軸流壓氣機低速?；O計的葉片造型

樊 琳, 居振州, 滕金芳*

(1.中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責任公司設計研發(fā)中心，上海 200241；2.上海交通大學航空航天學院，上海 200240)

高壓壓氣機的氣動設計是航空發(fā)動機研制的關鍵環(huán)節(jié)之一。由于高壓壓氣機轉(zhuǎn)速高、后面級葉片短、葉片排之間的軸向間隙小以及高溫、高壓的工作環(huán)境等原因，用常規(guī)的方法很難對其內(nèi)部流場進行詳細的試驗測量。為此，針對高壓壓氣機后面級的內(nèi)部流場測試一般采用放大壓氣機尺寸的低速?；囼灧椒āＴ摲椒ǖ年P鍵技術(shù)之一就是低速?；O計，即確定試驗模型的基本參數(shù)，雖然試驗模型的幾何尺寸、轉(zhuǎn)速、壓力、溫度等參數(shù)與原型高速壓氣機不同，但兩者特性相同或極其接近。

在對高速壓氣機進行低速相似變換開展研究的領域中，歷史最悠久且最為成功的就是美國GE公司的四級低速研究用壓氣機試驗臺(low speed research compressor, LSRC)，Wisler等[1]對此進行了全面總結(jié)，并給出了低速?；O計的方法。近20年來，在針對不同高速壓氣機開展的LSRC壓氣機試驗研究中，Lyes等[2]和Clemen等[3]對高負荷的高壓壓氣機開展了低速?；O計，Gallimore等[4-5]進行了葉片彎、掠技術(shù)在低速壓氣機中的應用，Zhang等[6-7]利用低速模化設計研究了優(yōu)化的葉片造型，Lange等[8]、Wallace等[9]和Ju等[8-10]研究了懸臂和帶冠靜葉不同輪轂間隙的影響，文獻[11-15]則是針對葉尖流動的非定常性和葉排干涉以及機匣處理的流動控制，通過低速?；_展試驗研究。近兩年，為了研究大涵道比風扇的角區(qū)失速現(xiàn)象，在低速?；O計的端區(qū)流場相似性的難點領域又進行了有益的探索[16]。

在對高速壓氣機進行低速?；O計的過程中，需要利用重復級的概念，使得低速試驗可以實現(xiàn)高速原型級進/出口條件的模擬。另外，由于低速壓氣機的馬赫數(shù)較低(<0.3)，流動為不可壓，葉片的相似設計還需要通過加彎以補償流動可壓縮性的差別，這對低速壓氣機的葉片造型設計帶來挑戰(zhàn)。當高壓壓氣機后面級的流量系數(shù)與氣流角等部分流動參數(shù)不具備完全重復級特征時，還需要通過設計低速壓氣機葉片來實現(xiàn)高低速壓氣機流場的盡量相似，此時進行葉片造型設計的難度就更大，目前此方面的研究還鮮有報道。

將針對上述問題，通過給出壓氣機低速模化設計的相似準則，制訂?；O計目標，完成幾何變換、通流設計、葉片造型及數(shù)值模擬等流程，重點研究葉片造型技術(shù)，完成高速壓氣機的低速模化設計。

1 ?；O計相似準則

為實現(xiàn)高低速壓氣機的流動相似，首先需要保證幾何相似，其次需要保證氣動相似，包含運動與動力相似。幾何相似可通過低速試驗臺與高速壓氣機葉高之比簡單計算確定。而氣動相似的實現(xiàn)則較為復雜，以實現(xiàn)氣動負荷相似和葉片表面(特別是吸力面)邊界層流動相似為要。此外，低速壓氣機的進/出口邊界條件的相似依賴于重復級的應用，通常通過四級重復級低速壓氣機的前兩級實現(xiàn)進口條件的相似，通過末級實現(xiàn)出口條件的相似，取第三級為嵌入式研究級。具體的幾何相似和氣動相似參數(shù)見表1和表2。

在?；O計過程中，相關的參數(shù)定義如下：

1)流量系數(shù)

表1 幾何相似參數(shù)Table 1 Geometry similarity parameters

表2 氣動相似參數(shù)Table 2 Aerodynamic similarity parameters

(1)

式(1)中：vaxial為軸向速度;Umid為中徑處轉(zhuǎn)子葉片切線速度。

2)加功量因子

(2)

3)總總壓升系數(shù)和總靜壓升系數(shù)

(3)

(4)

4)擴散因子

(5)

式(5)中：win、wout為葉片通道進、出口相對速度;Δwθ為葉片相對周向速度增量;σ為稠度。

5)無量綱總壓、總溫

(6)

(7)

6)轉(zhuǎn)/靜子損失系數(shù)

(8)

(9)

7)級反力度

(10)

式(10)中：vθ,in,r、vθ,out,r分別為轉(zhuǎn)子進、出口絕對周向速度。

8)葉片表面無量綱速度

為葉片表面等熵速度與參考速度之比，參考速度可選為葉片通道進口或出口相對速度，在壓氣機設計中一般選用進口相對速度，葉片表面等熵速度由進口總壓(轉(zhuǎn)子為進口相對總壓)與葉片表面靜壓確定，定義公式為

(11)

(12)

9)葉片表面壓力系數(shù)

(13)

在實踐中，因為幾何與氣動兩方面的限制，難以獲得完全的高低速相似。因此，需要對相似參數(shù)進行取舍，以滿足低速壓氣機試驗的需求。除此之外，低速模擬壓氣機的相似設計需要在與高速壓氣機相同的設計體系中完成，采用與高速完全相同的設計工作和流程，有利于保證低速壓氣機與高速壓氣機的相似性。

2 ?；O計流程

低速壓氣機的?；O計流程如圖1所示,可見，在對高速壓氣機進行低速?；O計時，首先選定高速原型級，進行參數(shù)分析，再通過對低速壓氣機的設計方案論證，確定其結(jié)構(gòu)方案為立式四級低速大尺寸壓氣機試驗臺，其約束條件為：①轉(zhuǎn)速 900 r/min；②外徑1.5 m；③輪轂比0.88；④流道平直，靜子為帶冠篦齒封嚴結(jié)構(gòu)。接著，開始低速壓氣機的模化設計。低速壓氣機的子午面相似設計主要由S2反問題設計完成，這主要是為了保證低速壓氣機轉(zhuǎn)、靜子葉片各進、出口參數(shù)沿徑向的分布與高壓壓氣機被模擬級的一致，同時為了匹配葉排間各參數(shù)沿徑向的分布，實現(xiàn)子午面氣動負荷徑向分布相似。葉片表面無量綱速度相似主要由S1面的葉型設計與S1面CFD或者MISES數(shù)值分析完成，最后由三維CFD計算進行高低速相似性的判定。

圖1 低速壓氣機?；O計流程Fig.1 Design process of low-speed modeling compressor

3 葉片造型

為了保證低速壓氣機的轉(zhuǎn)、靜子葉片表面無量綱速度分布與目標值一致，可采用葉片造型與S1流面計算、全三維流場計算相互迭代的方法，完成低速?；瘔簹鈾C葉型的設計。葉片造型中應保證高低速葉型參數(shù)相似，見表3。

表3 低速壓氣機葉片造型設計參數(shù)Table 3 Design parameters for low-speed modeling compressor blade shape construction

圖2 高低速轉(zhuǎn)子葉片表面Ve及Cp對比Fig.2 Comparison of Ve and Cp distribution along axial chord length on rotor blade surface

在葉片的?；O計過程中，在S3進口前基本實現(xiàn)了重復級的特征。但由于高速原型具有非重復級特征，S3靜子損失系數(shù)與原型存在較大差距，因此不能保證S3的設計氣流角與原型一致。在滿足總壓剖面和轉(zhuǎn)子壓升的條件下，如果固定了重復級的氣流角，將無法滿足流量分布的要求；因此需要保證進/出口流量系數(shù)接近，以滿足重復級條件。經(jīng)過反復迭代設計，最終保證了低速S3葉片從前到后，隨端壁邊界層發(fā)展，目標級進口流量系數(shù)在高低速時基本相似。稠度、擴壓因子、損失系數(shù)、總總壓升系數(shù)等低速目標轉(zhuǎn)子(Rotor 3)與高速基本相似。低速轉(zhuǎn)子氣流攻角比高速原型略負，這是為了保證攻角特性與高速相似。根尖的落后角，低速比高速原型大，這是由于低速氣流轉(zhuǎn)折角更大。葉片表面Cp與無量綱速度在低速時與高速相似；低速稍微偏正，這符合低速下的相似變化特點。轉(zhuǎn)、靜子的葉片表面無量綱速度和壓力系數(shù)分布詳見圖2和圖3；圖中數(shù)據(jù)來源于NUMECA數(shù)值模擬計算的結(jié)果。轉(zhuǎn)靜子葉片表面無量綱速度及靜壓系數(shù)高低速吻合良好，說明低速?；~片可以較好模擬高速葉片表面流態(tài)。LSRC的葉片造型如圖4所示。

圖3 高低速靜子葉片表面Ve及Cp對比Fig.3 Comparison of Ve and Cp distribution along axial chord length on stator blade surface

IGV表示進口導流葉片(inlet guide vane)；R表示的轉(zhuǎn)子(rotor)；S表示的是靜子(Stator)圖4 LSRC葉片造型Fig.4 Blade shape of LSRC

4 結(jié)論

(1)選取高壓壓氣機后面級作為研究對象，給出了高壓壓氣機低速模化設計的相似準則和?；O計流程，為低速?；O計提供了可以借鑒的準則。

(2)針對高速原型壓氣機設計工況點，制定?；O計目標，完成幾何變換、通流設計、葉片造型及數(shù)值模擬等流程，重點研究了葉片造型相似技術(shù)，通過突破葉片幾何相似的限制，以三維積疊造型方法來完成了高速壓氣機的低速?；O計，保證了高低速壓氣機的氣動參數(shù)相似。