航空發(fā)動(dòng)機(jī)2級(jí)風(fēng)扇的數(shù)值研究

E.U.盧列夫斯基，D.A.普拉庫(kù)西，V.I.畢思敏，U.A.克瓦沙

（伊夫琴科－前進(jìn)設(shè)計(jì)局，烏克蘭扎波羅熱）

程 燕，鄭 寧，譯

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)2級(jí)風(fēng)扇的數(shù)值研究

E.U.盧列夫斯基，D.A.普拉庫(kù)西，V.I.畢思敏，U.A.克瓦沙

（伊夫琴科－前進(jìn)設(shè)計(jì)局，烏克蘭扎波羅熱）

程 燕，鄭 寧，譯

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

運(yùn)用A N SY S CFX11.0和home-code程 序?qū) I222發(fā)動(dòng)機(jī) 風(fēng)扇 流路氣 動(dòng)參數(shù) 進(jìn)行 了3維CFD(Computational Fluid D ynamics)計(jì)算；通過(guò)3維建模，實(shí)現(xiàn)了風(fēng)扇主要積分特性和局部參數(shù)計(jì)算。通過(guò)與風(fēng)扇進(jìn)行大量試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，驗(yàn)證了計(jì)算結(jié)果，并找出了產(chǎn)生差別的原因，得到了風(fēng)扇總特性以及氣流徑向參數(shù)的計(jì)算值與試驗(yàn)值的吻合度。結(jié)果表明：通過(guò)運(yùn)用3維建模計(jì)算方法簡(jiǎn)化了風(fēng)扇設(shè)計(jì)過(guò)程，縮短了風(fēng)扇從設(shè)計(jì)到試驗(yàn)的時(shí)間，降低了航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件的設(shè)計(jì)成本。

風(fēng)扇；試驗(yàn)；3維模型；氣動(dòng)參數(shù)；計(jì)算流體力學(xué)；A I222發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

目前，在工業(yè)領(lǐng)域進(jìn)行新產(chǎn)品設(shè)計(jì)研發(fā)時(shí)，如何在最短時(shí)間內(nèi)將其投向市場(chǎng)成為產(chǎn)品占領(lǐng)行業(yè)先機(jī)的關(guān)鍵，但是設(shè)計(jì)周期的縮短不應(yīng)影響產(chǎn)品的質(zhì)量和效果。傳統(tǒng)的試驗(yàn)研究驗(yàn)證設(shè)計(jì)質(zhì)量的方法雖能取得一定成果，但會(huì)消耗巨大的材料成本。近年來(lái)，出現(xiàn)了由傳統(tǒng)準(zhǔn)2維葉片機(jī)計(jì)算方法向3維流體模型計(jì)算方法的轉(zhuǎn)變。計(jì)算機(jī)輔助技術(shù) （Computer-AidedEngineering，CAE）在設(shè)計(jì)過(guò)程中得到廣泛應(yīng)用，可以在最短的周期內(nèi)完成任何結(jié)構(gòu)形式的航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)工作。

對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)及其部件的氣動(dòng)流體設(shè)計(jì)來(lái)說(shuō)，在方案設(shè)計(jì)階段采用CAE手段的計(jì)算流體力學(xué)方法（Computational Fluid Dynamics，CFD）是非?？煽亢陀行У模⒆鳛樵诖罅繚撛诜桨钢羞x取適合方案的工具。盡管如此，CFD計(jì)算結(jié)果仍有不準(zhǔn)確之處，特別是在預(yù)測(cè)氣動(dòng)參數(shù)的絕對(duì)值時(shí)可信度不高。所以，對(duì)其進(jìn)行檢驗(yàn)校核具有重要意義。

本文選取AI222-25發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇為研究對(duì)象進(jìn)行3維計(jì)算試驗(yàn)。通過(guò)3維建模，將得到的風(fēng)扇試驗(yàn)件的計(jì)算值與試驗(yàn)值進(jìn)行了對(duì)比分析。

1 研究對(duì)象

以AI222-25發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇為研究對(duì)象，在3維氣動(dòng)計(jì)算過(guò)程中綜合使用了ANSYS CFX 11.0和“烏克蘭科學(xué)院與航天技術(shù)研究院工程力學(xué)研究所”的home-code程序，流體控制方程使用雷諾平均的Navie-stocs方程和標(biāo)準(zhǔn)k-ε 紊流模型。固體表面的邊界條件是以壁面函數(shù)的方法給定，主要方程的差分是在有限體積法的基礎(chǔ)上獲得并在計(jì)算網(wǎng)格上進(jìn)行記錄。通過(guò)MLU[5]對(duì)數(shù)記錄來(lái)提高差分逼近法階次，主要方程的差分是在速度和壓力的2階精度校準(zhǔn)基礎(chǔ)上完成的，在求解過(guò)程中利用時(shí)間步作為松弛系數(shù)得到確定的解。

2 試驗(yàn)說(shuō)明

在AI222-25發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中，將壓氣機(jī)在整機(jī)上進(jìn)行臺(tái)架試車。在風(fēng)扇進(jìn)、出口和工作輪后進(jìn)行測(cè)量，試驗(yàn)的第1階段確定了風(fēng)扇的總特性；為了進(jìn)一步對(duì)風(fēng)扇特性進(jìn)行優(yōu)化，第2階段研究了風(fēng)扇出口以及各級(jí)工作輪后氣流的徑向和軸向參數(shù)變化。

對(duì)風(fēng)扇流路沿葉高測(cè)量了以下參數(shù)：（1） 用測(cè)試裝置測(cè)量進(jìn)口空氣流量；（2） 用帶有遠(yuǎn)距控制下移和旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的楔形測(cè)壓和測(cè)溫管測(cè)量第1、2級(jí)工作輪后和風(fēng)扇出口的氣流速度和方向；（3）用布置在第1、2級(jí)導(dǎo)向葉片上的傳感器測(cè)量其工作輪后的總壓和總溫；（4） 用徑向布置的梳狀管測(cè)量風(fēng)扇出口總壓和總溫；（5）用耙子測(cè)量風(fēng)扇出口的周向總壓場(chǎng)。

通過(guò)不斷更換尾噴管的方式對(duì)外涵節(jié)流進(jìn)行了一系列整機(jī)試驗(yàn)，得到了風(fēng)扇的試驗(yàn)特性。采用發(fā)動(dòng)機(jī)特種試驗(yàn)調(diào)節(jié)外涵尾噴管面積的方式，得到換算轉(zhuǎn)速60%的特性線。

在流路的任意區(qū)域用楔形測(cè)壓測(cè)溫管進(jìn)行測(cè)量，遙控控制管子向下移動(dòng)和旋轉(zhuǎn)。試驗(yàn)測(cè)量了風(fēng)扇后參數(shù)和第1、2級(jí)工作輪后的參數(shù)，如圖1所示。

采用第1、2級(jí)工作輪后的熱力參數(shù)來(lái)測(cè)量沿工作狀態(tài)線（點(diǎn)2－3）以及沿風(fēng)扇特性線（點(diǎn)2－1）。相比于具體數(shù)值，氣流角的試驗(yàn)曲線關(guān)系在很大程度上帶來(lái)了更有價(jià)值的信息，從技術(shù)上準(zhǔn)確地將測(cè)試管與發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的方向重合。

圖1 試驗(yàn)方案

3 3維建模

采用ANSYSCFX11.03維氣動(dòng)計(jì)算軟件和“烏克蘭科學(xué)院與航天技術(shù)研究院工程力學(xué)研究所”的home-code 3D calc程序建模。計(jì)算區(qū)域劃分如圖2所示。

圖2 計(jì)算區(qū)域劃分

從圖2中可見(jiàn)，ANSYS CFX 11.0將計(jì)算區(qū)域劃分為5部分：第1、2級(jí)工作輪為R1、R2區(qū)域；

表1 計(jì)算網(wǎng)格數(shù)據(jù)

給定進(jìn)口邊界條件分別是總溫為288.15 K，總壓為1個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，子午平面速度矢量投影和風(fēng)扇軸線之間的角度分布。給定出口邊界條件：流量為特性πB（GΣnpue）所在區(qū)域有較小的坡度；反壓為坡度較大特性。設(shè)定了轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、相對(duì)于零間隙工作輪葉片的外緣滑移、過(guò)程的絕熱性、周向的周期條件。計(jì)算區(qū)域的邊界通過(guò)“Stage”界面實(shí)現(xiàn)，在這一過(guò)程中氣流參數(shù)在周向上平均。

在計(jì)算過(guò)程中設(shè)定工作介質(zhì)為理想燃?xì)?，在雷諾數(shù)學(xué)積分方程基礎(chǔ)上建立分析內(nèi)部流體，并采用k-ε紊流模型來(lái)解方程。壓氣機(jī)計(jì)算模型如圖3所示。

圖3 計(jì)算模型

在對(duì)航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的氣流紊流進(jìn)行3維數(shù)學(xué)建模時(shí)采用烏克蘭科學(xué)院與航天技術(shù)研究院工程力學(xué)研究所的3D calc代碼CFD程序。該代碼早期曾用于壓氣機(jī)不同級(jí)上葉排的3維流體計(jì)算[1-4]。

在CFD的3D calc代碼內(nèi)實(shí)現(xiàn)了在正交曲線坐標(biāo)內(nèi)流體的數(shù)學(xué)模型方程，使用氣流逆變速度分量作為變量的3維紊流的手段。

連續(xù)方程和Navie－Stoks方程為

其中

式中：vi為氣流速度矢量的逆變分量；τ為時(shí)間；ρ為密度；p為壓力；μ=μt+μl為紊流和分子總黏性系數(shù)；λ=-2μ/3；Fi為外力矢量逆變分量；qi為曲線坐標(biāo)；giγ為張量；Γkγi為象征；k為紊流的運(yùn)動(dòng)能量。

能量方程為

式中：i*=CpT+V2/2，Cp為壓力不變時(shí)燃?xì)獾臒崛荩籘為溫度；κ 為導(dǎo)熱系數(shù)。。

κ-ε紊流模型標(biāo)準(zhǔn)方程為

其中，

式中：ε為運(yùn)動(dòng)能量消散速度；μef.k=μt;μef.ε=μt/1,3;C1= 1,44；C2=1,92。

氣流速度逆變分量在對(duì)流和擴(kuò)散項(xiàng)表述成無(wú)向量，即

差分方程（1）～（5）在有限體積法基礎(chǔ)上得出，并記錄在計(jì)算網(wǎng)上。差分逼近法的階次的提高通過(guò)MLU[5]記錄對(duì)流項(xiàng)。

主方程的離散完全建立在隱性時(shí)間上，但是在解上述差分方程時(shí)用松弛系數(shù)來(lái)找出確定解。差分方程（1）～（5）的共同解是按照壓力和速度2階精度修正法[6]。為了解差分方程（2）、（4）和（5）采用總逼近法（時(shí)間步進(jìn)作為松弛系數(shù)），而解方程（1）、（3）采用較低松弛的線性掃描方法。

單獨(dú)的壓氣機(jī)葉排邊界條件按在進(jìn)口表面、沿氣流方向距葉排前緣處，給定總壓、總溫和氣流角在周向上以及紊流參數(shù)沿流道高度的平均分布形成，并在絕對(duì)運(yùn)動(dòng)中給出所有參數(shù)。在計(jì)算域的側(cè)表面到葉間流道進(jìn)口、出口之后采用的是所有氣流參數(shù)的周期性條件。

如果是多級(jí)壓氣機(jī)，則在進(jìn)口給定總壓、滯止溫度、氣流角和紊流參數(shù)沿流道高度的分布；在壓氣機(jī)出口給定靜壓。

風(fēng)扇葉排流體計(jì)算在H型均勻計(jì)算網(wǎng)格內(nèi)完成，一部分與葉排間間隙重合。每個(gè)網(wǎng)格包含20× 20×50（分別對(duì)應(yīng)葉片槽道的長(zhǎng)寬高）節(jié)點(diǎn)。

4 計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比

對(duì)壓氣機(jī)特性進(jìn)行了大量詳細(xì)地計(jì)算，研究了從nпр=0.4、1.0之間的工作狀態(tài)。根據(jù)3維建模結(jié)果得出了總增壓比和效率與空氣流量的關(guān)系。積分參數(shù)如圖4、5所示。

圖4 總增壓比與空氣流量的關(guān)系

圖5 效率與空氣流量的關(guān)系

在點(diǎn)1～3上沿流路半徑分布的絕對(duì)參數(shù)如圖6～9所示。

圖6 第1、2狀態(tài)點(diǎn)上第1、2級(jí)風(fēng)扇后換算總壓沿高度的分布

從圖6中可見(jiàn)，試驗(yàn)中測(cè)得的第1、2級(jí)風(fēng)扇后換算 總 壓 沿 葉 高 的 分 布 ， 使 用ANSYS CFX 11.0和home-code 3D Calc程序計(jì)算的第1、2狀態(tài)點(diǎn)的數(shù)據(jù)。

在第2、3狀態(tài)點(diǎn)上第1、2級(jí)風(fēng)扇后的換算總壓沿 葉 高 分 布 ， 試 驗(yàn) 測(cè) 試 值 和ANSYS CFX 11.0和home-code 3D Calc3維計(jì)算值如圖7所示。

圖7 第2、3狀態(tài)點(diǎn)上第1、2級(jí)風(fēng)扇后換算總壓沿高度的分布

從圖6、7中可見(jiàn)，在第1～3狀態(tài)點(diǎn)上第1級(jí)后的壓力分布計(jì)算值與試驗(yàn)測(cè)量值差別不大于0.1 kg/cm2。因測(cè)量設(shè)備結(jié)構(gòu)原因無(wú)法直接測(cè)量壁面參數(shù)，所以計(jì)算曲線葉尖部位壓力的顯著阻塞在試驗(yàn)中是不存在的。第2級(jí)后差別比第1級(jí)后略大，第1、3狀態(tài)點(diǎn)分別達(dá)到了0.2、0.5 kg/cm2，計(jì)算值與測(cè)量值差別不大。第1、2狀態(tài)點(diǎn)上第1、2級(jí)后的換算總溫沿葉高的分布如圖8所示。

圖8 第1、2狀態(tài)點(diǎn)上第1、2級(jí)后的換算總溫沿高度的分布

在第2、3狀態(tài)點(diǎn)上第1、2級(jí)后的換算總溫沿葉高的分布如圖9所示。

從圖8、9中可見(jiàn)，在1～3狀態(tài)點(diǎn)上計(jì)算的換算總溫與試驗(yàn)值吻合度較高。第1級(jí)后在平均半徑位置，所有點(diǎn)上的差值不超過(guò)2-х℃。葉尖位置的試驗(yàn)特性表明其溫度上升較計(jì)算值非常明顯。對(duì)于第2、3狀態(tài)點(diǎn)差別在7～10℃。計(jì)算特性表明，在輪轂部位的溫度上升也有2～3℃，該情況在試驗(yàn)時(shí)沒(méi)有發(fā)現(xiàn)。

圖9 第2、3狀態(tài)點(diǎn)上第1、2級(jí)后的換算總溫沿高度的分布

第2級(jí)后的計(jì)算特性表明在輪轂部位溫度升高3～4℃，而在葉尖部位減小2～3℃，試驗(yàn)值也表明從輪轂到葉尖平緩并波動(dòng)的溫度升高。葉尖部位的溫度差達(dá)到10℃。葉尖的溫升試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，相比計(jì)算結(jié)果，在近壁區(qū)域?qū)嶋H上發(fā)現(xiàn)了更高的溫度損失。在特性線的其他區(qū)域，計(jì)算溫度值比試驗(yàn)值高2～3℃。所以，積分計(jì)算特性與試驗(yàn)值相近。

5 結(jié)束語(yǔ)

根據(jù)對(duì)計(jì)算結(jié)果的分析以及計(jì)算與試驗(yàn)的對(duì)比可知，壓氣機(jī)積分特性顯示出在nприв=0.4～0.9范圍內(nèi)與試驗(yàn)特性具有非常好的吻合，與試驗(yàn)值最大相差2.5%。在轉(zhuǎn)速nприв=0.9～1.0范圍內(nèi)，特性線縱向與試驗(yàn)值有較高的吻合度?？倝汉涂倻卦诹髀凡煌孛嫔系慕^對(duì)值表明其與試驗(yàn)值有較好的吻合。

計(jì)算與試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果的差別在很大程度上是由于計(jì)算模型的不完善，如假設(shè)在模型中工質(zhì)為理想燃?xì)猓瑳](méi)考慮工作輪與壓氣機(jī)機(jī)匣之間的間隙，沒(méi)考慮壓氣機(jī)流路細(xì)節(jié)。

在3維程序中可實(shí)現(xiàn)壓氣機(jī)主要積分特性和局部參數(shù)的計(jì)算。CFD計(jì)算是先進(jìn)的氣動(dòng)研究手段，可以在很短的時(shí)間內(nèi)進(jìn)行壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)，省去了一些建模的中間過(guò)程，可以使相對(duì)成熟的結(jié)構(gòu)方案直接進(jìn)入試驗(yàn)階段，在新的壓氣機(jī)設(shè)計(jì)以及現(xiàn)有壓氣機(jī)改進(jìn)的過(guò)程中將技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)降至最低。

[1] Pilipenko V V,Pismenny V I,Kvasha Y A.Numerical simulation of three-dimensional viscous flow in aerodynamic designing of compressor stages[J].Airbreathing Engines,1999：5.

[2] Kvasha Y A,Dyachkin A A.Calculation of aerodynamic characteristics of the compressor gratings[J].Thnicheskaya Mechanics,2001（1）：58-63.

[3] Pismenny V I,Kvasha J A.Calculation of three-dimensional turbulent flow of air in a centrifugal compressor stage[J]. Technical Mechanics,2004（2）：94-99.

[4] Kvasha Y U A,Melashich S V,Yampol E Y.On the rational choice of the computational grid with aerodynamic shape optimization interscapular channel compressor stages on the basis of numerical simulation of turbulent flows[J].Technical Mechanics,2009（4）：57-67.

[5] Noll B.Evaluation of a bounded high-resolution scheme for combustor flow computations[J].AIAA Journal,1992,30（1）：64-69.

[6] Issa R I.Solution of implicitly discredited fluid flow equations by operator-splitting[J].Journal of Computational Physics, 1986,62（1）：40-65.

Numerical Analysis on Two Stage Fan of Aeroengine

Rublevskiy E U,Plakuschiy D A,Pismenny V I,Kvasha U A
（Zaporozhye Mashine-Building Design Bureau Progress State Enterprise named after Academincian O.H. Ivchenko,Zaporozhye,Ukraine）
CHENG Yan,ZHENG Ning,translated
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

The 3D CFD calculation of dynamic parameters for AI222 engine fan flow was conducted by ANSYS CFX 11.0 and homecode software.The main integral characteristics and local parameters of fan were calculated by 3D model.Compared with a large number of test results of fan,the calculation results were validated,the error causes were presented,and the match degree between the calculation value and experimental value of fan total characteristics and flow radial parameter were obtained.The results show that the 3D model calculation can simplify the fan design process,shorten the time from the design to experiment,and reduce the design cost of aeroengine.

fan;experiment;3D model;dynamic parameters;CFD;AI222 engine

V 231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.04.004

2014-06-22

E.U.盧列夫斯基，男，主要從事壓氣機(jī)性能設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究工作；E-mail:035011@zmkb.com。

E.U.盧列夫斯基，D.A.普拉庫(kù)西，V.I.畢思敏，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)第2級(jí)風(fēng)扇的數(shù)學(xué)研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014,40（4）:20-24.RublevskiyE U, PlakuschiyDA,PismennyVI,et al.Numerical analysis on twostage fan ofaeroengine[J].Aeroengine，2014,40（4）20-24.