吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型自動優(yōu)化設(shè)計(jì)

苗雨露，周正貴，邱名

（南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，南京210016）

吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型自動優(yōu)化設(shè)計(jì)

苗雨露，周正貴，邱名

（南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，南京210016）

在無吸氣葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺的基礎(chǔ)上，對葉柵流場計(jì)算程序中吸氣位置處邊界條件進(jìn)行處理，建立了吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺。應(yīng)用該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺對某高亞聲速葉型進(jìn)行了優(yōu)化，優(yōu)化過程中葉型參數(shù)化采用初始葉型疊加修改量方法，除將葉型參數(shù)化中的葉型控制參數(shù)作為設(shè)計(jì)變量外，吸氣位置也作為設(shè)計(jì)變量，吸氣系數(shù)為0.01且保持不變。NUMECA計(jì)算結(jié)果表明：優(yōu)化葉型的總壓損失系數(shù)為0.0195，擴(kuò)散因子為0.676；與優(yōu)化前相比，優(yōu)化后總壓損失系數(shù)減小了54%，擴(kuò)散因子保持不變。該優(yōu)化葉型壓力面尾部出現(xiàn)拐點(diǎn)，拐點(diǎn)前流動加速減壓，缺點(diǎn)是減小了葉型尾部負(fù)荷，但也抑制了流動分離，減少了損失。

吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)；附面層吸氣；優(yōu)化設(shè)計(jì)；低損失；拐點(diǎn)

0 引言

現(xiàn)代航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)要求風(fēng)扇/壓氣機(jī)具有更高的單級壓比。在通常情況下，提高單級壓比可采用增加轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、改善葉片造型等方法，但是對于更高單級壓比風(fēng)扇/壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)，僅僅采用上述方法很難避免附面層的分離，從而使級負(fù)荷和效率受到限制。為了更好地控制附面層，麻省理工學(xué)院（MIT，Massachusetts Institute of Technology）對吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)進(jìn)行了深入研究，在葉片、輪轂和機(jī)匣表面開孔/槽，通過吸除附面層內(nèi)低能量流體達(dá)到抑制流動分離的目的。到目前為止，MIT已經(jīng)成功設(shè)計(jì)并制造出3臺吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)級試驗(yàn)件，其高、低轉(zhuǎn)速吸附式風(fēng)扇級試驗(yàn)件的作功能力達(dá)到傳統(tǒng)設(shè)計(jì)的2倍[1-2]。

由于吸氣在提高作功能力的同時(shí)可能會對發(fā)動機(jī)系統(tǒng)的效率產(chǎn)生影響，所以在設(shè)計(jì)過程中要求充分發(fā)揮吸氣的潛力[3]，這就要求葉型的設(shè)計(jì)必須與吸氣相耦合。目前，反問題設(shè)計(jì)方法已經(jīng)較成功地應(yīng)用于吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型的設(shè)計(jì)。MIT建立了1套基于MISES的吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)設(shè)計(jì)系統(tǒng)[4]；Dang等人提出了1種吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片的3維反問題設(shè)計(jì)方法[5]；國內(nèi)應(yīng)用MISES軟件也設(shè)計(jì)出吸附式壓氣機(jī)葉型[6-7]。但是應(yīng)用優(yōu)化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型的設(shè)計(jì)目前還未見報(bào)道。為了驗(yàn)證該方法的可行性并進(jìn)行吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型的設(shè)計(jì)，在實(shí)驗(yàn)室建立了1套吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺。

本文簡要介紹了該吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺，并通過1個吸氣葉柵算例對葉柵流場計(jì)算程序的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證，應(yīng)用該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺對某高亞聲速葉型進(jìn)行了優(yōu)化。

1 葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺

在實(shí)驗(yàn)室已有的無吸氣葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺[8-9]的基礎(chǔ)上，對葉柵流場計(jì)算程序中吸氣位置處邊界條件作處理，建立了吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺。該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺基于數(shù)值最優(yōu)化與流場正問題計(jì)算相結(jié)合的方法，優(yōu)化算法為遺傳算法；葉柵流場計(jì)算程序由實(shí)驗(yàn)室自編；葉型參數(shù)化采用初始葉型疊加修改量方法，初始葉型通過中弧線疊加厚度分布生成[10]；在目標(biāo)函數(shù)中引入權(quán)重系數(shù)將多目標(biāo)優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為單目標(biāo)優(yōu)化問題。

為使該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺適用于吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型的設(shè)計(jì)，對葉柵流場計(jì)算程序中吸氣位置處邊界條件進(jìn)行了處理，參考了Dang等人的工作[5]，用葉型表面的1段曲線模擬吸氣孔，此時(shí)網(wǎng)格的生成與無吸氣情況下的相同，且當(dāng)吸氣邊界處流動為亞聲速時(shí)，在吸氣邊界上指定均勻分布的流量通量。

當(dāng)應(yīng)用于平面葉柵流場時(shí)，葉柵流場計(jì)算程序?qū)M(jìn)口邊界的處理有2種方法：（1）進(jìn)口給定相對總壓、總溫和氣流角，例如本節(jié)的算例；（2）進(jìn)口邊界給定絕對總壓、總溫和氣流角，例如本文優(yōu)化算例中的流場計(jì)算。當(dāng)給定進(jìn)口邊界絕對量時(shí)，處理方法為：通過外插獲得當(dāng)前時(shí)刻進(jìn)口邊界的相對速度，然后通過絕對總壓、總溫和氣流角、相對速度和指定的輪緣速度確定進(jìn)口邊界的所有參數(shù)。

考慮到?jīng)]有試驗(yàn)條件，無法給出葉柵試驗(yàn)數(shù)據(jù)，將NUMECA的計(jì)算結(jié)果作為有效性驗(yàn)證的參考數(shù)據(jù)。以某帶吸氣的高亞聲速葉型為例，葉柵流場計(jì)算程序（CFDTM_DT2）與NUMECA預(yù)測的氣動性能參數(shù)和壁面等熵馬赫數(shù)分布見表1，并如圖1所示?？梢?，二者預(yù)測的進(jìn)口相對馬赫數(shù)和進(jìn)口相對氣流角基本一致（進(jìn)口相對氣流角在計(jì)算時(shí)給定）；總壓損失系數(shù)、擴(kuò)散因子、靜壓比和氣流轉(zhuǎn)角的相對偏差都在5%以內(nèi)；壁面等熵馬赫數(shù)分布吻合得較好。

表1 CFDTM_DT2與NUMECA預(yù)測的氣動性能參數(shù)對比

圖1 CFDTM_DT2與NUMECA預(yù)測的壁面等熵馬赫數(shù)分布對比

2 自動優(yōu)化設(shè)計(jì)

2.1優(yōu)化設(shè)定

優(yōu)化目標(biāo)是優(yōu)化出總壓損失系數(shù)更小、擴(kuò)散因子更高的葉型，因此目標(biāo)函數(shù)設(shè)為

式中：ωref為參考損失，取0.03；DFref為擴(kuò)散因子，取0.70；c1和c2為權(quán)重系數(shù)，c1/c2=2。

在優(yōu)化時(shí)，將葉柵流場計(jì)算程序驗(yàn)證時(shí)的葉型作為初始葉型；將吸氣位置和葉型控制參數(shù)作為設(shè)計(jì)變量，吸氣系數(shù)為0.01且保持不變；將絕對總壓、總溫、氣流角作為葉柵流場計(jì)算程序的進(jìn)口邊界條件，在出口邊界給定背壓。

2.2優(yōu)化結(jié)果分析

由于沒有試驗(yàn)條件，只給出了NUMECA的計(jì)算結(jié)果。優(yōu)化前后的總體性能參數(shù)見表2。與優(yōu)化前相比，優(yōu)化后的擴(kuò)散因子保持不變，而總壓損失系數(shù)減小了54%。對比優(yōu)化前后的葉柵通道內(nèi)馬赫數(shù)等值線（如圖2所示）發(fā)現(xiàn)，總壓損失系數(shù)的減小與優(yōu)化后葉型尾緣的流動分離消失有關(guān)。在優(yōu)化前，吸力面尾緣處出現(xiàn)較大分離，優(yōu)化之后流動分離消失。結(jié)合優(yōu)化前后的葉型（如圖3所示）可知，葉型的改善導(dǎo)致了上述流動分離的消失。與優(yōu)化前相比，優(yōu)化葉型尾部向上翹起，使得吸力面后端變得較為平坦，壓力面尾部出現(xiàn)拐點(diǎn)。較為平坦的吸力面尾部減小了尾部的負(fù)荷，而壓力面的拐點(diǎn)導(dǎo)致了加速減壓過程，也減小了尾部負(fù)荷。較小的尾部負(fù)荷有利于抑制流動分離，對減少損失有一定好處。優(yōu)化前后的壁面等熵馬赫數(shù)分布如圖4所示。

表2 優(yōu)化前后的氣動性能參數(shù)對比

圖2 優(yōu)化前后的通道內(nèi)馬赫數(shù)等值線

圖3 初始和優(yōu)化葉型

圖4 優(yōu)化前后的壁面等熵馬赫數(shù)分布對比

從圖4中可見，與優(yōu)化前相比，優(yōu)化后葉型中部的負(fù)荷變得較大，但是兩端的負(fù)荷變得較小，其中尾部的負(fù)荷減小為負(fù)值。前端負(fù)荷的減小是由優(yōu)化后相對進(jìn)氣角的減小導(dǎo)致，優(yōu)化前、后相對進(jìn)氣角分別為46.8°和45.3°。尾部負(fù)荷的減小是由于壓力面拐點(diǎn)的存在，以及優(yōu)化后吸力面吸氣位置前后的等熵馬赫數(shù)減小幅度較大而造成的。吸力面吸氣位置前后的等熵馬赫數(shù)減小幅度較大表明了吸氣量較大。

3 結(jié)論

（1）應(yīng)用吸附式風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉型優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺獲得了擴(kuò)散因子超過0.6、總壓損失系數(shù)低于0.02的葉型，與優(yōu)化前相比，總壓損失系數(shù)減小了54%，擴(kuò)散因子保持不變，達(dá)到了預(yù)期的優(yōu)化效果。

（2）優(yōu)化葉型的壓力面出現(xiàn)拐點(diǎn)，流動在拐點(diǎn)前加速減壓，在拐點(diǎn)后減速增壓，這是此葉型區(qū)別于常見葉型的1個顯著特征。拐點(diǎn)的存在減小了葉型尾部負(fù)荷，從而抑制了流動分離。因此，在低損失葉型的設(shè)計(jì)過程中，拐點(diǎn)或許可以作為1個自由度，即可通過調(diào)整拐點(diǎn)的位置來平衡葉型負(fù)荷和總壓損失系數(shù)，以獲得最合適的葉型。

[1]Schuler B J,K errebrock J L,Merchant A A.Experimental investigation of a transonic aspirated compressor[J].ASME: Journal of Turbomachinery,2005,127：340-348.

[2]Merchant A A,Kerrebrock J L,Adamczyk J J.Experimental investigation of a high pressure ratio aspirated fan stage[J]. ASME:Journalof Turbomachinery,2005,127：43-51.

[3]Kerrebrock J L.The prospects for aspirated compressors[R]. AIAA-2000-2472.

[4]Merchant A A.Design and analysis of axial aspirated compressor stages[D].Cambridge:Massachusetts Institute of Technology,1999.

[5]Dang T Q,Rooij M V,Larosiliere L M.Design of aspirated compressor blades using three-dimensional inversemethod[R]. NASA-TM-2003-212212.

[6]羅建楓,朱俊強(qiáng),盧新根.吸附式跨聲速壓氣機(jī)參數(shù)化設(shè)計(jì)研究[J].燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù),2008,21（3）：29-32.

LUO Jianfeng,ZHU Junqiang,LU Xingen.Optimization and analysis of aspirated transonic compressors[J].Gas Turbine Technology,2008,21（3）:29-32.（in Chinese）

[7]葛正威.跨音速吸氣式軸流壓氣機(jī)設(shè)計(jì)及數(shù)值模擬研究[D].北京:中國科學(xué)院工程熱物理研究所，2007.

GE Zhengwei.Design and numerical investigations of axial aspirated transonic compressor stage[D].Beijing:Institute of Engineering Thermophysics,2007.

（in Chinese）

[8]汪光文,周正貴,胡駿.基于并行遺傳算法壓氣機(jī)葉片自動優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].航空動力學(xué)報(bào),2006，21（5）：923-929.

WANG Guangwen,ZHOU Zhenggui,HU Jun.Design optimization of compressor blades using parallel genetic algorithms[J].Journal of Aerospace Power,2006,21（5）: 923-929.（in Chinese）

[9]周正貴,邱名,徐夏，等.壓氣機(jī)/風(fēng)扇二維葉型自動優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[J].航空學(xué)報(bào)，2011，32（11）：1987-1997.

ZHOU Zhenggui,QIU Ming,XU Xia,et al.Automatic optimization design of compressor/fan 2D blade profile[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2011,32（11）:1987-1997.（in Chinese）

[10]陳鐵,劉儀,劉斌,等.軸流式葉輪機(jī)械葉型的參數(shù)設(shè)計(jì)方法[J].西安交通大學(xué)學(xué)報(bào)，1997，31（5）：52-57.

CHEN Tie,LIU Yi,LIU Bin,et al.A Character-parameter method for axial turbomachinery blade design[J].Journal of Xi’an Jiao TongUniversity,1997,31（5）:52-57.（in Chinese）

Optim ization of Axial Aspirated Fan/Com pressor Profiles

M IAO Yu-lu,ZHOU Zheng-gui,QIU M ing
（College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronauticsand Astronautics,Nanjing 210016,China）

By modifying the cascade flow solver to consider the effect of suction,an optimization design tool existed for profiles without suction can be used to design axial aspirated fan/compressor profiles.A high-subsonic profile is optimized by the tool,during the optimization,new profiles are created by adding smooth perturbations to the original profile and suction hole location as well as variables related to profile parameterization is served as design variableswhile the ratio of suctionmass flow to inletmass flow is kept 0.01.Results from NUMECA show that the optimum profile with total pressure loss coefficient of 0.0195 and diffusion factor of 0.676 is obtained and that total pressure loss coefficient is reduced by 54%and diffusion factor kept the same compared to the original profile.One notable feature of the optimum profile is the inflection point at the back part of pressure surface,which contributes to the low loss and the negative aft loading.

axial aspirated fan/compressor;boundary layer suction;optimization design;low-loss;inflection point

2012-04-09

苗雨露（1987），男，碩士，研究方向?yàn)轱L(fēng)扇/壓氣機(jī)氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)。