民用飛機發動機增壓級設計與試驗研究

余華蔚，程榮輝，夏 聯

(中國燃氣渦輪研究院，四川 成都 610500)

1 引言

增壓級是民用發動機的主要部件之一，軍用發動機沒有增壓級部件。增壓級的設計與風扇/壓氣機有類似之處，但也有其特殊性，如氣流通道形式異形，且切線速度低、級負荷重、加功困難等，研制中涉及了氣體動力學、計算流體力學、傳熱學、結構力學、強度、材料與工藝應用、試驗與測試等技術領域。

增壓級作為大涵道比渦扇發動機的重要部件，世界各主要發動機公司均具有較高的設計水平和豐富的經驗。以P&W公司為例，近年來采用先進的CFD技術，使增壓級氣動性能得到了很大的提高，其新近設計的增壓級已不再進行部件試驗，而在加工后直接裝上發動機進行整機試車。在我國，還沒有自行研制的民用渦扇發動機增壓級。因此自行研制民用渦扇發動機的重要部件——增壓級，掌握增壓級關鍵設計技術和研制技術，積累必須的試驗數據，是研制民用渦扇發動機亟需解決的難題。

本文介紹的某三級增壓級是國內首次研制成功全工況性能優異的滿足民機增壓級性能要求的三級增壓壓氣機部件，其試驗性能全面達到和超過各項指標要求，填補了我國在民機增壓級設計技術方面的空白，為“十一五”國內已著手開展的大型客機增壓壓氣機設計提供了技術支持，為民機發動機的研制奠定了堅實、可靠的基礎。

2 增壓級氣動設計的難點分析

增壓級是民用發動機所特有的部件，其設計與風扇/壓氣機的相似，但不完全相同，因為增壓級所處流路位置的特殊性，使得其在氣動設計上有自己的獨特性。一般來說，增壓級設計的難點主要表現在以下方面：

(1)增壓級與風扇同軸，轉速相同，但半徑比風扇小得多(如圖1所示[1])，切線速度也大幅度下降，因而其加功能力十分有限。

圖1 PW6000發動機中的增壓級Fig.1 PW6000 LPC

(2)增壓級處于風扇出口和高壓壓氣機進口的轉接處，流路形式異常(后面級流路徑向傾斜度大，造成后面級的流場容易產生分離，如圖2所示)，并且切線速度低、級負荷較重，葉片加功能力弱，因此如何保證在此異形流路下，設計出的葉型既有良好的氣動性能，又能滿足強度振動要求，是增壓級研制的關鍵技術。

圖2 PW6000風扇、外涵和增壓級流路示意圖Fig.2 PW6000 fan,duct and LPC flowpath

(3)增壓級處于風扇與高壓壓氣機之間(如圖3所示)，會直接影響高壓壓氣機的氣動性能、穩定性，以及高低壓部件間的匹配，因此能否夠研制出一臺全工況性能優越、抗畸變能力強、噪聲低的增壓級部件，是影響民用發動機研制的瓶頸技術之一。

圖3 民機發動機中的增壓級位置Fig.3 The typical of LPC in civil engine

(4)中介機匣支板與上游增壓級出口靜葉之間的干擾效應對風扇的氣動穩定性、振動、噪聲以及性能有較大影響，是風扇增壓級設計中的關鍵技術。怎樣有效地預測并消除中介機匣支板對出口靜葉前壓力分布的影響，特別是對支板造成的流場擾動的主要因素也是增壓級設計中的難題。

以上這些設計難點，在設計過程中分別采用全三維設計技術、傾斜流道葉片造型設計技術、出口靜葉與支板匹配技術等使之得以解決。試驗結果表明，所研制的增壓級在設計增壓比下，效率和喘振裕度均超過了設計指標，抗畸變能力也較強。

3 增壓級試驗件的設計

本文介紹的某三級增壓級是根據民用飛機發動機對增壓級的要求，針對民機的技術特點，發展和應用了多項關鍵技術，通過設計和試驗研究，在國內首次研制成功全工況性能優異的滿足民機增壓級性能要求的三級增壓壓氣機部件。

3.1 設計技術指標

該增壓級的主要技術指標按國外民用飛機發動機對增壓級的要求確定，主要運行狀態的技術指標要求見表1(選取常規巡航狀態為設計點)。

表1 某增壓級各主要運行狀態技術指標要求Table 1 Performance requirements within operating range

3.2 S2流面反問題設計

采用流線曲率法對該三級增壓級進行S2流面反問題設計。和高壓壓氣機的設計一樣，對子午投影(增壓級詳細的流道及葉片排前后緣在子午面的投影形狀)進行優化，同時根據經驗選取流道堵塞系數、轉子葉片排壓比和效率、靜子葉片排總壓恢復系數和出口環量等參數的徑向分布，以利于增加變工況的運行效率，改善中低轉速的特性。根據這些參數，通過求解連續方程、徑向平衡方程及能量方程，得到葉片排進出口馬赫數、氣流角、壓力、溫度、速度等氣流參數的徑向分布，同時還得到各葉片排擴散因子、AVDR等負荷參數的徑向分布[2]。

3.3 葉型設計

葉片造型是保證增壓級設計成功的關鍵。由于增壓級流路形式異常，給葉片設計帶來了相當大的難度。如圖4所示，第3級轉子和靜子的流路與常規風扇、壓氣機的有很大的不同，設計參數的選取和各基元葉型的積迭完全沒有經驗參數可以參考。

圖4 增壓級子午面投影Fig.4 Meridional flow path of LPC

因此在該增壓級的設計中，針對增壓級流道的特點，采用可控擴散葉型設計技術，同時針對增壓級特有的徑向傾斜葉片造型方法，形成了一套設計參數選擇的經驗和方法。試驗結果表明，最終所設計的增壓級葉型完全滿足設計要求。從而為今后其它類似葉片設計提供了參數選擇的經驗和依據。

對某三級增壓級各排葉片的各典型截面進行S1流面分析，結果表明：在設計狀態下，轉、靜子葉片多為負攻角情況，葉型損失均不大，葉片表面馬赫數分布合理，基本無流動分離；在非設計狀態下，葉片的可用攻角范圍和低損失攻角范圍都比較寬。圖5所示為第1級轉子、第3級靜子的攻角特性圖。

3.4 增壓級特性預估

完成S2流面和葉片造型設計后，利用流道參數和葉片中截面葉型參數，對該三級增壓級進行設計點和非設計轉速下的一維特性預估計算，同時也根據S2流面和葉片造型設計得到的完整增壓級幾何尺寸及特征參數，對其進行設計點和非設計轉速下的二維特性預估計算。

一維計算特性圖見圖6，二維正問題計算特性見圖7，二維計算得到的各運行狀態下的級壓比特性見

圖5 第1級轉子、第3級靜子的攻角特性Fig.5 Prediction of attainable incidence range of 1st rotor and 3rd stator

圖6 一維計算特性Fig.6 Performance map of one-dimensional prediction

圖7 二維計算特性圖Fig.7 Performance map of two-dimensional prediction

圖8 各狀態二維(正問題)計算級壓比特性Fig.8 Stage performance map of two-dimensional prediction

狀態 最小巡航狀態常規巡航狀態最大爬升狀態熱天海平面起飛一維特性計算結果最高壓比 1.697 0 1.876 9 2.036 1 1.821 9最高效率 0.921 5 0.910 4 0.888 8 0.915 2喘振裕度 32.0% 25.8% 25.0% 25.8%二維特性計算結果最高壓比 1.745 6 1.957 0 2.170 1 1.885 6最高效率 0.898 8 0.898 3 0.887 4 0.899 6喘振裕度 32.4% 34.2% 38.9% 40.5%

3.5 葉片三維優化設計

在該增壓級的設計過程中，在國內首次將全三維設計技術分析應用到增壓級的性能參數和葉片排內部的流場分析之中。采用DENTON程序對該三級增壓級的設計點進行了全三維粘性流場分析，數值模擬模型見圖9。

圖9 增壓級的全三維數值模擬圖Fig.9 LPC model with three dimensional simulations

三維計算結果表明，在設計點附近三維計算流量比設計值大6%，設計轉速下最高壓比1.878，最高效率0.897 5，該增壓級的氣動流場較好，壓比裕度大，在設計轉速、非設計轉速下效率分布規律好(轉速特性見圖10)。根、中、尖截面全三維計算馬赫數等值線圖見圖11。

3.6 出口靜葉與支板匹配技術研究

中介機匣支板與上游增壓級出口靜葉之間的干擾效應對風扇的氣動穩定性、振動、噪聲以及性能有較大的影響，因此預測并消除中介機匣支板對出口靜葉前壓力分布的影響，特別是對支板造成流場擾動的主要因素的深入探討，是改進目前風扇增壓級設計方法和提高可靠性的一個重要途徑。

圖10 三維計算特性圖Fig.10 Performance map of three-dimensional prediction

圖11 根、中、尖截面全三維計算馬赫數等值線圖Fig.11 Contours of Mach number at root/mid/tip

支板的存在造成流場周向非均勻性，對出口靜葉前壓力分布有很大的影響。采用高精度數值模擬和分析技術對支板/出口靜葉相互影響特性進行深入研究，探索不同周向布局、軸向距離及出口靜葉幾何參數條件下出口靜葉前壓力分布的變化特征與規律，深刻揭示兩者間影響效應的本質，進而尋求控制中介機匣支板對出口靜葉前壓力的影響。

圖12給出了距離支板前緣26%LZ(LZ為支板根部軸向弦長)處和距離靜子前緣21%LS(LS為靜子根部軸向弦長)處的支板進口附近馬赫數分布云圖。圖13給出了靜子在初始位置以及移動0.6T(T為柵距)后計算域進口處根部、中部和尖部壓力分布對比曲線，從圖中看出，無論是在根部、中部還是尖部，壓力變化區域都集中在對應支板的槽道流動區域。

圖12 中介機匣支板進口附近馬赫數分布云圖Fig.12 Contours of Mach number at inlet of intermediate casing strut

圖13 靜子在初始位置以及移動0.6T后進口處壓力沿周向的分布Fig.13 Circumferential distribution of total pressure afer moving 0.6T vs.at origin distribution

對出口靜葉與支板匹配技術研究，認為：

(1)支板與上游葉片的周向相對位置的變化可以有效地改變上游區域的壓力畸變分布，因此在設計時存在周向布局選擇的問題。

(2)在一定的軸向間距和亞聲速流動條件下，下游支板的周向布局對上游葉片表面馬赫數影響不大，但當上游葉片槽道存在局部流動超聲區時，需要慎重考慮支板的周向布局。

4 增壓級試驗件的試驗驗證

該三級增壓級在中國燃氣渦輪研究院某單多級壓氣機試驗器上進行了總性能試驗、級間參數測量試驗、畸變試驗和聲學試驗。

該單多級壓氣機試驗器為敞開節流式軸流壓氣機試驗器，主體主要由流量測量段、擴散段、進氣節氣門、穩壓箱、排氣部分、測扭器、齒輪增速器、電機等組成。試驗時試驗件由一臺功率為3 200 kW的同步電動機驅動，變頻無級調速。由電機通過齒輪增速器、測扭器、排氣道軸系后帶動試驗件。試驗件如圖14所示。

圖14 增壓級試驗件Fig.14 LPC test configuration

4.1 總性能試驗

試驗中，得到了相對換算轉速0.4～1.094的總性能，但受試驗設備的限制沒能錄取最高效率點右支靠近堵點的狀態點。圖15為三級增壓級的總性能試驗特性，可見：①試驗錄取的狀態點，在各等轉速線比較平滑，流量-壓比線比較平坦；②試驗得到的流量達到了設計指標要求，效率(0.880)超過了設計要求(0.845)，喘振裕度(23.9%)滿足設計指標(18.0%)。

圖15 總性能試驗特性Fig.15 Experimental performance map

表3列出了根據發動機共同工作線計算出的各轉速下的總性能參數，由此可以表明該增壓級在各運行狀態均有非常高的穩定工作裕度。

圖16為試驗的最高效率隨轉速的變化曲線，可見該增壓級的最高效率點出現在相對換算轉速0.7與0.8之間，在所測轉速中，最高效率點比較平穩，均保持在0.85至0.89之間。

表3 各主要運行狀態下的總性能參數(試驗結果)Table 3 Experimental results within operating range

圖16 試驗最高效率隨轉速的變化曲線Fig.16 Maximum efficiency relatives to speed during experiment

由于增壓級進、出口中介機匣內均有支板，為準確評估支板總壓損失，還測取了進、出口支板尾跡區總壓。圖17和圖18分別為不同轉速下最大壓比點的進、出口支板尾跡區總壓測量結果。

4.2 級間參數測量試驗

利用在靜葉前緣安裝的葉型受感部測量各級轉子出口總壓、總溫，并借助于各截面測得的外壁靜壓對各級的增壓能力進行分析，可以最大限度地減小對流場的干擾，為研究增壓級級間匹配關系提供有力的支持。

圖19為設計轉速時不同壓比下靜壓升的軸向分布。從圖中可以看出，各葉片排間壁面靜壓沿軸向的分布趨勢大致相同，各級的加功量均較平穩，氣流在經過進口支板后靜壓降低，而各級轉子增壓效果比較顯著，各級靜葉擴壓能力也較強。可見，增壓級的各級工作狀態較好，級間匹配性能良好。

圖17 進口支板后總壓沿周向的分布Fig.17 Circumferential distribution of total pressure at the outlet of the inlet strut

圖18 出口支板后總壓沿周向的分布Fig.18 Circumferential distribution of total pressure atthe exit of the outlet strut

圖19 設計轉速時不同壓比下靜壓升的軸向分布Fig.19 Stagewise distribution of static pressure at design point

圖20 轉子出口級總壓比、級總溫升徑向分布Fig.20 Spanwise total pressure&temperature ratio distribution at the rotor outlet

圖20 給出了各級轉子出口、試驗件出口、支板出口的級總壓比和級總溫升徑向分布(空心符為計算值、實心符為試驗值)。從圖中可以看出，一、二級總壓比與計算值相比略為偏大，說明一、二級的增壓能力優于設計值，試驗件出口和支板后葉尖的增壓比與計算值相比略為偏小，這可能是由于流道處于彎曲段導致氣流偏角過大，使得測量得到的總壓比真實值偏低的緣故；各測量截面的總溫升比與計算值重合性較好，葉根和葉尖略高于葉中；支板后總壓、總溫沿徑向的分布比較均勻，有效地模擬了高壓壓氣機進口流場。

4.3 進氣壓力畸變試驗

該三級增壓級在國內首次進行了針對增壓級的插板壓力畸變試驗，試驗結果表明該增壓級對進口流場的敏感度低，具有較強的抗畸變能力。

通過在增壓級進口安裝不同遮擋比的固定插板，可產生不同強度的穩態和動態組合畸變。進口流場的畸變程度用綜合畸變指數(W)來表征，其畸變指數的關系式為：

圖21 綜合畸變指數隨馬赫數的變化Fig.21 Integrated distortion index vs.Mach number

圖21 給出了綜合畸變指數隨進口馬赫數的變化關系。從圖中可以看出，進口馬赫數越大，綜合畸變指數也越大，綜合畸變指數與進口馬赫數符合線性系統特性，且插板深度越大，其綜合畸變指數變化增加的幅度也越大。對比圖21中的(a)、(b)兩圖可以看出，兩種流道高度處的變化規律基本相同。

進口流場畸變改變了原設計的流動條件，使得增壓級葉柵進氣攻角偏離設計值，引起氣流分離，因而會使喘振提前。進氣壓力畸變條件下的增壓級喘振邊界變化情況如圖22所示，從圖中可以看出，與均勻進氣時相比，畸變時的喘振邊界向右下方偏移，喘振裕度相應減小，且兩種插板深度下的喘振邊界基本重合，表明增壓級對進口流場畸變的敏感度較低，該增壓級具有較強的抗壓力畸變能力。試驗數據表明，設計轉速時喘振裕度的損失約為7%。

圖22 進氣壓力均勻/畸變試驗特性的比較Fig.22 Comparison of experimental results between clean inlet and distortion inlet

4.4 聲學測量試驗

由于該增壓級加上大涵道比的風扇可以設計民用發動機，因此對增壓級開展了聲學測量試驗，這樣不僅可以比較詳細地了解增壓級的具體聲學特性，也可為研究增壓級的降噪技術進行技術積累。

聲學測量試驗表明，增壓級產生的噪聲主要來源于第一級轉子葉片與進口導向葉片、一級靜葉和進口支板的相互作用，而其它各級轉子的噪聲在向外傳播的過程中由于受到第一級轉子及靜子的反射，因而對外界的影響較小。圖23和圖24中給出了不同轉速下的頻譜圖。

圖23 某低轉速的頻譜圖Fig.23 Noises frequent bands under low rotational speed

圖24 某高轉速的頻譜圖Fig.24 Noises frequent bands under high rotational speed

5 結束語

試驗結果表明：該三級增壓級試驗件性能在全工況下達到和超出設計要求，并具有良好的低速性能，超轉時可獲得足夠的加功能力和較寬的穩定工作范圍，并且對進口流場畸變的敏感度較低，具有較強的抗壓力畸變能力。同時，在該增壓級的試驗中，首次進行的聲學測量試驗研究，為理論和數值計算研究提供了校核參考數據，也為以后進一步研究噪聲問題進行了技術積累。

作為國內首次自行研制成功的民用發動機的重要部件——增壓級，在設計過程中開創性地采用了多項關鍵技術：增壓級全三維流場分析技術；增壓級特有的徑向傾斜葉片造型方法；出口靜葉與支板匹配技術。

該增壓級的研制成功，標志著我國已基本掌握增壓級的氣動設計、噪聲分析等技術，將在下一步民機發動機的研制中發揮巨大的作用，具有很大的社會效益和經濟效益。

[1]Brilliant L，Balamucki S，Burger G，et al.Application of Multistage CFD Analysis to Low Pressure Compressor Design[R].ASME GT2004-54263，2004.

[2]航空發動機設計手冊總編委會.航空發動機設計手冊：第8冊——壓氣機[K].北京：航空工業出版社，2000.