn)對應(yīng)的最大值為失穩(wěn)判別條件，對周向總壓畸變狀態(tài)下多級軸流壓氣機(jī)最先出現(xiàn)失速的首發(fā)級進(jìn)行預(yù)測。通過對J85-13發(fā)動機(jī)8級軸流壓氣機(jī)不同畸變條件的模擬計(jì)算表明，該軸流壓氣機(jī)的第1級最先達(dá)到失穩(wěn)判斷條件，第1級即為失速首發(fā)級。將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比證明該方法是合理可行的。本文研究方法和結(jié)果對研究軸流壓氣機(jī)工作穩(wěn)定性和采取有效改進(jìn)措施具有工程參考價(jià)值。

[1]楚武利，王毅，楊泳.多級軸流壓氣機(jī)率先失速級的預(yù)測方法研究[J].流體機(jī)械，2005，33（10）：11-14.

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[6]Edward J M.Performance of a J85-13compressor with clean and distortion inlet flow[R].NASA-TM-X-3304.

Prediction Analysis of First Stall Stage of Multistage Axial Flow Compressor with Circumferential Total Pressure Distortion

RUI Chang-sheng1，WU Hu2
（1.AVIC Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China;2.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China）

Based on the miltistage axial flow compressor characteristics，a method was developed for predicting first stall stage of multistage axial flow compressors with circumferential total pressure distortion.By parallel compressor model and stage-stacking method,prediction of first stall stage for multistage axial compressure was made with a stage maximum relative air-flow on the condition that effective relative air-flow angle of the stage for multistage axial flow compressors with circumferential pressure distortion was equal to the angle without distortion.The first stall stage of J85-13engine eight stage axial flow compressor with distortion was predicted with the numerical simulation of its total pressure distortion test data.

axial flow compressor； stage characteristics； total pressure distortion； first stall stage;effective relative air-flow angle;aeroengine

芮長勝（1977），男，工程師，主要從事航空發(fā)動機(jī)總體性能設(shè)計(jì)及推進(jìn)系統(tǒng)氣動熱力學(xué)研究工作。