周向總壓畸變條件下多級軸流壓氣機失速首發(fā)級預測分析

芮長勝，吳 虎

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015；2.西北工業(yè)大學 動力與能源學院，西安 710072）

周向總壓畸變條件下多級軸流壓氣機失速首發(fā)級預測分析

芮長勝1，吳 虎2

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015；2.西北工業(yè)大學 動力與能源學院，西安 710072）

基于多級軸流壓氣機的逐級特性，發(fā)展了1種預測周向總壓畸變條件下多級軸流壓氣機失速首發(fā)級的方法。該方法結合平行壓氣機模型和級疊加計算方法，以進氣畸變條件下多級軸流壓氣機某級的有效相對氣流角達到穩(wěn)定狀態(tài)時該級的最大相對氣流角為條件，進行多級軸流壓氣機失速首發(fā)級的預測分析。通過對J 85-13發(fā)動機8級軸流壓氣機總壓畸變試驗數(shù)據(jù)進行模擬計算，預測出該軸流壓氣機畸變條件下的失速首發(fā)級。

軸流壓氣機；級特性；總壓畸變；失速首發(fā)級；有效相對氣流角；航空發(fā)動機

0 引言

航空發(fā)動機進口氣流畸變會對多級軸流壓氣機的穩(wěn)定工作裕度造成影響，其中旋轉失速和喘振對多級軸流壓氣機的影響最為嚴重，其后果可能直接損壞發(fā)動機。失速和喘振在多級軸流壓氣機中最初表現(xiàn)為內部某級葉片表面發(fā)生氣流分離,分離嚴重時即發(fā)生氣流的旋轉失速和喘振，因此尋找壓氣機的失速首發(fā)級，盡早發(fā)現(xiàn)壓氣機出現(xiàn)不穩(wěn)定的征兆，并采取相應措施防止和延緩多級軸流壓氣機失速或喘振對保證發(fā)動機穩(wěn)定可靠工作具有重要意義。文獻[1-2]分別采用計算和試驗的方法，利用壓氣機某級失速時出現(xiàn)的級間靜壓變化，對穩(wěn)態(tài)條件下多級軸流壓氣機的失速首發(fā)級進行了研究。文獻[3]利用矩陣分析模型進行了進氣畸變在軸流壓氣機中的傳遞特性分析，給出了發(fā)動機穩(wěn)定性分析中影響較大的總壓、總溫和氣流角的周向分布。

本文基于多級軸流壓氣機的級特性，運用平行壓氣機模型和級疊加計算方法，在逐級計算過程中分析進氣周向總壓畸變條件下多級軸流壓氣機高、低壓區(qū)的進口氣流角的變化，對多級軸流壓氣機的失速首發(fā)級進行預測。

1 計算模型

1.1 軸流壓氣機級特性

在一般情況下，軸流壓氣機總特性通常表示為在等換算轉速下由進口換算空氣流量與壓氣機總壓比和壓氣機總效率之間的關系形式。該方法不便于應用于級疊加計算過程。本文以多級軸流壓氣機的逐級特性為基礎，將軸流壓氣機單級的級特性表示為流量系數(shù)、壓力系數(shù)、溫度系數(shù)、級效率之間的關系形式。4個參數(shù)都是無量綱參數(shù)，具體定義為

式中：UM、Ti分別為轉子平均半徑處輪緣速度和進口總溫。

由此，壓氣機級特性表示為

1.2 級疊加計算

級疊加計算方法基于轉子葉片平均半徑上的氣流參數(shù)，在己知單級級特性的基礎上，進行逐級計算，由壓氣機各級進口的氣動參數(shù)計算各級出口的氣動參數(shù)。如果已知多級軸流壓氣機的逐級特性、壓氣機的葉型結構角（進口幾何角）、通道尺寸（包括各級的進、出口截面面積）和轉子轉速，任意給出壓氣機在該轉速下的進氣流量，就可以采用級疊加計算的方法從前至后計算出壓氣機各級進、出口處的速度三角形和相應的氣動參數(shù)。得到壓氣機各級的工作參數(shù)后，即可以對壓氣機各級性能和穩(wěn)定工作情況進行分析。

1.3 進口氣流角變化

在進口氣流畸變條件下，由于轉子葉片的旋轉引起氣流流向動葉的相對流速和進氣攻角發(fā)生變化，盡管進口氣流畸變?yōu)榉€(wěn)態(tài)畸變，但對于轉子葉片在旋轉過程中不斷交替地掃過高、低壓區(qū)，氣流的進氣攻角會不斷變化，從而使不同壓力區(qū)壓氣機各級進口的氣流速度三角形也不同，轉子的工作點在特性圖上也在不同的位置變化，進而影響該級的工作性能。

本文結合平行壓氣機理論模型，并考慮級間氣流發(fā)生的周向流動情況[4]，利用“有效進氣攻角[5]”假設來考慮轉子葉片掃過低壓區(qū)時工作點的變化情況，預測進氣周向總壓畸變情況下進氣攻角變化對軸流壓氣機工作點的影響，從而對軸流壓氣機各級的穩(wěn)定工作情況進行分析。按假設中給出的傳遞函數(shù)，將有效進氣攻角與瞬時進氣攻角之間建立聯(lián)系。

時間常數(shù)τ是轉子葉片弦長與流過該級進口氣流速度的比值，大量實際計算表明，在多級軸流壓氣機中，前面級葉片的τ較大，后面級葉片的τ較小。

定義級進口的瞬時進氣攻角為

則按傳遞函數(shù)關系確定的級出口的有效進氣攻角為

為了更直觀地反映轉子葉片進口的氣流流動狀況，將有效進氣攻角的變化轉換為有效相對進氣攻角為

式中：βH、βL、βE分別為高、低壓區(qū)和有效相對氣流角；

Δt為轉子葉片掃過低壓區(qū)的時間。

1.4 失穩(wěn)判別條件

為獲得進口總壓畸變條件下多級軸流壓氣機的不穩(wěn)定工作點（失速點或喘點），采用對壓氣機進口空氣流量節(jié)流的計算方法，對多級軸流壓氣機的失速首發(fā)級進行預測。在進口周向總壓畸變條件及一定換算轉速下，減少壓氣機的進口空氣流量，氣流軸向流速減小，低壓區(qū)各級的相對氣流角不斷增大，相應地有效相對氣流角也不斷增大，造成多級軸流壓氣機各級工作點逐漸向不穩(wěn)定邊界移動。當多級軸流壓氣機某級的有效相對氣流角βE逐步達到穩(wěn)定狀態(tài)下，該級在相應換算轉速下最小流量點Wmin對應的最大相對氣流角βmax時，則認為多級軸流壓氣機在該級最先出現(xiàn)不穩(wěn)定，也就是說該級就是相應畸變狀態(tài)下的失速首發(fā)級。

2 算例結果分析

利用模型對J85-13發(fā)動機8級軸流壓氣機在周向總壓畸變條件下失速首發(fā)級進行了預測分析。計算中以該多級軸流壓氣機試驗得到的級特性和相關參數(shù)為基礎[6]，首先對該多級軸流壓氣機在穩(wěn)定狀態(tài)下的性能進行模擬計算，得到各級的氣動性能參數(shù)；并在與穩(wěn)態(tài)特性吻合較好的情況下，再用于周向總壓畸變條件下的計算。

在換算轉速nc=1.0、低壓區(qū)角度范圍δ=120°、=0.112=0.0的周向總壓畸變狀態(tài)下，對J85-13發(fā)動機8級軸流壓氣機進行了詳細模擬計算。在該進口周向總壓畸變條件下，各級進口總壓畸變指數(shù)和總溫畸變指數(shù)的變化情況如圖1所示。從圖中可見，進口總壓畸變指數(shù)經(jīng)過各級后逐漸衰減，表明軸向流場總壓的不均勻程度逐漸減?。欢M口總溫畸變指數(shù)經(jīng)過各級后逐漸增大，低壓區(qū)溫度的增幅大于高壓區(qū)的，軸向高、低壓區(qū)的流場溫度不均勻性加大。在該畸變狀態(tài)下各級有效相對氣流角系數(shù)隨進口空氣流量的變化關系如圖2所示。在等換算轉速下隨著壓氣機進口流量的不斷減少，各級有效相對氣流角系數(shù)也不斷減小。其中，第1級有效相對氣流角系數(shù)最先趨于0，即說明第1級有效相對氣流角最先達到該級的最大相對氣流角。因此，在該畸變狀態(tài)下，壓氣機的第1級就是失速首發(fā)級。圖2中的第3級有效相對氣流角系數(shù)曲線的變化趨勢比其他級變化更加明顯，說明該級對畸變更加敏感，根本原因是由該級的級特性與其他級的級特性存在差異引起的。

第1級高、低壓區(qū)軸向速度和相對氣流角隨進氣流量的變化關系如圖3、4所示。從圖中可見，隨著流量的減少，第1級高壓區(qū)軸向速度和有效相對氣流角的變化相對較小，而低壓區(qū)的軸向速度明顯減小，相應地低壓區(qū)有效相對氣流角不斷增大，最后使該級的有效相對氣流角達到該轉速下的最大值，發(fā)生失速。

通過對上述畸變條件下該多級軸流壓氣機在換算轉速nc=94%、87%和80%下進一步計算表明，壓氣機的第1級仍為失速首發(fā)級；同時模擬計算中得到的壓氣機喘振邊界線與畸變試驗中得到的畸變狀態(tài)喘點吻合較好[6]。在nc=94%下計算特性與穩(wěn)態(tài)特性和畸變試驗特性的比較如圖5所示。從圖中可見，在相同畸變狀態(tài)下計算得到的壓氣機失速點與畸變試驗的喘點差別較小，且特性線變化趨勢一致。

3 結論

本文利用多級軸流壓氣機的級特性，發(fā)展了1種進氣周向總壓畸變條件下對多級軸流壓氣機失速首發(fā)級進行預測分析的方法。以壓氣機某級的有效相對氣流角達到穩(wěn)定狀態(tài)下該級相應換算轉速下最小流量點對應的最大值為失穩(wěn)判別條件，對周向總壓畸變狀態(tài)下多級軸流壓氣機最先出現(xiàn)失速的首發(fā)級進行預測。通過對J85-13發(fā)動機8級軸流壓氣機不同畸變條件的模擬計算表明，該軸流壓氣機的第1級最先達到失穩(wěn)判斷條件，第1級即為失速首發(fā)級。將計算結果與試驗結果對比證明該方法是合理可行的。本文研究方法和結果對研究軸流壓氣機工作穩(wěn)定性和采取有效改進措施具有工程參考價值。

[1]楚武利，王毅，楊泳.多級軸流壓氣機率先失速級的預測方法研究[J].流體機械，2005，33（10）：11-14.

[2]姜濤，李應紅，李軍.某型發(fā)動機壓氣機最先失速級判定的試驗研究[J].航空動力學報，2002，17（1）：80-82.

[3]吳虎，馮維林.周向總壓畸變在軸流壓氣機中的傳遞特性分析[J].航空動力學報，2005，20（5）：725-730.

[4]Kimba11A S.Application of a modified dynamic compression system model to a low aspect ratio fan:effects of inlet distortion[R].AIAA-95-0301.

[5]Lecht M.Improvement ofparallel compressor by consideration of unsteadyblade aerodynamics[R].AD-P-005467.

[6]Edward J M.Performance of a J85-13compressor with clean and distortion inlet flow[R].NASA-TM-X-3304.

Prediction Analysis of First Stall Stage of Multistage Axial Flow Compressor with Circumferential Total Pressure Distortion

RUI Chang-sheng1，WU Hu2
（1.AVIC Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China;2.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China）

Based on the miltistage axial flow compressor characteristics，a method was developed for predicting first stall stage of multistage axial flow compressors with circumferential total pressure distortion.By parallel compressor model and stage-stacking method,prediction of first stall stage for multistage axial compressure was made with a stage maximum relative air-flow on the condition that effective relative air-flow angle of the stage for multistage axial flow compressors with circumferential pressure distortion was equal to the angle without distortion.The first stall stage of J85-13engine eight stage axial flow compressor with distortion was predicted with the numerical simulation of its total pressure distortion test data.

axial flow compressor； stage characteristics； total pressure distortion； first stall stage;effective relative air-flow angle;aeroengine

芮長勝（1977），男，工程師，主要從事航空發(fā)動機總體性能設計及推進系統(tǒng)氣動熱力學研究工作。