王 前，胡 駿，江星星

(1.蘇州大學(xué)文正學(xué)院，江蘇 蘇州 215104)(2.南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，江蘇 南京 210016)(3.蘇州大學(xué)軌道交通學(xué)院，江蘇 蘇州 215131)

先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)正向著高推重比、高效率、高可靠性方向發(fā)展，帶有核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級的雙涵道變循環(huán)發(fā)動機(jī)是第四代航空發(fā)動機(jī)的典型代表之一。核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級有單外涵和雙外涵兩種工作模式，工作模式的轉(zhuǎn)換要求進(jìn)口導(dǎo)葉出口氣流角變化35°左右[1]，而級效率變化低于3%，因此必須采用可調(diào)進(jìn)口導(dǎo)葉?？烧{(diào)進(jìn)口導(dǎo)葉分為不變彎度和可變彎度[2]兩種。不變彎度導(dǎo)葉通過調(diào)節(jié)安裝角來調(diào)節(jié)出口氣流角，安裝角變化引起攻角的變化，從而帶來較大的性能損失?？勺儚澏葘?dǎo)葉有兩種實現(xiàn)方案，一種是帶有縫隙的可變彎度導(dǎo)葉，即將基礎(chǔ)葉型從弦長的某處分開，中間留有縫隙，前段固定，后段可旋轉(zhuǎn)；另外一種是形狀自適應(yīng)葉型[3]，即把葉片分為若干部分，各部分之間由組合鉸鏈連接，表層采用魚鱗片形式。與帶有縫隙的可變彎度導(dǎo)葉相比，形狀自適應(yīng)葉型不存在縫隙損失，但結(jié)構(gòu)和驅(qū)動裝置復(fù)雜，對葉片表層材料的要求也較高，成本和加工難度很大。因此帶有縫隙的可變彎度導(dǎo)葉的設(shè)計是保證核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級性能的關(guān)鍵技術(shù)之一。

本文開展了帶有縫隙的可變彎度導(dǎo)葉的葉柵試驗，詳細(xì)分析了試驗所得的總壓損失系數(shù)、氣流轉(zhuǎn)折角等參數(shù)，并與數(shù)值計算結(jié)果以及典型的不變彎度導(dǎo)葉、形狀自適應(yīng)葉型的試驗結(jié)果進(jìn)行了對比分析，在驗證核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級可變彎度導(dǎo)葉設(shè)計方法可靠性的同時，為進(jìn)一步的優(yōu)化設(shè)計提供試驗數(shù)據(jù)支撐。

1 試驗設(shè)備及方法

1.1 試驗設(shè)備

平面葉柵風(fēng)洞示意圖如圖1所示，主要由閥門、擴(kuò)張段、穩(wěn)定段、收斂段、試驗段以及轉(zhuǎn)動圓盤組成。風(fēng)洞由一臺功率為200kW的離心風(fēng)機(jī)供氣，由閥門控制試驗段的進(jìn)口馬赫數(shù)，閥門全開時進(jìn)口馬赫數(shù)最大，可達(dá)到0.45。葉柵風(fēng)洞內(nèi)設(shè)有1個蜂窩器、2層阻尼網(wǎng)，以保障試驗段進(jìn)口氣流的均勻性。試驗段沿葉柵額線方向尺寸為300mm，沿葉片高度方向尺寸為100mm。圖2給出了平面葉柵風(fēng)洞照片，采用五孔探針進(jìn)行流場測量。

圖1 平面葉柵風(fēng)洞示意圖

1.2 試驗件介紹

圖2 平面葉柵風(fēng)洞照片

圖3 試驗件葉型示意圖

圖4 葉片后段旋轉(zhuǎn)示意圖

2 試驗結(jié)果對比與分析

圖5 葉片后段旋轉(zhuǎn)-18°、+14.5°葉柵正常特性試驗結(jié)果與計算結(jié)果對比

將試驗所得的帶縫隙的可變彎度導(dǎo)葉尾跡流場與形狀自適應(yīng)葉型及不變彎度導(dǎo)葉的尾跡流場進(jìn)行對比，形狀自適應(yīng)葉型參見文獻(xiàn)[3]，不變彎度導(dǎo)葉采用經(jīng)典的NACA0012系列葉型。圖6給出帶縫隙的可變彎度導(dǎo)葉、形狀自適應(yīng)葉型、不變彎度導(dǎo)葉在提供0°氣流轉(zhuǎn)折角時，葉柵出口的尾跡。橫坐標(biāo)為無量綱柵距，縱坐標(biāo)為總壓損失系數(shù)，從圖中可以看出，在0°氣流轉(zhuǎn)折角工況下，不變彎度導(dǎo)葉的高損失區(qū)域最小，形狀自適應(yīng)葉型因其表面的魚鱗片形式，葉型損失較大，尾跡區(qū)的最大總壓損失系數(shù)略高于不變彎度導(dǎo)葉。帶縫隙的可變彎度導(dǎo)葉因后段旋轉(zhuǎn)后中弧線不再連續(xù)，且存在縫隙損失，高損失區(qū)域略大于其他兩種葉片，但總體上3種葉片在0°氣流轉(zhuǎn)折角工況下的損失都不大。

圖6 3種葉片的尾跡流場對比(氣流轉(zhuǎn)折角0°)

圖7給出帶縫隙的可變彎度導(dǎo)葉、形狀自適應(yīng)葉型導(dǎo)葉、不變彎度導(dǎo)葉在提供36°氣流轉(zhuǎn)折角時，葉柵出口的尾跡。從圖中可以看出，不變彎度導(dǎo)葉依靠調(diào)節(jié)安裝角來調(diào)節(jié)出口氣流角，攻角變化過大，造成葉背出現(xiàn)大范圍的分離區(qū)，造成很大的性能損失，高損失區(qū)占柵距的一半以上?？勺儚澏葘?dǎo)葉在調(diào)節(jié)出口氣流角時，攻角不變，在較大氣流轉(zhuǎn)折角工況下優(yōu)勢明顯。形狀自適應(yīng)葉型在大彎角下，依然可以保持中弧線和葉片表面的光順，大損失區(qū)域最?。粠Эp隙的可變彎度導(dǎo)葉大損失區(qū)域較自形狀適應(yīng)葉型稍大，但最大總壓損失系數(shù)低于形狀自適應(yīng)葉型，總體上，兩種可變彎度導(dǎo)葉的性能相當(dāng)，都可以在較小的損失范圍內(nèi)提供較大的氣流轉(zhuǎn)折角范圍，而相比于形狀自適應(yīng)葉型，帶縫隙的可變彎度導(dǎo)葉結(jié)構(gòu)和驅(qū)動裝置簡單，對材料的要求低，運行更加可靠。

圖7 3種葉片的尾跡流場對比(氣流轉(zhuǎn)折角36°)

3 結(jié)論

針對核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級可變彎度導(dǎo)葉，通過葉柵試驗研究了帶縫隙可變彎度導(dǎo)葉的性能，總結(jié)出如下結(jié)論：

1)試驗結(jié)果與數(shù)值計算結(jié)果基本相符，證明在基礎(chǔ)葉型設(shè)計的基礎(chǔ)上選擇合適的設(shè)計點，并在縫隙形式設(shè)計中引入Coanda效應(yīng)的概念，可設(shè)計出滿足核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級性能要求的帶縫隙的可變彎度導(dǎo)葉，設(shè)計方法可靠。

2)不變彎度導(dǎo)葉在較大攻角下，葉背分離明顯，流場損失較大，核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級需采用可變彎度導(dǎo)葉進(jìn)行工作模式的轉(zhuǎn)換。

3)帶縫隙的可變彎度導(dǎo)葉與形狀自適應(yīng)葉型性能相當(dāng)，而結(jié)構(gòu)和驅(qū)動裝置更加簡單、成本低、運行可靠，是核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級進(jìn)口導(dǎo)葉的最佳選擇。

參考文獻(xiàn)：

[1] 張鑫,劉寶杰．緊湊布局核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇級設(shè)計參數(shù)影響分析[J]．推進(jìn)技術(shù),2011,32(1)：47-53.

[2] 楚武利,朱俊強(qiáng)．變幾何葉片對壓氣機(jī)特性影響的實驗研究及分析[J]．應(yīng)用力學(xué)學(xué)報，2003,20(1)：78-80.

[3] MULLER Tobias, LAWERENZ Martin. Experimental investigation of shape-adaptive for inlet guidevanes in turbocompressors[R].[S.l.] :American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 2005: 1-8.

[4] 王前. CDFS可變彎度導(dǎo)葉設(shè)計方法及葉尖射流擴(kuò)穩(wěn)研究[D]. 南京：南京航空航天大學(xué), 2016.

[5] 王前, 胡駿,王爽. 可變彎度導(dǎo)向器的基礎(chǔ)葉型設(shè)計[J].機(jī)械設(shè)計與制造工程, 2015,44(9)：1-3.