大涵道比風(fēng)扇設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

陳云永， 楊小賀， 衛(wèi)飛飛

中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司， 上海 200241

大涵道比風(fēng)扇設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

陳云永*， 楊小賀， 衛(wèi)飛飛

中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司， 上海 200241

風(fēng)扇部件是民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件之一，自20世紀(jì)60年代以來(lái)在氣動(dòng)設(shè)計(jì)等方面發(fā)生了顯著變化，其發(fā)展支撐了民機(jī)的更新?lián)Q代。對(duì)民機(jī)風(fēng)扇葉片的發(fā)展歷史進(jìn)行了回顧，對(duì)典型設(shè)計(jì)特征和參數(shù)進(jìn)行了總結(jié)。著重介紹了民機(jī)風(fēng)扇葉片的葉片數(shù)、葉尖切線速度、氣動(dòng)葉型設(shè)計(jì)、降噪設(shè)計(jì)、材料工藝等發(fā)展變化，對(duì)其內(nèi)在原因進(jìn)行了分析，并評(píng)述了其發(fā)展趨勢(shì)。

風(fēng)扇； 葉片數(shù)； 切線速度； 葉型； 噪聲； 材料； 發(fā)展趨勢(shì)

特約

風(fēng)扇部件是大涵道比商用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件之一，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力、耗油率、重量等指標(biāo)有著決定性影響。以涵道比10量級(jí)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為例，風(fēng)扇部件提供了約75%的起飛推力和68%的巡航推力。風(fēng)扇部件的重量在發(fā)動(dòng)機(jī)中占有較大比重，約占發(fā)動(dòng)機(jī)的18%，且風(fēng)扇部件的重量直接影響風(fēng)扇軸、包容機(jī)匣等部件的重量。風(fēng)扇氣動(dòng)性能對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率有重要的影響，巡航狀態(tài)下，風(fēng)扇效率降低1%，推力降低約0.68%，耗油率增加0.67%以上。此外，風(fēng)扇是大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)主要的噪聲源，特別是在適航要求的起飛和邊線工況，風(fēng)扇噪聲占發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)噪聲的70%。同時(shí)，風(fēng)扇作為發(fā)動(dòng)機(jī)最前端的冷端部件，需要滿足鳥擊、包容性、吸雨、吸冰等適航要求。

綜上，大涵道比風(fēng)扇部件設(shè)計(jì)需在提高效率的同時(shí)兼顧噪聲、鳥撞等要求。為滿足日益苛刻的民機(jī)經(jīng)濟(jì)性、安全性、可靠性、環(huán)保性等要求，風(fēng)扇部件在氣動(dòng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、選材等方面均發(fā)生了顯著變化[1-4]。

1 發(fā)展歷程

適航條例是商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)必須滿足的最低要求，且適航條例對(duì)飛行噪聲、發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性、耐久性和可維護(hù)性等的要求越來(lái)越嚴(yán)格[4]。以噪聲指標(biāo)為例，在第3階段的適航條例中有效感覺噪聲(EPN)指標(biāo)較第2階段降低約20 dB，第4階段較第3階段降低10 dB，第5階段的噪聲指標(biāo)還將進(jìn)一步降低。圖1給出了飛機(jī)噪聲從20世紀(jì)60年代至今的演化歷程[1，4]。

隨著經(jīng)濟(jì)性和適航等要求的不斷提升，商用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)從JT8D發(fā)展到目前即將進(jìn)入市場(chǎng)的Leap-X，涵道比從1發(fā)展至10一級(jí)。選取典型商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行分析，表1中給出了風(fēng)扇的特征參數(shù)?？v觀20世紀(jì)60年代以來(lái)的商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的發(fā)展歷程可以看出：為滿足經(jīng)濟(jì)性要求，涵道比不斷增大，以提高推進(jìn)效率，降低耗油率。

圖1 飛機(jī)噪聲演化[1,4]Fig.1 Development trend of aircraft noise[1,4]

表1 典型商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇特征參數(shù)Table 1 Characteristic parameters of fan of typical commercial aero-engine

發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)風(fēng)扇流量/(kg·s-1)涵道比葉尖直徑/m葉尖切線速度/(m·s-1)展弦比葉片形式JT8D-17A144.71.21.03421.53.3實(shí)心、窄弦、帶凸肩、直葉片JT9D-7A743.75.42.34421.84.6實(shí)心、窄弦、帶凸肩、直葉片CFM56-7B18315.95.51.55443.52.2實(shí)心、窄弦、無(wú)凸肩GE90-115B14208.43.25431.52.4寬弦、復(fù)合彎掠、復(fù)合材料GEnx1130.89.92.82345.62.4寬弦、復(fù)合彎掠、復(fù)合材料

圖2給出了20世紀(jì)60年代至今風(fēng)扇涵道比的發(fā)展，經(jīng)歷了4個(gè)階段：20世紀(jì)60～70年代涵道比為1～3，典型機(jī)型如JT8D系列；70～90年代增大至5～6，如JT9D、CFM系列；90年代至2007年，涵道比增大至6～9，如Trent900、GE90等；2008年以后涵道比增大至10一級(jí)，如GEnx、Trent1000。當(dāng)前齒輪驅(qū)動(dòng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)PW1000G，涵道比提高至12，未來(lái)的開式轉(zhuǎn)子涵道比會(huì)進(jìn)一步加大[5]。

涵道比增大，風(fēng)扇增壓比降低，同時(shí)為滿足適航條例對(duì)飛行噪聲水平越來(lái)越嚴(yán)格的要求，風(fēng)扇葉尖切線速度逐漸降低。圖3給出了20世紀(jì)60年代以來(lái)風(fēng)扇葉尖切線速度的演化歷程[1,4]，可見，在20世紀(jì)80年代后，葉尖切線速度下降較快，這一方面是由于涵道比持續(xù)增大，另一方面也得益于寬弦葉片更好的做功能力。

為了滿足風(fēng)扇效率越來(lái)越高的要求，葉片的氣動(dòng)葉型由窄弦、帶凸肩發(fā)展到寬弦、無(wú)凸肩，從傳統(tǒng)重心積疊的直葉片到三維復(fù)合彎掠葉片。如圖4所示，取消凸肩、三維設(shè)計(jì)、復(fù)合彎掠等技術(shù)的應(yīng)用不斷提高風(fēng)扇效率[1]。

圖2 風(fēng)扇涵道比的演化[5]Fig.2 Development trend of fan bypass ratio[5]

為滿足風(fēng)扇葉片減重和強(qiáng)度的要求，葉片的選材和結(jié)構(gòu)形式從實(shí)心鈦合金到空心鈦合金葉片乃至樹脂基復(fù)合材料等輕質(zhì)材料葉片。這些發(fā)展變化支撐了風(fēng)扇部件的更新?lián)Q代。

圖3 風(fēng)扇葉尖切線速度的演化[1,4]Fig.3 Development trend of tangential velocity of fan tip[1,4]

圖4 Rolls-Royce公司風(fēng)扇葉片效率的演化[1,4] Fig.4 Development trend of Rolls-Royce fa efficiency[1,4]

2 技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

決定風(fēng)扇部件設(shè)計(jì)的參數(shù)主要包含流量、壓比、效率、涵道比等參數(shù)[6]，同時(shí)風(fēng)扇直徑受發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)要求的限制。如第1節(jié)所述，從20世紀(jì)60年代以來(lái)大涵道比風(fēng)扇的發(fā)展歷程可以看出，風(fēng)扇的涵道比逐漸增大，增壓比逐漸降低，效率不斷提高，這些技術(shù)要求的變化促使風(fēng)扇設(shè)計(jì)技術(shù)出現(xiàn)了革命性的變化，主要體現(xiàn)在葉片數(shù)、葉尖切線速度、氣動(dòng)葉型設(shè)計(jì)、低噪聲設(shè)計(jì)、葉片材料與工藝幾個(gè)方面。

2.1 葉片數(shù)

典型商用發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇葉片數(shù)變化如圖5所示。寬弦風(fēng)扇葉片出現(xiàn)后，葉片數(shù)較大幅度降低，并在后面發(fā)展過程中不斷降低。如CF6有38片葉片，GE90共22片，GEnx僅18片，而GE9X更是低至16片，葉片數(shù)下降的趨勢(shì)顯著。

圖5 風(fēng)扇葉片數(shù)的演化Fig.5 Development trend of fan blade number

葉片數(shù)降低，在滿足強(qiáng)度要求的前提下允許采用更低的風(fēng)扇輪轂比，從而降低風(fēng)扇直徑，降低發(fā)動(dòng)機(jī)迎風(fēng)面積，進(jìn)而降低飛行阻力。此外，葉片數(shù)降低，制造和運(yùn)行成本降低。葉片數(shù)降低的同時(shí)，展弦比降低，弦長(zhǎng)增大，從而葉片的單位弦向載荷降低，更容易控制葉型表面特別是吸力面的附面層分離，降低損失。同時(shí)，葉片數(shù)的減少可以在一定程度上減少葉型表面的壁面摩擦損失，提高風(fēng)扇部件效率。

葉片數(shù)降低，同時(shí)為滿足強(qiáng)度、振動(dòng)的要求，尖部弦長(zhǎng)受到限制，從而導(dǎo)致尖部稠度的降低，涵道比10一級(jí)的風(fēng)扇葉片，尖部稠度低至1.1左右。尖部稠度降低，對(duì)激波波形更敏感，影響失速裕度，而三維設(shè)計(jì)的發(fā)展可以較為準(zhǔn)確地模擬風(fēng)扇葉片的流場(chǎng)，從而實(shí)現(xiàn)葉尖低稠度設(shè)計(jì)。

2.2 葉尖切線速度

由圖3可知，風(fēng)扇葉尖切線速度逐漸降低[1,4]，這主要是由于增壓比的降低和降噪的需求。圖6給出了切線速度與增壓比的關(guān)系，兩者基本在一個(gè)線性擬合的區(qū)間內(nèi)。進(jìn)一步，如圖7所示(圖中，Vt代表葉尖切線速度，V1、V2為葉尖切線速度的2個(gè)取值)，在一定的葉尖切線速度下，隨增壓比的增大，效率呈現(xiàn)先增大后降低的趨勢(shì)。未來(lái)低增壓比低切線速度的風(fēng)扇，適合發(fā)展層流葉型等技術(shù)提高效率，且需要提高通流能力以解決低增壓比帶來(lái)的起飛推力損失問題。

聲能量和激波馬赫數(shù)的關(guān)系式為

(1)

式中：E為聲能量；p0為聲壓；Z為激波強(qiáng)度；γ為比熱比；λ為聲波波長(zhǎng)；Ma為激波馬赫數(shù)。

從式(1)可以看出，聲能量和激波馬赫數(shù)呈四次方關(guān)系。因此降低葉尖切線速度可以有效降低發(fā)動(dòng)機(jī)的激波噪聲。此外，切線速度降低，馬赫數(shù)降低，也有利于提高風(fēng)扇部件的效率。

圖6 葉尖切線速度與增壓比的關(guān)系Fig.6 Relation of tangential velocity of fan tip and pressure ratio

圖7 葉尖切線速度、增壓比及效率之間的關(guān)系Fig.7 Relation of tangential velocity of fan tip, pressure ratio and efficiency

由于風(fēng)扇切線速度的降低，為達(dá)到一定的壓比，根部彎角增大，風(fēng)扇出口金屬角度彎過軸向，如GEnx風(fēng)扇葉片根部幾何出氣角過軸向達(dá)20°，導(dǎo)致根部二次流流動(dòng)強(qiáng)烈，設(shè)計(jì)難度加大，并提高了增壓級(jí)進(jìn)口導(dǎo)葉根部的馬赫數(shù)。設(shè)計(jì)中，通過葉型設(shè)計(jì)和非軸對(duì)稱端壁等措施降低風(fēng)扇根部二次流的影響，通過增壓級(jí)進(jìn)口導(dǎo)葉根部后掠和流路的局部曲率設(shè)計(jì)降低來(lái)流馬赫數(shù)。此外，風(fēng)扇切線速度降低，為滿足增壓比的要求，葉型彎角更大，風(fēng)扇出口絕對(duì)氣流角增大，導(dǎo)致外涵出口導(dǎo)葉彎角增大，降低了出口導(dǎo)葉的總壓恢復(fù)系數(shù)，在導(dǎo)葉設(shè)計(jì)中，采用三維設(shè)計(jì)來(lái)降低這一不利影響。對(duì)常規(guī)雙軸直驅(qū)的發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型來(lái)說(shuō)，風(fēng)扇低切線速度導(dǎo)致增壓級(jí)切線速度的降低，從而增壓級(jí)負(fù)荷提高，尤其是大涵道比的風(fēng)扇增壓級(jí)，增壓級(jí)的切線速度大幅下降。在增壓級(jí)設(shè)計(jì)中，采用加強(qiáng)增壓級(jí)根部做功和高流通速度來(lái)保證內(nèi)涵的失速裕度。隨著風(fēng)扇切線速度的進(jìn)一步降低，常規(guī)構(gòu)型的風(fēng)扇與增壓級(jí)之間轉(zhuǎn)速矛盾更加突出，而齒輪驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇可以使增壓級(jí)和風(fēng)扇工作在不同轉(zhuǎn)速，從而兼顧風(fēng)扇效率和增壓級(jí)做功能力的要求。此外，GE公司發(fā)展對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇解決該問題，采用兩排對(duì)轉(zhuǎn)的低速風(fēng)扇實(shí)現(xiàn)較高的增壓比。

2.3 氣動(dòng)葉型設(shè)計(jì)

早期的風(fēng)扇葉片為大展弦比直葉片設(shè)計(jì)，容易產(chǎn)生振動(dòng)、顫振的問題，為解決該問題，在葉片結(jié)構(gòu)上增加凸肩，而凸肩會(huì)帶來(lái)效率上的降低。寬弦葉片出現(xiàn)后，取消凸肩，風(fēng)扇效率有了較大幅度的提升[2,7-10]。

隨著三維數(shù)值模擬技術(shù)的發(fā)展，風(fēng)扇葉片向三維復(fù)合彎掠方向發(fā)展[11-13]，典型特征為葉片中上部后掠，葉片尖部前掠。葉片中上部后掠，可以減弱激波強(qiáng)度，降低激波損失。并且，后掠可以控制激波方向，將激波反射到機(jī)匣壁面，從而有利于敷設(shè)聲襯來(lái)降低噪聲水平。葉片尖部前掠，可以增大失速裕度，但過大的前掠會(huì)帶來(lái)振動(dòng)問題，并增大顫振和掉角的風(fēng)險(xiǎn)。隨著樹脂基復(fù)合材料在風(fēng)扇葉片上的應(yīng)用，大大降低了葉片的離心載荷，從而允許葉片后掠的徑向位置逐漸上移，降低激波占整個(gè)葉高的比例，降低損失，也有利于控制激波噪聲。圖8為GEnx和即將進(jìn)入市場(chǎng)的Leap-X風(fēng)扇葉片的對(duì)比，可見Leap-X風(fēng)扇后掠徑向位置上移，且葉尖前掠的區(qū)間降低。

早期涵道比較小，設(shè)計(jì)采用展向等功設(shè)計(jì)。等功設(shè)計(jì)展向一致性較好，摻混損失小，但隨著葉片不斷增大，根尖切線速度差增大，為協(xié)調(diào)大尺寸葉片展向流動(dòng)的差異，20世紀(jì)70年代至80年代初，發(fā)展為展向變功設(shè)計(jì)，典型特征為在根部設(shè)計(jì)低切線速度區(qū)間，降低做功量，中上部加大做功，而到尖部降低做功，以降低激波/附面層干擾和葉尖泄漏流敏感性。

葉型前緣的設(shè)計(jì)對(duì)葉型損失和裕度均有重要作用，圓形、橢圓形、非對(duì)稱橢圓形葉片的前緣形狀和馬赫數(shù)分布如圖9所示。早期受限于對(duì)流動(dòng)的認(rèn)識(shí)，葉型前緣為圓形，圓形前緣易于加工，但會(huì)在前緣形成局部高馬赫數(shù)區(qū)，從而增大葉型損失并降低迎角范圍。后期，葉型發(fā)展至橢圓形前緣，前緣高馬赫數(shù)區(qū)得到明顯改善，從而有效提高失速裕度。為進(jìn)一步優(yōu)化前緣流場(chǎng)，橢圓形前緣發(fā)展為非對(duì)稱橢圓形前緣，從而實(shí)現(xiàn)前緣流動(dòng)的控制，提高效率和裕度，但非對(duì)稱橢圓形前緣試制難度增加，精度上不易保證。

圖8 GEnx和Leap-X風(fēng)扇葉片F(xiàn)ig.8 Fan blades of GEnx and Leap-X

圖9 風(fēng)扇葉片前緣形狀和馬赫數(shù)分布對(duì)比Fig.9 Comparison of shape in leading edge and Mach number distribution of fan blades

2.4 低噪聲設(shè)計(jì)

商用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高的同時(shí)，對(duì)噪聲提出了越來(lái)越嚴(yán)格的要求，隨著適航條例噪聲標(biāo)準(zhǔn)的制定，航空飛行器噪聲的要求更加系統(tǒng)性、嚴(yán)格化。這不僅影響起飛降落費(fèi)用，也限制了航線對(duì)機(jī)場(chǎng)的選擇，從這個(gè)角度來(lái)講，噪聲不僅是適航性的一個(gè)指標(biāo)，同時(shí)也是一個(gè)經(jīng)濟(jì)性指標(biāo)。因此，低噪聲設(shè)計(jì)是風(fēng)扇部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)的一個(gè)重要組成部分。

如圖10所示，風(fēng)扇噪聲是發(fā)動(dòng)機(jī)主要的噪聲源。風(fēng)扇噪聲包括轉(zhuǎn)靜干涉噪聲、激波噪聲(組合單音)、寬頻噪聲等。風(fēng)扇噪聲的控制[14]主要有兩個(gè)途徑：一是在風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)兼顧聲學(xué)設(shè)計(jì)的要求，降低聲源強(qiáng)度；二是在聲傳播管道中利用吸聲裝置吸收部分聲能，降低向外輻射的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲。具體措施有：

1) 降低葉尖切線速度，噪聲級(jí)可顯著減小。該方法效果明顯，但在降低葉尖切線速度和保證氣動(dòng)性能方面需要達(dá)到平衡。

2) 設(shè)計(jì)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子掠形和葉型，降低激波前馬赫數(shù)，從而降低激波噪聲[15-17]。該方法效果明顯，同理，也需要與保證氣動(dòng)性能達(dá)到平衡。

圖10 飛機(jī)噪聲分量Fig.10 Aircraft noise component

3) 采用Tyler-Sofrin管道聲模態(tài)截止理論準(zhǔn)則[18]，考慮截止頻率影響下的轉(zhuǎn)靜葉片數(shù)目選擇[19]。該方法是目前廣泛應(yīng)用的降低轉(zhuǎn)靜干涉噪聲的最基本的方式。

4) 采用合適的轉(zhuǎn)靜間距。增大間距可以降低轉(zhuǎn)靜干涉噪聲，但帶來(lái)的降噪收益在一定距離后逐漸趨向平穩(wěn)，此外，轉(zhuǎn)靜間距增大帶來(lái)性能和結(jié)構(gòu)上的影響，需要綜合考慮各專業(yè)需求，尋求多學(xué)科優(yōu)化結(jié)果。

5) 傾斜出口導(dǎo)葉設(shè)計(jì)，調(diào)整轉(zhuǎn)子尾跡沿靜子葉高的干涉相位，使其不同時(shí)發(fā)生，從而控制轉(zhuǎn)靜干涉噪聲[18]。出口導(dǎo)葉設(shè)計(jì)存在相對(duì)較優(yōu)的傾斜角，設(shè)計(jì)中綜合考慮性能、結(jié)構(gòu)等專業(yè)需求。

6) 采用吸聲聲襯控制噪聲向前、向后的傳播等。相對(duì)于上述從噪聲源角度降噪的方法來(lái)說(shuō)，采用聲襯吸聲更加直觀且容易實(shí)現(xiàn)。當(dāng)然，聲襯的設(shè)計(jì)需要考慮多模態(tài)寬頻帶的綜合效果，目前已達(dá)到相對(duì)好的降噪效果。

2.5 葉片材料、工藝

無(wú)凸肩寬弦復(fù)合彎掠葉片是當(dāng)前大涵道比風(fēng)扇葉片的典型特征，而這些設(shè)計(jì)特點(diǎn)的實(shí)現(xiàn)是基于葉片材料和加工工藝的突破。

取消凸肩較大幅度地提高了風(fēng)扇效率，但無(wú)凸肩設(shè)計(jì)必須解決振動(dòng)問題，寬弦葉片剛度提高，為取消凸肩提供了條件。隨著葉片的進(jìn)一步增大，寬弦實(shí)心葉片無(wú)法滿足強(qiáng)度的要求。當(dāng)風(fēng)扇直徑不超過1.6 m時(shí)，如適當(dāng)加強(qiáng)輪盤，仍能承受寬弦風(fēng)扇葉片的負(fù)荷，如CFM56-7的風(fēng)扇為24片的實(shí)心葉片。但隨著風(fēng)扇直徑的進(jìn)一步加大，鈦合金實(shí)心葉片將無(wú)法滿足重量、強(qiáng)度等方面的要求，從而發(fā)展出空心鈦合金葉片和更輕的復(fù)合材料葉片。正是基于寬弦空心葉片和復(fù)合材料葉片的材料和加工工藝的突破，三維復(fù)合彎掠設(shè)計(jì)才得以應(yīng)用。

葉片空心率對(duì)葉片重量有重要的影響，直徑2 m左右的鈦合金空心風(fēng)扇葉片，在葉片外形不變的前提下，葉片空心率每提高1%，每臺(tái)份發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片重量可減約2 kg，風(fēng)扇葉片的減重同時(shí)可以帶來(lái)風(fēng)扇盤、風(fēng)扇機(jī)匣、風(fēng)扇軸的減重，從而整機(jī)可減重約60 kg，收益可觀。先進(jìn)的空心風(fēng)扇葉片空心率可達(dá)40%以上，國(guó)內(nèi)近期開展了大涵道比空心風(fēng)扇葉片的研究，目前最高空心率水平約為36%。復(fù)合材料風(fēng)扇葉片的等效空心率約為60%，GE公司首次將該技術(shù)應(yīng)用于GE90的風(fēng)扇葉片上，用碳纖維加強(qiáng)高韌性環(huán)氧樹脂復(fù)合材料代替鈦合金制成了目前最大的風(fēng)扇葉片。國(guó)內(nèi)也開始了復(fù)合材料風(fēng)扇葉片方面的技術(shù)攻關(guān)，并取得了一定的進(jìn)展[1,9-20]。

3 結(jié) 論

自20世紀(jì)60年代以來(lái)，為滿足經(jīng)濟(jì)性、適航等日益苛刻的要求，商用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇部件發(fā)生了革命性的變化，支撐了發(fā)動(dòng)機(jī)的更新?lián)Q代，回顧其發(fā)展歷程，可以看出：

1) 為降低耗油率，風(fēng)扇涵道比不斷增大，從1發(fā)展至10一級(jí)甚至更高，風(fēng)扇增壓比不斷降低，葉尖切線速度不斷降低，效率不斷提高。

2) 從風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)特征上看，葉片數(shù)不斷降低，低切線速度、寬弦設(shè)計(jì)、三維復(fù)合彎掠、先進(jìn)葉型等技術(shù)的發(fā)展不斷提高風(fēng)扇效率。對(duì)常規(guī)構(gòu)型的風(fēng)扇增壓級(jí)，低切線速度帶來(lái)增壓級(jí)設(shè)計(jì)難度的增大，齒輪驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇有利于提升增壓級(jí)的做功能力。

3) 噪聲指標(biāo)越來(lái)越嚴(yán)苛，在氣動(dòng)設(shè)計(jì)中更加關(guān)注降噪設(shè)計(jì)，采用降低葉尖切線速度，先進(jìn)掠形等手段降低噪聲。

4) 葉片選材越來(lái)越輕質(zhì)，空心風(fēng)扇葉片、復(fù)合材料的發(fā)展支撐了風(fēng)扇典型氣動(dòng)設(shè)計(jì)特征的實(shí)現(xiàn)。

[1] 陳懋章, 劉寶杰. 大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)分析[J]. 航空學(xué)報(bào), 2008, 29(3): 513-526.

CHEN M Z, LIU B J. Fan/compressor aero design technology for high bypass radio turbofan[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(3): 513-526 (in Chinese).

[2] 陳懋章. 風(fēng)扇/壓氣機(jī)技術(shù)發(fā)展和對(duì)今后工作的建議[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2002, 17(1): 1-15.

CHEN M Z. Development of fan/compressor techniques and suggestions on further researches[J]. Journal of Aerospace Power, 2002, 17(1): 1-15 (in Chinese).

[3] 陳光. 波音787用發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)特點(diǎn)[M]. 北京： 北京航空航天大學(xué)出版社, 2007.

CHEN G. Design characteristics of engine for B787[M]. Beijing: Beihang University Press, 2007 (in Chinese).

[4] 陳懋章, 劉寶杰. 風(fēng)扇/壓氣機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)——用于大型客機(jī)的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2008, 23(6): 961-975.

CHEN M Z, LIU B J. Fan/compressor aero design trend and challenge on the development of high bypass ratio turbofan[J]. Journal of Aerospace Power, 2008, 23(6): 961-975 (in Chinese).

[5] RITI S. Fifty years of civil aero gas turbines[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 1996, 68(4): 3-19.

[6] 航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)總編委會(huì). 航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)： 第8冊(cè)[M]. 北京： 航空工業(yè)出版社, 2000.

The Editorial Committee of Aero-engine Design Manual. Aero-engine design manual: Volume 8[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2000 (in Chinese).

[7] 冀國(guó)鋒, 桂幸民. 軸流/離心壓氣機(jī)通用任意中弧造型設(shè)計(jì)方法研究[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2009, 24(1): 150-156.

JI G F, GUI X M. A blading design method for axial/centrifugal compressor airfoils using arbitrary camber lines[J]. Journal of Aerospace Power, 2009, 24(1): 150-156 (in Chinese).

[8] 陳懋章. 葉輪機(jī)氣動(dòng)力學(xué)研究現(xiàn)狀及其發(fā)展趨勢(shì)[C]//第五屆動(dòng)力年會(huì)論文集. 北京： 中國(guó)航空學(xué)會(huì)， 2003.

CHEN M Z. Present status and future development of the studies for turbomachinery aerodynamics[C]//Proceedings of the 5th Power Annual Conference. Beijing: Chinese Society of Aeronautics and Astronautics, 2003 (in Chinese).

[9] 梁春華. 高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)風(fēng)扇和壓氣機(jī)葉片綜述[J]. 航空發(fā)動(dòng)機(jī), 2006, 32(3): 48-52.

LIANG C H. Overview of advanced fan and compressor blade/vane in high performance aeroengine[J]. Aeroengine, 2006, 32(3): 48-52 (in Chinese).

[10] 程榮輝. 軸流壓氣機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展[J]. 燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究, 2004, 17(2): 1-8.

CHENG R H. Development technology for axial compressor[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2004, 17(2): 1-8 (in Chinese).

[11] 靳允立, 胡駿. 葉片彎掠對(duì)多級(jí)風(fēng)扇氣動(dòng)性能的影響[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2009, 30(1): 77-83.

JIN Y L, HU J. Effects of swept-curved blade on the performance of the multistage[J]. Journal of Propulsion Technology, 2009, 30(1): 77-83 (in Chinese).

[12] 朱芳, 陳云永, 衛(wèi)飛飛, 等. 某民用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇縮尺試驗(yàn)件氣動(dòng)性能數(shù)值仿真[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2013, 28(7): 1539-1548.

ZHU F, CHEN Y Y, WEI F F, et al. Numerical simulation of aerodynamic performance of scaled fan of a civil high-bypass-ration turbo engine[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(7): 1539-1548 (in Chinese).

[13] 劉寶杰, 鄒正平, 嚴(yán)明. 葉輪機(jī)計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)技術(shù)現(xiàn)狀及其發(fā)展趨勢(shì)[J]. 航空學(xué)報(bào), 2002, 23(5): 394-404.

LIU B J, ZOU Z P, YAN M. Present status and future development of CFD in turbomachinery[J]. Acta Aeronautic et Astronautica Sinica, 2002, 23(5): 394-404 (in Chinese).

[14] 喬渭陽(yáng). 航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)聲學(xué)[M]. 北京： 北京航空航天大學(xué)出版社, 2010.

QIAO W Y. Aero acoustics of aircraft engine[M]. Beijing: Beihang University Press, 2010 (in Chinese).

[15] MCALPINE A, FISHER J. On the prediction of buzz-saw noise generated by an aeroengine: AIAA-2000-2095[R]. Reston, VA: AIAA, 2000.

[16] MCALPINE A, FISHER J. On the prediction of “buzz-saw” noise in aero-engine inlet ducts[J]. Journal of Sound and Vibration, 2001, 248(1): 123-149.

[17] 王曉宇. 傳遞單元方法及其在航空發(fā)動(dòng)機(jī)短艙聲學(xué)問題中的應(yīng)用[D]. 北京： 北京航空航天大學(xué), 2010.

WANG X Y. Transfer element method and the applications on the nacelle of aircraft engine[D]. Beijing： Beihang University, 2010 (in Chinese).

[18] SCHULTEN J B H M. Vane sweep effects on rotor/stator interaction noise[J]. AIAA Journal, 1997, 35(6): 945-951.

[19] LOWSON M V. Reduction of compressor noise radiation[J]. Journal of the Acoustical Society of America, 1968, 43(1): 37-50．

[20] 李杰. GE公司復(fù)合材料風(fēng)扇葉片的發(fā)展和工藝[J]. 航空發(fā)動(dòng)機(jī), 2008, 34(4): 54-55.

LI J. Development and technology for complex material fan blade of GE[J]. Aeroengine, 2008,34(4): 54-55 (in Chinese).

(責(zé)任編輯： 鮑亞平， 王嬌)

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Development trend of high bypass ratio turbofans design technology

CHEN Yunyong*, YANG Xiaohe, WEI Feifei

AECCCommercialAircraftEngineCo.,Ltd.,Shanghai200241,China

The fan is one of the important components of civil turbofan engines. Many changes have taken place in the fan design, supporting the upgrading of civil engines. The development history and current situation are reviewed, and then the design features and parameters are summarized. The evolution, the analysis of influencing factors of evolution and the development trend of fan blade number, tangential velocity of fan tip, blade profile design, noise reduction design and material technic are introduced emphatically.

fan; blade number; tangential velocity; blade profile; noise; material; development trend

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V231.3

A

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陳云永， 楊小賀， 衛(wèi)飛飛． 大涵道比風(fēng)扇設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)[J]． 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(9): 520953. CHEN Y Y, YANG X H, WEI F F. Development trend of high bypass ratio turbofans design technology[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 520953.

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