国外发展风扇_压气机设计体系的一些经验和启示.pdf

蒋浩兴?国外发展风扇?压气机设计体系的一些经验和启示国外发展风扇?压气机设计体系 的一些经 验和启示蒋浩兴中国航空工业沈阳发动机设计研究所,沈阳!∀ ∀# ∃ %摘要?采用历史和技术内在规律相结合的方法,首先回顾和分析研究了历史上风扇?压气机设计技术发展的里程碑及其特 点,归结出以经验为基础的设计体 系要点和工程科学方法然后对 # 公司的 −= ∋至) ∋年代公布的转子研究报告就达几十个%,到 ∗ ∋世纪) ∋年代末国外发动机公司的准三元 体系已较完善,风扇级 压比提高到#(=左右所设计的典型风扇?压气机有? +∋ +、? 11 ∋等∗(#(7第三阶段 # Γ%计划的制订但后来的设计研究广泛采用了> 1粘性程序和7Ε,一>程序进行分析计算这在ΟΠΙ发表的, − ?ΗΗΓ计划的设计体系中有详细的说明∗%, − ?ΗΗΓ计划, − ?ΗΗ ’Ν,计划是ΟΠΙ公司与美国海军在∗ ∋世纪 ≅ ∋年代后期至Ρ 12Β解 内含附面层计算%这一环节,这意味着在叶栅流面从以往的仅是叶型几何造型发展到了叶型 的气动造型设计报告说明其作用有?/(用于确定叶片槽道中的8数和气流角分布,向通流程序提供叶片弦向功和损失分布数据,从而经过通流程序对用于叶片造型的径 向气动参数进行迭代修改。

Λ(以往跨声压气机叶片设计时,攻角、喉道堵塞裕度以及激波位置是分别凭经验确定 的而ΘΕ;Ρ 12Β计算能保证这些设计参数更精确,以及相互之间的相容和协调在上述各流线ΘΕ;Ρ 12Β计算与通流分析迭代完成后,还需进行7Ε;Ρ 12Β计算迭代,用于统一检查ΘΕ;Ρ 12Β迭代得到的攻角 和喉道 堵塞裕度 等7Ε ;Ρ 12 Β计算内含ΟΠΙ 公司积累的沿流线的附面层损失及堵塞修正数据一般地说,采用7Ε,一>程序与> ∗一> 1程序相配合,在工程应用上计算风扇?压气机内流场的细微结构,对控制二次流损失、激波耳咐面层干扰等,以进一步提高效率是必要的−?9 〕Γ计划第一阶段采用这种设计 体系设计的单级试验是成功 的,主要设计参数与试验结果对比见表#− ?9 3Γ计划第二阶段设计并试验了一个后掠风扇级由于后掠导致> #流面的翘曲,因而设计体系发生了重大变动,不再进行 > 1计算而直接进行7Ε;Ρ 12 Β设计计算试验结果表明,该后掠风扇级没有达到设计性能失败的原因有多个,但正如其设计报告所指出 的,缺乏大后掠叶片 的附面层经验数据是最大的风险因素以上, −?ΗΗΓ计划两台风扇 的正反两方面经验,能从一个重要方面表 明ΘΕ;Ρ 12 Β解 内含叶型附面层数据%这种 > 1 程序在高性能风扇叶片设计中具有至关重要的作用。

− ?ΗΗΓ计划的设计体系自美国∗ ∋世 纪 ≅ ∋年代后期至Σ .;Τ解解解;Σ .; Τ解解通通通通通通通通通通通流分析析析叶型型; ; ; 9−中线设计计计详细设计% % % % %积迭迭初步设计% % % % % % % % % % % % % % % % % % % % % % % % % % %图#展弦比为∋(Τ−% 的9 /1Α 2Β Χ发表的风扇旧互气机设计研究的综述文献可知,英国风扇?压气机设计体系的框架与上述ΟΠΙ的一致因 而,这 里将重点 转向Ε; Τ −所 属 的,:Γ;与ΤΤ公司合作发展其颇具特色的> 1程序程序名为 > Νς Ω. Θ% 的经验从中可见> 1程序对设计成功的关键作用,以及将它发展到工程应用所必须付出的艰巨努力∗(∗,#>ΝςΩ比用于风扇设计#将Ε 2!Χ∀ !的无粘 欧拉程序与Τ −丑的延迟裹人法附面层程序相结合,发展出无粘一有粘迭代叶栅计算程序> Νς Ω. Θ开 始设计与ΤΤ公司下一代发动机密切相关的概念研究核心 压气机9#+ )9 #+ )是军民两用核心 压气机的后面级?,:Γ ;先设一 计四级,压比+(∋以后 在 它 的前面加一级,五级压比达=(+。

研究的重点是高负荷多级压气机的级匹配9# +)先后 加上了两 台试验件第一 台采用已有成熟经验的双圆弧叶型及其损失 系数和落后角关联数据进行设计,并将试验件尺寸线性放大一倍,以利于叶片间的详细测 量随后用上述∃∗一> 1程序系统配合测量数据进行“反设计”9结果表明,总流量与总压 比“反设计”与 测 量 几乎精确相符,各级压 比分布也符合良好9但总效率低1Υ,而且 各级效率沿叶 高分布与测 量值也有 一些差 别,尤其是第四级据分析这是由于径向掺混 的影响掺混效果从前向后逐级增强,最终达到所谓的“重复级”状态而“反设计”所采用的> ∗程序尚未考虑径 向掺混的影响与>?,风扇一样,经过第一台试验件“反设计”的考验后,,:Γ ;用这种> ∗一> #程序系统重新设计了第二 台试验件第二 台试验件为五级,压比为=(+全部叶片用 > ΝςΩ. Θ程序进行任意叶型的重新设计,不再采用标准叶型 和关联数据试验件尺寸同样线性放大一倍,用于 叶片间的详细测量及试验后的> ∗一> #“反设计”分析第二台分析结果表明,由于全部叶片用> Νς、 ΞΘ程序进行任意叶型的重新设计,较好地控制了叶型表面 的附面层分离,因而设计转速最高效率达在核心压气机设计中鉴别和校准> ∗一> #程序系统的精度有两点重要经验?1%> 1程序计算的 叶栅落后角精度应足够高。

如>Νς Ω. Θ程序叶栅落后角计算精度对9#+ )需再提高#该程序假设在叶片尾缘区尾迹完全混合,据分析这可能使落后角产生几度的误差∗ %在多级核心压气机中> ∗程序应考虑径向掺混 的影响这两点经验有普遍性,在发展设计体系时应当吸取∗(7小 结从以上对美英风扇?压气机典型设计体系发展历史的简要回顾可以看出,设计体系从一 开始就采用工程科学的方法,将适当简化的∃ ∗理论分析和丰富的经验数据相结合随着级压比等性能水平的日益提高,相 应 的设计体系越来越精细?同时,为减少对经验数据的依赖,计算流体力学程序在设计体系中的作用也不断得到重视和加强国外的经验还表明犷5一Ψ算流体力学程序在应用 于设计之前,应经过严格的鉴别和校准经过多年的发展,美英等国的发动机公司到∗ ∋蒋浩兴?国外发展风扇?压气机设计体系的一些经验和启示世纪等公司都是这样做的初步设计十分重要,而且需要较多的经验如这一步犯了基本的错误,例如选取了较少的级数和较短的长度,致使叶片负荷过高和展弦比太大,在以下的通流计算和叶型设计中将无法纠正初步设计确保了整个设计方案的可行性7(∗通流设计—> ∗程序与经验输入的协调设计采用> ∗程序及损失等经验数据,解决流场的径向平衡和匹配。

开始时叶片展向压比和效率值取自初步设计,此后在迭代中可进一步修正叶型损失和落后角这些经验数据 采用7(7节中的 > 1计算和额外的二次流损失数据%采用扩散因子以及静子根部马赫数限制等准则,可以得到各流面叶栅的 马赫数、气流转折角、扩散因子等的合理值在多级压气机中的通流设计中,环壁堵塞系数的选取十分关键如果选取不 准,则某些级流量会偏离设计点而导致整个压气机前后级不匹配另外,为考虑径向掺混的影响,通流设计程序中的掺混系数等还须与试验相配合,进而加以确定,详见7(∃节7(7叶片造型 《二元%—任意叶型的气动优化造型∗ ∋世纪) ∋年代以前,大多采用标准 叶型和经验数据关联进行几何造型目前英、法、德的发动机公司已采用 > ΝςΩ皿、8Ν>;>等> #程序进行任意叶型的气动造型即通过> ∗一> #系统,用> 1正问题程序反复计算和修改叶型,采用 叶表面速度分布、损失系数以及叶面附面层参数等准则,使叶型得以气动优化而美国的发动机公司虽没有报道> #程序的名称,但如,− ?9ΗΓ计划,实际上也采用功能相同的> 1程序,即ΘΕ;Ρ 12 Β解 内含该公司积累 的经验数据%这种二元造型法在叶高的大部分区域 内是适用的,但对叶尖、叶根等三元流动较强的区域,以及弓形静子、前掠、后掠等使> #流面翘曲的叶片,应采用7Ε,一>程序进行另外的修改。

7(+叶片造型 三元%—叶片的三元优化造型7Ε,一>程序与> ∗一> 1程序相配合,能 在一定程度上算出风扇?压气机内流场的细微结构,这对控制二次流损失、激波邓村面层干扰损失等是有 利的但由于 目前7Ε,一>程序计算精度还不够高,所以对叶片的三元修改不可能完全依靠计算,还需经验和技 巧公司为发展先进的复合 弯 扭叶片,在低速模拟试验器上进行了多种叶片的试 验研究ΤΤ公司的: /1 1 5ϑ ∀Β 2认为7Ε,一>计算用于修改叶片时还应凭经验来判断航空发动机∗∋∋#年第∗期7(∃放 大尺寸的试验件研 究—多级核心压气机研究平台由于多级压气机内流动的复杂性,经上述四个设计阶段得到的结果在按设计尺寸对压气机进行加工之前,还应经放大尺寸的 试验件的详细测量验证 %:;公司采用放大尺寸的低速模拟,对设计参数进行详细测量和研究∗%> ,;98−公司该公司将七级高压压气机的后四级各叶片排轴向 间距放大约7 ∋Υ,以便进行详细测 量并配合> ∗一∃#程序、7Ε,一>程序等进行分析,对叶片进行优化修改7 %英国,: Γ ;将9# +)核心压气机后四级和五级所有几何尺寸放大一倍,以便在叶片间轴向问隙内进行详细测量和分析,检验设计的准确程度。

西方发动机公司 的经验表明,经过这五个步骤,一般能取得良好的效果我们一台试验件的直接经验也表明,采用以上多种程序和经验数据的设计步骤是必不可少的,否则设计过程难以避免不确定性国外发展风扇?压气机设计体系经验的一些启示国外长期 发展设5一十体系 的经验是多方面的,至少有以下几点 对我们发 展自已的设计体系有启示作用,其带有规律性的经验值得借鉴二+(#对 经验设计体系基本方法的认识和理解现有的工 程设计体系需要可靠的经 验数据相配合,才能取得设计的成功二设一 汁时选 取经验数据的准确程度直接影响到所设计压气机的优劣成败如环 壁堵塞影响 流量、叶型攻角、落后 角直接 影 响该口十片排压比、效率以及与相邻叶 片排 的匹配设计体系与经验数据是密 切相关的,设计体系不同,所需的经验数据也有 所不同?二元、准三元设计体系依赖于以往标准 叶型的试验数据关联曲线?最重要 的 关联曲线有叶排各叶高损 失 参数与扩散因子 关联曲线和叶栅攻 角、落喻角 数据 等关联曲线而 在∗ ∋世纪阴一) ∋年代 典型的 风扇?压气机设计体系中,标准 叶型有时已被∗ ∋世纪的经验,如损失、环壁堵塞系数准确,∃∗一> 1程序就能算出与试验一致的周向平均子午面流场,并能足够准确地达到预期的风扇?压气机性能。

经验数据的积累与产品研 制是相辅相成的,是“鸡生蛋,蛋生鸡”的关系因此,经验数据的积累主要靠我们自己国外发动机公司都把经验数据的积累、整理研究和通用化放在十分重要 的位置另外,风扇?压气机的发展也大多采用 系列化渐进模式,以在经验数 据的积累与产品研制的滚动发展过程中尽量增加数据的继承性,减少风险,缩短周期∗关 于∃#程序目前由于7Ε,一>程序的发展,有人认为∃#程序似乎不重要了国外和我们的多级压气机试验件设计的直接经验表明,实际情形并非如此> #与> ∗程序相配合,特别适合于流面 叶栅叶型的精细设计,能快速设计出性能优良的叶型,包括超临界叶型 和超声速预压缩叶型9#+ )计划中用 > 1计算和修改 叶表 马赫数分布、附面层内损失分布及激波位置和 强 度,还 用于检查攻角、落后 角、临界马赫数等是否合理据报道,Τ Τ公 司 用 这 种> 1程序已设计出控制叶表面 压力分布和附面层 内损失分布的优良叶型,既在设计点有一低损失,又有满意的非设计点性 能因此,象, 汀;的> ΝςΩ. Θ和8Ν Γ的8Ν>;>这样高精度的> 1程序已在多家发动机公司大量 应用正如>,; 9 ,Ν−公司压气机研究 和方法分部 主任? /1Ζ[ 2Χ Χ 5在#对当时世界范围内!个7Ε,一>程序进行考评,结果表明,所有参评程序均未能达到工程设计所需的精度。