外涵靜子后掠對某風(fēng)扇/增壓級氣動特性的影響

李曉娟，金海良，桂幸民

（1.中國航天工程咨詢中心，北京100037；2.中航工業(yè)航空動力機械研究所，湖南株洲412002；3.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

外涵靜子后掠對某風(fēng)扇/增壓級氣動特性的影響

李曉娟1，金海良2，桂幸民3

（1.中國航天工程咨詢中心，北京100037；2.中航工業(yè)航空動力機械研究所，湖南株洲412002；3.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

針對某大涵道比風(fēng)扇/增壓級外涵靜子后掠降噪的優(yōu)化設(shè)計目標，采用1種周向平均快速特性預(yù)測計算方法和3維數(shù)值模擬軟件N U M ECA，對其100%設(shè)計轉(zhuǎn)速下外涵靜子無后掠及軸向后掠22.5°和30°算例的特性曲線及流場進行了對比分析，以研究外涵靜子軸向后掠對風(fēng)扇/增壓級特性及氣動性能的影響規(guī)律。結(jié)果表明：一定程度的軸向后掠角度會使靜子表面靜壓在葉尖處增強，而根部的葉片表面靜壓分布更趨均勻，風(fēng)扇/增壓級的外涵氣動特性在裕度上無明顯惡化；但嚴重的后掠角度則會導(dǎo)致葉尖葉片表面載荷顯著增加，從而造成外涵的喘振裕度減小，進而影響整個風(fēng)扇/增壓級的氣動性能。

風(fēng)扇/增壓級；外涵靜子；降噪；后掠；航空發(fā)動機

0 引言

風(fēng)扇/增壓級是渦輪風(fēng)扇壓氣機的主要核心部件，其性能優(yōu)劣將直接影響整臺發(fā)動機的工作性能[1]。因此，風(fēng)扇/增壓級設(shè)計一直是民用大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)[2-3]。隨著近年對飛機經(jīng)濟性和舒適性要求的提高，降噪成為大風(fēng)扇/增壓級設(shè)計中的關(guān)鍵問題。而靜子葉片“后掠”設(shè)計是1種極具吸引力的解決方法。試驗表明[4-5]，對于轉(zhuǎn)子內(nèi)存在前緣激波和通道激波的風(fēng)扇級,后掠靜子能有效地減小激波噪聲的強度，而對于轉(zhuǎn)子內(nèi)無激波出現(xiàn)的低轉(zhuǎn)速風(fēng)扇級，后掠靜子也能改變氣動噪聲，如進氣畸變噪聲，轉(zhuǎn)子-靜子干涉噪聲的大小。但是，在設(shè)計過程中除了要考慮葉片的聲學(xué)性能外，氣動性能也是影響設(shè)計的1個重要因素[6]。

本文根據(jù)某大涵道比風(fēng)扇/增壓級外涵靜子后掠的降噪優(yōu)化目標，利用周向平均方法和3維數(shù)值模擬軟件NUMECA對某大涵道比的風(fēng)扇/增壓級外涵靜子無后掠、外涵靜子軸向后掠22.5°及軸向后掠30°后的100%設(shè)計轉(zhuǎn)速特性曲線進行對比分析，同時考察了外涵靜子軸向后掠對靜子內(nèi)流場的影響，以研究外涵靜子軸向后掠對風(fēng)扇/增壓級特性及氣動性能的影響規(guī)律。

1 數(shù)值計算

1.1 計算方法

葉片后掠設(shè)計是從飛機后掠翼的思路發(fā)展來的，主要目的是當來流馬赫數(shù)超聲速時，減小垂直于前緣的馬赫數(shù)，從而減小前緣脫體波的損失；當槽道中激波面與波前氣流速度矢量斜交時，減小激波損失。但后掠設(shè)計的葉片由于在葉片尖部施加了1個弱的端壁流使得局部氣動負荷增加，尾緣處附面層變厚，通常會造成喘振裕度減小，影響工程實用性[7]。所以，考核外涵靜子降噪后掠后對多級風(fēng)扇/增壓級的全工況下流量裕度的影響至關(guān)重要。同時，在風(fēng)扇/增壓級的外涵靜子后掠降噪的優(yōu)化過程中，要達到既滿足降噪又對整個風(fēng)扇/增壓級氣動特性不產(chǎn)生惡化影響的目標，要經(jīng)過多次重復(fù)的計算、設(shè)計、實驗和修正，尤其是在優(yōu)化設(shè)計初期階段，對風(fēng)扇/增壓級這種多葉片排，計算網(wǎng)格個數(shù)幾百萬甚至上千萬的研究對象來說，若每次修正均采用3維數(shù)值模擬軟件對其全工況的氣動特性進行預(yù)測不現(xiàn)實也沒有必要，所以，此時能夠快速的預(yù)測多葉片排的風(fēng)扇/增壓級的設(shè)計點及非設(shè)計點的氣動特性顯得非常必要。因此，采用自主研發(fā)的周向平均Euler方法特性預(yù)測程序[8]對外涵靜子后掠優(yōu)化處理的風(fēng)扇/增壓級算例進行了內(nèi)外涵聯(lián)算的快速氣動性能評估，確定近設(shè)計壓比點后利用3維數(shù)值軟件NUMECA對流場細節(jié)進行深入考核，以便快速找到后掠的最優(yōu)化設(shè)計結(jié)果。

圖1 外涵靜子后掠角

根據(jù)聲學(xué)降噪分析[9]提供的數(shù)據(jù)可以確定以聲學(xué)設(shè)計轉(zhuǎn)靜干涉噪聲為標準的最優(yōu)后掠角為22°～23°。因此，對于某大涵道比風(fēng)扇/增壓級降噪優(yōu)化措施是其外涵靜子沿積疊線軸向后掠22.5°（如圖1所示）。為進一步了解風(fēng)扇/增壓級外涵靜子后掠對風(fēng)扇/增壓級特性的影響，還增加了外涵靜子后掠30°的算例進行分析比較。計算時，先利用周向平均方法對外涵靜子后掠優(yōu)化處理的100%設(shè)計轉(zhuǎn)速算例進行了內(nèi)外涵聯(lián)算的快速氣動性能評估（相關(guān)數(shù)據(jù)做了無量綱化處理），確定近設(shè)計壓比點后利用3維數(shù)值軟件對流場細節(jié)進行深入分析。

1.2 計算網(wǎng)格

研究表明，對于雙涵道的風(fēng)扇/增壓級性能計算是不同于單涵道的軸流壓氣機的，決定其工作狀態(tài)的參數(shù)不僅有進口的總溫、總壓及總流量，還有另外1個重要參數(shù)——涵道比，而涵道比又同時受到進口參數(shù)、內(nèi)外涵出口背壓、流道幾何參數(shù)特別是分流環(huán)幾何參數(shù)的影響。

另外，在CFD模擬過程中，通過檢查計算的收斂性對網(wǎng)格進行依賴性試驗是十分重要的。因此，分流環(huán)處的計算網(wǎng)格尺寸應(yīng)受到嚴格控制，并應(yīng)作出特別的優(yōu)化處理[10]。

文獻[11]曾對分流環(huán)處3維計算網(wǎng)格（如圖2所示）的處理進行過詳細研究，研究結(jié)果顯示，在內(nèi)、外涵進口前增加1個包含分流環(huán)一小部分固壁面的網(wǎng)格塊的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)能夠明顯的表現(xiàn)：氣流在分流環(huán)端部的滯止現(xiàn)象以及分流環(huán)形狀特征對風(fēng)扇/增壓級整個流場的影響，同時與試驗特性曲線的比較發(fā)現(xiàn)，這種網(wǎng)格結(jié)構(gòu)由于提高了分流環(huán)處的氣流流動對背壓變化的敏感性，因此，更能真實反映風(fēng)扇/增壓級內(nèi)、外涵的氣動特性，尤其是對風(fēng)扇/增壓級的內(nèi)涵特性曲線影響更為顯著。因此，使用周向平均計算方法的算例里，都使用了與3維網(wǎng)格處理相似的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)，處理細節(jié)如圖3所示。

圖2 風(fēng)扇/增壓級3維計算網(wǎng)格

圖3 風(fēng)扇/增壓級2維計算網(wǎng)格

1.3 風(fēng)扇/增壓級特性曲線的計算方法

風(fēng)扇/增壓級的特性曲線與單涵道風(fēng)扇特性曲線不同，具有內(nèi)、外涵2組特性曲線，一般測試風(fēng)扇/增壓級特性的試驗方法是：

（1）內(nèi)涵特性。將外涵節(jié)氣門固定在工作壓比點附近，調(diào)節(jié)內(nèi)涵節(jié)氣門，當狀態(tài)點穩(wěn)定后，采集并處理數(shù)據(jù)，得到內(nèi)涵特性。

（2）外涵特性。將內(nèi)涵節(jié)氣門固定在工作壓比點附近，調(diào)節(jié)外涵節(jié)氣門，當狀態(tài)點穩(wěn)定后，采集并處理數(shù)據(jù)，得到外涵特性。

為了和試驗結(jié)果進行有效地比較，在對風(fēng)扇增壓級進行特性計算時也采用與試驗方法相似的手段，具體的計算過程為：

（1）內(nèi)涵特性。將外涵背壓固定在設(shè)計壓比點附近，改變內(nèi)涵背壓進行計算，得到內(nèi)涵特性曲線。

（2）外涵特性。將內(nèi)涵背壓固定在設(shè)計壓比點附近，改變外涵背壓進行計算，得到外涵特性曲線。

2 計算結(jié)果及分析

在風(fēng)扇/增壓級100%設(shè)計轉(zhuǎn)速下，外涵靜子后掠不同角度時內(nèi)涵特性曲線（無量綱化）的對比如圖4所示。文獻[8,12]使用周向平均方法程序?qū)δ筹L(fēng)扇/增壓級原型100%、96%、88%、80%設(shè)計轉(zhuǎn)速下的內(nèi)、外涵特性進行了數(shù)值模擬研究，并與試驗和3維數(shù)值模擬結(jié)果進行了對比分析，研究發(fā)現(xiàn)，相對于3維數(shù)值模擬軟件，周向平均方法程序計算得到的結(jié)果裕度普遍偏大，這與程序中引入的葉片損失模化形式和選取的穩(wěn)定邊界判定方法有著必然的聯(lián)系[8,12]，但是，在相同的計算工具下，內(nèi)涵效率和壓比特性曲線幾乎不受外涵靜子后掠角度的影響，因此，著重研究了后掠對風(fēng)扇/增壓級外涵氣動特性的影響。

外涵靜子不同后掠角下風(fēng)扇/增壓級在100%設(shè)計轉(zhuǎn)速下的外涵特性曲線（無量綱化）的對比如圖5所示，從圖中可見，盡管周向平均方法與NUMECA3維數(shù)值模擬軟件相比計算的效率偏高且壓力偏大，但在同一計算工具下，各后掠角的外涵壓比曲線相當接近，在后掠角υ由0°增至30°的過程中，風(fēng)扇/增壓級外涵裕度沒有出現(xiàn)明顯的減小，甚至在后掠角υ=22.5°時，裕度有提高趨勢，且其最高效率點略微大于υ=0°時風(fēng)扇/增壓級最高效率點的效率。而當υ=30°時最高外涵效率與υ=0°時最高外涵效率幾乎沒有差別。

圖4 不同后掠角下風(fēng)扇/增壓級的內(nèi)涵特性曲線對比

圖5 不同后掠角下風(fēng)扇/增壓級的外涵特性曲線對比

在外涵近設(shè)計壓比工況下，外涵靜子不同后掠角風(fēng)扇/增壓級周向平均面相對馬赫數(shù)等值線分布情況對比如圖6所示，從圖中對比可見，外涵靜子的后掠對外涵靜子前后以及風(fēng)扇/增壓級整體的周向平均面的相對馬赫數(shù)分布并沒有產(chǎn)生非常明顯的影響。但是外涵靜子葉尖和葉根部分流場性能由于靜子的后掠還是發(fā)生了變化。

圖6 不同后掠角風(fēng)扇/增壓級周向平均面相對馬赫數(shù)等值線分布

不同后掠角外涵近設(shè)計壓比狀態(tài)出口特性參數(shù)分布如圖7所示，從圖中可見，在外涵近設(shè)計壓比工況下，外涵出口的總壓，總溫和效率參數(shù)從根到尖的分布情況，強烈的后掠使得外涵靜子近設(shè)計壓比狀態(tài)點出口葉尖部分的總壓上升而根部總壓有所下降，從而引起了外涵出口效率參數(shù)沿相對葉高分布的變化。

圖7 不同后掠角外涵近設(shè)計壓比狀態(tài)出口特性參數(shù)分布

圖8 不同后掠角外涵靜子總壓恢復(fù)系數(shù)

各掠角下外涵近設(shè)計壓比狀態(tài)點通道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)如圖8所示，從圖中可見，在一定的后掠角的范圍內(nèi)，外涵的總壓恢復(fù)系數(shù)并不會降低。而在后掠角超出某個范圍后，外涵的總壓恢復(fù)系數(shù)開始有明顯迅速降低的趨勢。

為了深入考察后掠對外涵靜子周圍流場細節(jié)的影響，借助3維數(shù)值模擬軟件NUMECA的幫助，對風(fēng)扇/增壓級100%設(shè)計轉(zhuǎn)速內(nèi)、外涵同時處于近設(shè)計壓比條件下的工況狀態(tài)進行了3維流場的數(shù)值模擬。

風(fēng)扇/增壓級外涵靜子無軸向掠角（υ=0°），后掠22.5°以及后掠30°在近設(shè)計壓比狀態(tài)時吸、壓力面靜壓沿相對葉展的分布如圖9所示，曲線根據(jù)相對于軸向弦長50%位置上的靜壓沿相對葉展方向連接而成。從圖中可見，靜子通道中部，靠近吸力面一側(cè)形成了“ε”形的展向靜壓分布。與無后掠葉片相比，葉片后掠對壓力面靜壓沿葉型表面的基本分布規(guī)律沒有劇烈的影響。但是，外涵靜子葉片后掠以后使得吸力面靜壓沿展向的分布規(guī)律發(fā)生了明顯的變化。在葉尖部分靜壓顯著增加，葉根略微減弱，特別是在υ=30°時葉尖靜壓增強非常明顯。這樣會使低能氣流在壓差力的作用下不斷向通道根部聚集，導(dǎo)致根部損失增加、從而降低外涵效率。因此，在進行風(fēng)扇/增壓級外涵靜子葉片的后期設(shè)計及降噪優(yōu)化的工作過程中，在考慮靜子葉片后掠已達到降噪要求的前提下，應(yīng)盡量選擇合適的后掠角度，以保證風(fēng)扇/增壓級的外涵效率不受到影響。

圖9 不同后掠角外涵靜子葉片表面靜壓沿葉展分布

在近設(shè)計壓比狀態(tài)下外涵靜子葉根、葉中和葉尖3個跨葉片平面上，葉片尾緣主流速度沿周向相對尺寸由吸力面到壓力面的分布情況如圖10所示，從圖中可見，葉片的軸向后掠對葉中附近的流動狀態(tài)影響并不大，而對于葉跟和葉尖部分產(chǎn)生了一定的影響，后掠靜葉片提高了葉片根、尖部尾緣的主流速度，改善了局部流場的氣動特性。

圖10 不同后掠角外涵靜子葉片尾緣主流速度沿周向分布

圖11 不同后掠角情況下外涵靜子根和尖葉片表面靜壓沿流向分布

風(fēng)扇/增壓級外涵靜子在不同后掠角的情況下，根、尖葉片表面靜壓沿流向的分布規(guī)律如圖11所示，從圖中可以看出，相對于無后掠葉片，后掠葉片使葉片根部葉型上的載荷分布趨于均勻化，而進口段的逆壓梯度大大減小，從而控制了邊界層在此處的發(fā)展以及分離的發(fā)生，使葉片端壁附近的氣動性能有所改善，而在葉尖部分，后掠不僅加劇了葉型載荷分布的不均勻性，還增強了逆壓梯度，導(dǎo)致該部分的氣動性能惡化。

3 結(jié)論

在對某大涵道比風(fēng)扇/增壓級100%設(shè)計轉(zhuǎn)速下的特性及周向平均面流場特征的分析和研究的基礎(chǔ)上，對風(fēng)扇/增壓級外涵靜子進行了后掠優(yōu)化的研究，通過開發(fā)的周向平均方法程序以及3維數(shù)值模擬軟件對外涵靜子后掠的風(fēng)扇/增壓級的氣動特性聯(lián)合模擬研究發(fā)現(xiàn)，外涵靜子后掠一定角度，對風(fēng)扇/增壓級內(nèi)涵氣動特性影響非常有限；但對外涵來說，一定程度的軸向后掠角度會使外涵靜子通道中吸力面形成的“ε”型展向靜壓分布規(guī)律發(fā)生明顯變化，在葉尖處靜壓增強，葉根處則略有減弱；同時，外涵靜葉適度后掠使根部的葉片表面靜壓分布更趨均勻，葉尖和葉根尾緣部分周向流動狀態(tài)有一定的改善，外涵出口參數(shù)沿葉高的分布情況產(chǎn)生變化，但風(fēng)扇/增壓級的整體外涵氣動特性并沒有受到嚴重不良影響，裕度沒有明顯減?。划斎?，嚴重的后掠角度還是會導(dǎo)致葉尖葉片表面載荷分布的惡化，從而影響外涵的整個氣動性能。因此，在進行外涵靜葉設(shè)計和后掠優(yōu)化過程中，選擇合適的后掠角度可以保證風(fēng)扇/增壓級外涵的氣動特性不受影響，甚至產(chǎn)生改善。

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Effect of Bypass Duct Backward Swept Stator Blade on Performance of Fan/Compressor

LI Xiao-juan1,JIN Hai-liang2,GUI Xing-min3
（1.China Aerospace Engineering Consultation Center,Beijing 100037,China; 2.AVIC Aviation Power Machinery Research Institute,Zhuzhou Hunan 412002,China; 3.School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China）

To meet the challenge of a high bypass ratio fan/compressor optimization design on noise reduction,using the circumferentially-averaged method and the multi-blade-row computational techniques,the aerodynamic performance of three types with swept bypass stator at 0°,22.5°and 30°sweep angle were simulated at 100%design rotational speed,and the detailed results were analyzed respectively and compared with results obtained from 3D numerical simulation software NUMECA.The results show that the axial sweep degree will make the blade surface pressure of the stator static pressure increase in tip,and the blade surface static pressure distribution of root become more uniform,then the aerodynamic performance margine of fan/compressor bypass is changed a little.But larger sweep degree will increase blade tip surface load,decrease bypass surge margin,furthermore it affects the aerodynamic performance of the fan/compressor bypass.

fan/compressor;bypass stator;numerical simulation;noise reduction;sweep;circumferentially-averaged

李曉娟（1980），女，博士，高級工程師，從事航空/航天工程咨詢工作。

國家自然科學(xué)基金（50736007，51006005）資助

2012-11-07