现代风扇压气机设计技术

现代风扇压气机设计技术

定义与概念：压气机是燃气轮机的重要部件，它的作用是提高空气的总压。压气机包括"转子"和"静子"两部分，" 转子"是沿轮缘安装许多叶片的几个轮盘组合而成的，每个轮盘及上面的叶片称为一个"工作轮"，工作轮上的叶片称为工作叶片。"静子"是有几圈固定在机匣上的叶片组成的。每一圈叶片称为一个整流器。工作轮和整流器是交错排列的，每一个工作轮和后面的整流器为一个"级"。

风扇是涡轮风扇发动机的重要部件之一，它的作用与压气机的相同。风扇后面的空气分为两路，一路是外涵道，一路是内涵道。风扇一般为一级，使结构简单。

风扇/压气机设计技术主要包括气动设计技术、全三元计算技术、间隙控制技术、旋转失速和喘振控制技术、结构设计技术、材料与工艺技术等方面。

国外概况：目前，战斗机发动机的推重比在不断提高，因此要求风扇/压气机级压比不断提高但又保持效率在可接受范围内，这始终是风扇/压气机设计所追求的目标。美国80年代中期开始实施的"综合高性能涡轮发动机技术"计划（即IHPTET计划）的目标是在下世纪初验证推重比为20的战斗机发动机技术，风扇结构最终实现单级化，压气机也由9级减为3级。俄罗斯的风扇/压气机的研制计划与美国IHPTET计划相类似。也就是说，研制高压比风扇/压气机已经成为风扇/压气机的发展趋势。美国、俄罗斯等国家都已制订研究计划并已取得阶段性成果。

风扇单级压比在目前最先进战斗机发动机F119上已达1.7；在预研的试验件上，美国达2.2，叶尖速度475m/s；而俄罗斯试验件单级压比达2.4和3.2，叶尖速度则分别为577m/s和630m/s。转子叶片展弦比则减小到1.0左右。

对于核心压气机，也呈现大致相同的发展趋势。核心压气机平均级压比从50年代的1.16提高到90年代的1.454，而叶尖速度从291m/s提高到 455.7m/s。目前，美国现役战斗机发动机和正处于工程和制造发展阶段的90年代先进战斗机（ATF），其核心压气机基本上是70年代研制成功的。 GE公司下一代核心压气机正处于研究起步阶段，目标是比目前最高级压比再提高25%。由此可见，追求更高的级压比一直是各国研制风扇/压气机的发展方向。

风扇/压气机的级压比的提高主要有以下途径：一是进一步发展传统的跨音级风扇/压气机。传统的跨音级风扇/压气机是指转子相对来流叶尖超音、叶根亚音，静子绝对来流亚音。目前各国现役发动机风扇/压气机进口级均属此类型。进一步发展传统的跨音级风扇/压气机即进一步提高叶尖切线速度，如采用小展弦比前缘后掠式叶片，将叶片设计成掠式几何形状以合理控制通道激波的强度，在利用气流跨越激波产生压比突跃的同时控制激波的损失。二是研制超音通流风扇。80年代后期NASA 刘易斯研究中心开始实施一项超音通流风扇计划，研制出的此类风扇进出口轴向气流速度均超音。与传统跨音风扇相比，当叶尖切线速度相同时，超音通流风扇可实现更高的级增压比。

1、风扇/压气机的气动设计技术

压气机的气动设计又可分为：

初始方案设计

初始方案设计主要是根据空战战斗机飞行任务和设计约束条件及其先进气动布局的技术特点，确定发动机的总压比、流量、效率、裕度等设计条件，选择合适的风扇或压气机设计方案，并根据确定的气动方案设计初始结构方案。通常，初始方案设计又分为以下几个阶段：

a. 方案筛选进行平均流线上的气动计算，优化压气机参数（如级数、流道形状、轮毂比、进口单位流量、出口马赫数、反力度、展弦比、稠度、转速等）；

b. 方案评估采用二维气动计算程序对一维计算筛选后的方案进行分析。通过调整流道和设计参数轴向压力分布，对径向和轴向载荷分布进行优化；

c. 确定初始结构方案设计。

详细设计阶段

根据初始方案设计阶段确定的方案，进行详细的气动设计计算，流场分析和强度分析，经过反复迭代得到最终气动设计结果。详细的技术设计阶段步骤如下：

a. 进行详细的准三维气动设计计算；

b. 根据气动计算结果进行叶片造型，对造型结果进行S1流面流场计算，根据计算结果修改叶片造型；

c. 对设计结果进行三维流场分析，并根据计算结果修改设计。反复迭代直到满足设计要求；

d. 对叶身进行应力和振动分析，根据分析结果修改叶型；

e. 对叶片进行颤振分析，并修改叶型；

f. 进行非设计点性能计算；

g. 机匣处理设计；

h. 编写最终气动设计报告。

2、全三元计算技术

在上述设计高性能的风扇或压气机的过程中，采用何种数值计算方法是评估设计方法好坏的一个关键因素。传统的、忽略粘性或对粘性进行简化处理的分析设计方法不能真实反映风扇或压气机三维流场的复杂流动。目前世界上有能力设计航空发动机的国家，都在研究压气机全三元计算，以求更精确地反映风扇或压气机中的复杂流场，有效地提高设计精度，但这必须以高速大型电子计算机为前提条件。全三元计算又分无粘和有粘两类。无粘计算都采用解欧拉动量方程，有粘计算是直接求解 N-S方程。

无粘三元流计算

在解欧拉方程中有几种计算网格，如H型网格、C型网格、变形的H网格和C-H网格等。从计算方法来说，有离散点的差分法、有限体积法和多重网格法。

差分法通常采用MarkComak差分格式进行计算。这种方法计算准确性还可以，但有计算迭代步数多、时间长等缺点。

多重网格法计算迭代步数最少，所用机时也最少。无粘计算结果，流量比设计值大一些，压比偏高，叶背M数峰值偏后，激波前M数叶偏大，但叶片进口的气流方向计算较为准确。这种方法在压气机设计中可用做验算叶片型面设计好坏和改进叶型设计。

求解N-S方程

欧拉方程加上粘性项就是纳维尔斯托克斯（N-S）方程。求解N-S方程所需要的条件比求解欧拉方程更高，电子计算机计算速度每秒高达亿次或几亿次，

并且需要有大的内存和外存设备。因为计算粘性流，沿壁面计算站之间距离非常小（一般在0.1-0.2mm左右），计算站和计算结点非常多，计算工作量巨大。

计算粘性流需要解决的另一个问题就是紊流计算模型。目前，计算紊流采用零方程、一方程和双方程。普遍认为双方程模型与混合长度模型（计算分离点）相结合，效果更好。

N-S方程解得的叶片排内流场与实际测得的更吻合，这使得压气机设计又向前迈进了一大步。

3、间隙控制技术

现代航空发动机先进的气动设计与试验方法已使压气机效率高达88%以上。再要进一步提高发动机性能，就要尽量减小气流泄漏，减少流道中的端壁损失。叶尖间隙损失是通道端壁损失的重要组成部分，这种损失是由动叶和机匣间的间隙造成的。中等推力、中等增压比的发动机，叶片高度较大，由叶尖间隙造成的损失还不很严重。随着增压比的增加，叶片高度显著缩短，高压压气机后几级的叶高有的已缩短到20-30mm，这样叶尖间隙造成的损失变得非常显著。根据实测，叶尖间隙相对值（即间隙/叶片高度）增加1%，效率约降低1%；而效率降低1%，耗油率约增加2%。因此，为了保持发动机在主要工作状态下间隙最小，在其它状态不发生干扰摩擦，提出了间隙控制问题。

叶尖间隙控制的方法可以分为被动控制和主动控制两种。

被动间隙控制

被动间隙控制，即不随发动机工作状况调节的间隙控制技术。主要对转子和静子在不同工作状态下的受力状况进行认真分析，尤其是对机匣在各种工况下的热变化进行精心设计，以求转、静子之间的热配合恰当，使间隙保持在允许的范围内。一般过去研制的发动机都采用这种方法。主要是通过减小装配间隙、采用双层机匣或低线膨胀系数的合金做机匣等途径来减小发动机工作时的径向间隙。美国GE公司的CF6在前安装节处增加一个切向连杆，使压气机机匣最大局部变形由1.8mm 减小到1mm，从而减小压气机间隙。美国普?惠公司的JT9D在外封气环上喷覆陶瓷涂层，在叶尖上敷以碳化硅涂层，以改善环与叶片之间的可磨合性。在 JT8D高压压气机外环上喷涂镍铬聚酯易磨材料，使转子叶片旋转时，利用叶片在外环上磨出环槽，以减小间隙。英国罗?罗公司的RB211采用双层结构机匣，保持气流通道的内层机匣仅承受气动载荷，外层机匣则承受并传递结构载荷，刚性较好的外层机匣变形小，可以使RB211在飞行时保持均匀的叶尖间隙。在设计机匣时，应使机匣在不同的发动机工作状态下直径的变化与转子叶尖的径向膨胀尽可能一致，从而保证巡航状态间隙较小。另外，还可以采用低线膨胀系数材料做压气机机匣，由于稳态下可以得到更小的间隙，而瞬态下压气机机匣与转子能更好地配合，预计效率能改进0.4%。在压气机机匣上开槽，使叶尖间隙伸入一矩形槽或沟中，也是控制叶尖间隙、提高压气机性能的有效方法之一。目前，CF6-80C2、CFM56-5、RB211-524G/H、PW4000发动机都在压气机机匣上开有斜槽。

主动间隙控制

主动间隙控制是根据发动机的工作状态，人为地控制机匣或转子的膨胀量，使转子和静子的热响应达到较好的匹配，在高空巡航状态间隙尽可能小，而在其它状态又不致发生干扰摩擦。英国罗?罗公司的RB211发动机的叶尖间隙的