高性能葉輪機全3維葉片技術趨勢展望

季路成

（北京理工大學宇航學院，北京100081）

高性能葉輪機全3維葉片技術趨勢展望

季路成

（北京理工大學宇航學院，北京100081）

高性能葉輪機是驅動先進航空發動機/地面燃氣輪機發展的核心技術，為明晰葉輪機技術發展問題與趨勢，在相關文獻調研基礎上，從基元葉柵、展向積疊、端區處理、精細化設計以及全局觀念等方面出發，概要分析闡述了中國葉輪機全3維葉片技術繼續發展的要點與突破口，指出全面綜合最大折轉亞聲速葉柵、允許分離超聲速葉柵、弱化激波葉柵、掠彎參數化積疊、葉身/端壁融合等基礎研究成果并結合伴隨方法進行精細化設計的負荷最大化技術，再輔以3維空間、非定常流動、細節關聯等全局觀念下派生的技術是全3維葉片技術的重要發展方向。未來全3維葉片將注重全3維空間流線曲率的良好控制。

全3維葉片；葉輪機；伴隨方法；端區處理；葉身/端壁融合；緣線匹配

0 引言

面向不斷挑戰極限的先進航空發動機/地面燃氣輪機發展需求，近百年來，在機理認識持續深化、理論創新與設計方法不斷突破支持下，葉輪機技術穩步提升。然而在中國，葉輪機技術仍然是航空發動機/地面燃氣輪機發展滯后的若干瓶頸之一[1-3]，體現在全3維葉片的基元葉柵、展向積疊、端區處理、精細化設計以及全局觀念等方面仍然存在諸多問題與局限。

本文試圖從上述基礎層面闡釋中國高性能葉輪機全3維葉片技術后續發展的要點和突破口。

1 基元葉柵

基元葉柵設計是形成葉輪機全3維葉片過程的第1步，盡管流動3維性會導致基元葉柵應用過程中的偏差，但其重要借鑒作用仍不可忽視。然而，目前設計中雖有關于流道面積比等參數的監控，但總體而言，無論從具體造型方法還是從業已形成的思維定勢看，尤其在風扇/壓氣機領域，基元葉柵設計實質傾向為葉型設計，例如雙(多)圓弧造型、任意多項式造型等，其主要由中弧線疊加厚度分布形成，遺留了從外流引入內流的痕跡，未真正關注基元葉柵流動與葉型流動的本質差別。葉型流場機制和葉柵流場機制分別如圖1（a）、（b）所示，其中葉型流動體現為流線曲率控制平衡下的流動，而葉柵流動則是流線曲率和擴張（收縮）通道擴壓（降壓）流動的共同作用結果。20世紀60～80年代，國外在探索提高風扇/壓氣機負荷過程中注意到了這一點，開展了有關擴張通道的大量試驗研究[4]，2維擴壓器性能如圖2所示，并形成了壓氣機葉柵與擴壓通道的等效方法和經驗關系，成為認識、理解風扇/壓氣機流動乃至指導其設計的重要基礎。國內至今尚未自主開展葉柵與擴壓通道等效研究，雖然相關經驗關系已通過國外公開文獻及引進的1維設計分析程序而有所了解，但關于其使用條件、適用范圍缺乏全面掌握，未見其應用于葉柵成形方法，更未見在高性能葉輪機前瞻概念研究中使用。補習葉柵與擴壓通道等效研究這一課，對啟動風扇/壓氣機領域的自主創新或大有裨益。

圖1 葉型與葉柵的物理機制差異

圖2 2維擴壓器性能[4]

基于葉柵與擴壓通道等效研究結果，除應用于風扇/壓氣機概念設計和特性評估判據之外，國外已將相關成果引入到葉柵造型中。例如，在PW和西門子西屋公司，已經形成沿中弧線3段式葉柵成形方法，成為非常有效的葉柵初始設計工具。該方法中，前、后段對應葉片前部和后部半覆蓋區，中段對應葉片完全覆蓋區，各等效為擴張（收縮）通道，并以各段中弧線折轉角為控制參數，其選取經驗即結合了葉柵與擴壓通道等效研究成果。在國內邵衛衛[5]初步嘗試了亞聲大折轉葉柵3段式造型，實現了來流馬赫數MaI0.8、折轉角達60°的高性能葉柵設計，但該工作尚未基于擴壓通道等效建立相關經驗。如能深化此研究，預期將能支撐亞聲大折轉葉柵設計方面取得突破。

高負荷風扇/壓氣機中超聲速葉柵設計一直是難點，尤其其中激波問題不可回避。對此，除通過掠葉片而降低激波引起的負面效應外，更常見的是，研究者們通常不愿意超越Pearcy準則，即波前法向馬赫數MaN<1.27～1.3，以免激波/附面層干擾后形成所謂附面層大尺度開式分離而急速惡化性能。但實際設計中，設計師卻常突破此極限，已經成功實現來流馬赫數MaI達1.6～1.7的工程實踐。這意味著，之前一些學者認為的開式分離在超聲速葉柵中很難存在。容易理解，激波后，隨著分離尺度變大，主流流動逐步加速，但終究存在聲速截面限制（有時以激波陣列方式），分離區不再會擴大，而是迅速與主流區摻混至亞聲速。已有試驗結果證明了這一點，例如NASA37轉葉90%展高、50%柵距處馬赫數流向分布[6]如圖3所示，激波后流動加速至聲速附近然后擴壓至亞聲速。基于此，未來建立允許有限分離超聲葉柵設計方法是有前景的方向。最近的允許有限分離超聲葉柵流動結構初步建模研究[7]表明，一定來流馬赫數MaI下的允許有限分離超聲葉柵性能緊密依賴于波前附面層厚度、關鍵點通道面積比以及稠度。

圖3 NASA37轉葉葉尖Ma流向分布[6]

圖4 高壓渦輪技術發展與典型激波結構演化

高負荷高壓渦輪單級化是渦輪部件發展趨勢之一。為提高渦輪級負荷，只有提高折合轉速和出口馬赫數2條途徑。考慮到材料、工藝和壽命條件限定，不斷提高渦輪出口馬赫數可能是實現高負荷渦輪級的惟一出路。高壓渦輪技術發展與典型激波結構演化如圖4所示，事實上，高壓渦輪級已經由早期的導葉、轉葉全亞聲發展至現今高壓導葉或轉葉單一葉排超/跨聲，并正向導葉、轉葉全部超/跨聲發展，超聲渦輪葉柵設計成為必備技術，隨之而來激波問題便成了重要門檻。Denton[8]曾指出，渦輪中超跨聲速流動帶來嚴重不良后果：尾緣復雜激波系、激波/附面層相互作用造成損失。而這在當今渦輪出口速度更高、出口氣流角更大、軸向間距更短等情況下變得更具挑戰性：流向相鄰2個葉片通道內可能同時存在2個喉道，加之運行過程中葉排間還會形成臨時氣動喉道，即沿流向會非定常地同時形成2～3個喉道，可能導致渦輪流動不穩定或劇烈損失，這是迄今仍未見諸公開文獻研究的渦輪流動新特征。另一方面，高壓渦輪熱負荷已處高位，多道激波及其運動成為主要的高頻階躍激振源，使高周疲勞風險加大，是高負荷超/跨聲渦輪工程應用的掣肘因素?？偠灾?，激波以自身損失、激波/附面層干擾損失、多喉道非穩態流動主導氣動性能；以惡劣熱環境下激波/葉排干擾、多喉道非穩態流動導致葉片承受高周應力而主導渦輪結構完整性，并最終反映到渦輪部件的壽命及可靠性，說明“激波現象及弱化激波方法”已經成為超聲渦輪葉柵繼而渦輪葉排負荷最大化過程繞不過去的“坎”。

除上述以外，在基元葉柵方面，葉柵詳細參數化與葉柵定制、前緣形狀、表面處理等也是值得深入研究的方向。

值得注意，基元葉柵研究成果僅在流道收縮不大、不采用大掠、彎設計時可以信賴，而尤其當今，一旦處在高負荷全3維葉片造型下，其意義僅在于提供接近合理的初始設計以及布局基元流場的規律。

2 展向積疊

在完成基元葉柵初步設計后，接下來需要采用掠、彎2個空間自由度進行展向積疊形成3維葉片。

20世紀40年代末，掠自由度最早由借鑒外流引入超跨聲風扇/壓氣機，并于1963年由Smith[9]給出嚴格定義。然而，由于對機翼與葉輪機流動內在區別缺乏關注，導致掠葉片技術在經歷概念探索、超跨聲后掠研究、超跨聲葉片前掠研究、亞聲葉片適度掠4個階段的漫長發展歷程，直到2000年左右才發展成熟。這期間，關于掠葉片機理的闡述層出不窮?？v觀之下，幾乎是“激波強度降低”、“激波附面層干擾減弱”、“二次流動改善”、“葉尖泄漏減弱”等定性解釋，對指導設計改進卻意義不大。而國外公開文獻僅公布掠葉片子午形狀和前緣掠角無量綱分布的處理方式，多使業界誤判這就是掠葉片技術的全部內涵。文獻[10]在總結國內外研究后，給出“掠是展向各基元葉柵逆/順流向相對位錯積疊的幾何自由度”的定義，并指出：“掠”依靠基元葉柵流向位錯改變各“基元壓氣機”工況重新展向匹配而影響性能，如圖5所示，而積累適合自身設計工具和習慣的掠葉片參數化經驗，特別是前緣、尾緣、重心積疊線掠角分布等參數經驗，是掌握“掠”技術的根本途徑。在國內，盡管少數研究者和設計師依靠豐富的工程經驗反復優化也獲得了性能良好的掠葉片設計，但迄今仍未建立葉片掠參數化經驗，未形成可靠傳承的規程化的技術。因此，面向不同流量系數、負荷系數風扇/壓氣機轉葉和靜葉設計開展掠葉片參數化研究、獲得掠葉片參數經驗(分別針對最高效率、最大裕度、抗畸變等目標)等是未來展向匹配方面的一類研究重點。

圖5 裕度與基元壓氣機展向積疊的關系

Filippow和王仲奇[11]于1964年首次提出彎葉片技術，之后該技術相繼在渦輪、風扇/壓氣機中獲得成功應用。但是，一直以來存在困擾的是，如何彎？正彎還是反彎？彎的尺度多大？事實上，鑒于葉片展向各區域流動特征的差異，采用彎自由度進行統一描述并非合適。彎葉片流道橫截面尾緣軸向投影如圖6所示，從圖中可見，葉片流動在展向分為端區和主流區。在端區，流動以葉表附面層、端壁附面層交匯為主要特征，其可能引起的角區分離是關注點；而在主流區，流動以葉表附面層及其匯集的尾跡為特征，從尾緣看，尾緣越短(最短為徑向線)損失越小。因此，未區分端區和主流區流動特征和流動主控機理的不同是彎葉片概念復雜化的主要原因。

圖6 彎葉片流道橫截面尾緣軸向投影

實際上，針對端區彎，Smith[9]早在1963年定義的二面角 (同時定義了掠)具有重要指導意義，只是自提出之日起，相關文獻并未透露二面角的使用方法和調控經驗。文獻[12]從角區等效附面層推導出發，得到控制二面角的規律，并提出葉身/端壁融合技術，對端區彎給出了更好的補充，可能是未來控制端區流動的基本出發點，這將在下節進行深入討論。

至于主流區彎，傾葉片的研究更能說明問題[13]。超聲傾斜葉柵典型展高靜壓弦向分布、傾葉片中展吸力面/壓力面流線子午投影分別如圖7、8所示，圖中分別展示了取自文獻[14]的超聲葉柵傾斜下不同展高靜壓分布和亞聲速大折轉葉柵傾斜的中展流線走向。可以看出從圖中可見，在主流區，傾斜通過葉片徑向力影響流線曲率、流片形狀等，從而使葉柵流場在展向發生變化，形成不同截面等效對應不同“工況”的局面。因此，“彎”是展向各基元葉柵垂直于流向相對位錯積疊的幾何自由度，通過施加徑向葉片力導致流面翹曲繼而改變各“基元壓氣機”工況重新展向匹配而影響性能，在這個意義上看，掠、彎內涵是基本相同的，有異曲同工之妙。

圖7 超聲傾斜葉柵典型展高靜壓弦向分布

圖8 傾葉片中展吸力面/壓力面流線子午投影

綜上所述，掠、彎積疊通過改變各“基元壓氣機”對應工況的展向匹配而改變性能。要用好這2個空間自由度就必須建立掠彎參數化經驗，尤其要掌握掠彎改變“工況”的量化準則。同時表明，在3維葉片環境下，基元葉柵設計結果僅是參考，需謹慎使用。

3 端壁處理

葉輪機流動受端壁區附面層影響而復雜化，并嚴重影響性能。因此，多年來關于其流動機理和調控措施層出不窮、演繹不斷。其中不乏出現了處理機匣、非軸對稱端壁等發揮過作用的技術。然而，這些技術是否具有端區處理的全局性呢？首先，如果設計中正確使用了掠、彎技術以改善展向匹配、改善葉尖區流向負荷分配，以及采取合理的流向負荷分布，那么，風扇/壓氣機裕度可能在不采取復雜的處理機匣技術情況下而得到保證；其次，非軸對稱端壁著重控制端壁橫向二次流，并未從原理上抑制更為有害的角區附面層交匯和堆積，如果能有效控制角區附面層交匯和堆積，則可能不需要非軸對稱端壁技術。

針對這方面，外流領域給予了很好啟示：翼/身融合以及潛望塔/船身融合技術以類似倒圓的方式成功地降低了飛行器和潛艇的阻力。究其實質是很好地處理了2個固壁附面層交匯問題。葉片/端壁交匯角區也是固有存在，且由于吸力面附面層的主導地位，吸力面角區通常會發生分離，形成氣動堵塞，造成氣動損失。那么，能否類似外流所做實施葉身/端壁融合設計？在此設想下，基于角區附面層為葉表、端壁附面層交匯的物理認識和二面角定義，文獻[12]建立了角區等效附面層模型，如圖9所示，并由此得出：（1）二面角越小，等效2維附面層越易分離，角區越易分離；（2）二面角沿流向遞減才有可能發生角區分離；二面角變化梯度絕對值越大，角區越容易分離；二面角較小區域，可承受的二面角流向變化梯度較??；（3）控制二面角的空間范圍以附面層厚度尺度為基準等結論。繼而指出二面角原理的3種應用方式如圖10所示。在此基礎上，文獻[15]進一步提出葉輪機葉身/端壁融合設計技術（簡寫為BBEW技術），并以業界公知具有根部角區分離的NASA67轉葉為例，初步數值驗證了該技術在全工況范圍內的有效性[16]。實施該技術的端區葉片外貌、等熵效率特性對比和尾緣近輪轂處的極限流線比對分別如圖11～13所示。而從國外葉輪機CFD軟件功能及部分葉輪機實體照片如圖14所示，或許國外已將此作為秘而不宣的技術，唯獨尚不清楚是否理論上將倒圓和BBEW區分開來。

圖9 角區附面層等效模型

圖10 二面角原理的3種應用方式

圖11 原型與BBEW改型端區葉片外貌

圖12 等熵效率特性對比（地面）

圖13 NASA67尾緣近輪轂處的極限流線對比

圖14 EJ200第1級壓氣機根部（葉片與端壁連接曲面曲率存在流向變化）

值得說明的是：葉身/端壁融合（BBEW）技術與彎葉片、倒圓（fillet）2類技術有本質區別。首先，彎葉片技術強調靠葉片力控制壓力梯度繼而控制二次流，而BBEW基于二面角原理，主要控制附面層交匯導致分離的趨向；彎葉片通過周向位移葉片基元來實現，BBEW則是沿交匯區以不同曲率半徑曲面銜接葉片與端壁，可協調調節二面角流向分布；BBEW強調區分端區和主流區間流動控制機理的差異，具有明確的實施尺度范圍準則，即最小曲率半徑在當地附面層厚度尺度。對比倒圓，BBEW沿流向最小曲率半徑變化，出發點是調控流動，而倒圓一般沿葉片周長曲率半徑不變且出發點是避免應力集中、增強強度。盡管近年來國內外正在關注倒圓影響，并已經發現其于氣動性能的損益[17-18]，但尚未形成具有理論指引的主動應用。尤其是前緣倒圓、彎葉片、非軸對稱端壁的綜合利用技術[19-20]以及BBEW所帶來的根區結構增強讓研究者們更加堅信：BBEW可廣泛應用各類型葉輪機，是高負荷葉輪機葉片3維造型的1個必然方面。對此，下一步的問題是，如何實現端區全3維曲面造型與現有設計過程結合，形成完美構造端區流動曲率的全3維端區處理技術。

4 精細化設計

當今高性能葉輪機研制面臨下述局面：工況指標和學科性能指標漸多、設計參數數目日漸龐雜，這內在地要求高性能葉輪機設計必須走向精細化設計之路。

基于反問題方法開展設計一直是嘗試精細化設計的重要努力。在通流設計取得成功之后，研究者陸續開展了葉柵反設計、3維葉片反設計研究，其中Drela[21]的葉柵反設計方法、Dang[22]的滲透壁面3維反方法取得了較大進展，能夠實現以給定壓強分布為目標的葉柵、葉片設計。然而，應用這類反問題方法又面臨如何給出合理流向、展向壓強分布的現實問題。對此，一些研究者試圖對壓強分布進行參數化，通過遍歷各種壓強分布而篩選工程可用的設計方案。這無異于把幾何參數優化（正問題優化）問題替代為氣動參數優化（反問題優化）問題。這個意義上看，給定性能目標而直接快速求出3維葉片幾何這類純粹反問題或許永遠無解，而反問題優化則與正問題優化殊途同歸了，顯現不出任何反問題方法的優勢。3維反問題方法因而呈現停滯不前的局面。

另一方面，回顧迄今為止的設計過程，可以發現，調整進出口構造角（或攻角和落后角）、厚度分布、展向積疊等參數形成3維葉片并經CFD分析驗算的人工優化模式依然是主流，并且一直為有經驗的設計師所依賴。然而，在尋求更優結果的精細設計過程中，這種方法越來越顯現局限：設計參數偏少，人為選擇難以遍歷設計參數空間，工作量大、周期長。因此，針對高性能葉輪機，依靠計算機優化進行精細化設計是必然趨勢。但是，常規優化方法，如遺傳算法、響應面法、模擬退火法及古典梯度法等，其優化工作量隨參數數目呈幾何級數或指數型增長，與精細化設計需要參數眾多的特點具有內在矛盾性。計算量不隨參數數目變化的優化方法因而成為精細化設計技術發展的重要突破口。

伴隨（Adjoint）方法[23-24]正是這樣的方法：針對微分方程控制的優化問題，伴隨方法只需求解1套控制方程及1套規模相同的伴隨方程就能求出目標函數對任意參數的導數，從而實現計算量與設計變量數目近乎無關。與此同時，如果把給定壓強分布作為目標函數，使用伴隨方法也可以獲得通常所說的反問題解，能夠實現正問題優化與反問題解的完美統一。

伴隨方法的上述優勢使其一經提出便備受重視，直到今天仍是發展重點。例如，歐盟第7框架計劃已經安排aboutFLOW項目，到2016年底前，學術、工程化、企業齊頭并進、互相支撐，系統開展Adjoint方法的前瞻研究與工程開發、應用。在內流領域，歷經1990年代以后Ioll[25]、Liu[26]、He[27]的發展，終于實現了多排葉輪機伴隨優化，并正向多學科優化方向努力[28]，取得了較好效果。在國內，西交大、北航、北理工均開展了葉輪機伴隨優化研究工作，其中北理工已初步實現多排葉輪機氣動優化[29-30]。在最近針對5級壓氣機的優化工作中，通過多級環境下僅優化修改第1級靜葉，在已完成人工優化設計基礎上實現0.5個百分點的效率收益，5級壓氣機優化前后結果其流場對比如圖15所示。

圖15 5級壓氣機優化前后結果

針對精細化設計，伴隨方法具有如此優勢，那么后續發展方向是什么？（1）鑒于參數化方法直接決定優化結果，應深入開展葉輪機3維葉片參數化方法研究；（2）伴隨方法本質上是梯度方法，因而其優化結果具有局域性，通過初值和參數域界定或結合其它優化方法確保解的全局性是重要工作；（3）面向實施非定常設計以綜合解決氣動/氣彈/噪聲問題，需要開發非定常伴隨方法；（4）目前伴隨方法僅針對幾何參數，面向更廣泛的氣動設計，需要至少以氣動參數約束方式實現包含放氣、吹吸氣、排間靜壓分布、環量分布等在內的氣動參數優化；最后，隨著應用漸多，會積累諸如“假解”等新問題，需要不斷完善并積累使用經驗。

綜上所述，面對伴隨方法計算量與設計變量數目幾乎無關的性質以及葉輪機日益復雜精細導致常規優化方法很難滿足需求的現狀，需要國家拿出國外長期支持CFD發展的決心支持伴隨方法研究。果能如此，我國葉輪機技術將能實現重要進步。

5 全局觀念

鑒于流動的復雜性，在葉輪機發展史上，曾不得已歷經各種簡化、分解研究，積累了關于流向/展向負荷分配和間隙泄漏、二次流動、角區分離等現象的豐富認識與調控經驗，促進了葉輪機技術飛速發展。但也因此落入割裂全局聯系的思維慣式，缺乏3維空間、非定常流動以及細節關聯等全局觀念，成為繼續提升葉輪機技術水平的重要障礙。

5.1 3維空間觀念

葉輪機發展史上，無論是將其復雜3維流動分解成S1、S2流面族，還是將3維葉片成型分解為系列基元葉柵展向積疊，均支撐取得了巨大成功。然而，久而久之，以2維觀念割裂地看待葉輪機3維空間成為思維慣式，體現為常常忽視S1與S2流線曲率關聯、忽視基元葉柵流管厚度流向變化。

實際上，葉輪機流動表現為全3維流線曲率控制，葉輪機設計即是3維流線曲率的設計。而鑒于直接3維曲率設計的困難，以往是在S2通流設計和基元葉柵設計中分別進行的。其中，S2通流設計中如實體現了流線曲率控制；在基元葉柵方面，則仿效外流翼型并或許結合流通面積監控，流線曲率影響卻時常得不到主動考慮。更嚴重的是：很少主動以基元葉柵與子午流動關聯為出發點尋求更優性能。以超跨聲轉葉尖部為例，子午流線曲率如圖16所示，通常，我們仿照國外先例采取斜壁機匣，并且理解為這樣的進出口密流比會降低損失。不錯，但許多情況下這僅是原因之一，僅掌握這一點可能無法實現斜壁機匣的完美效果：近尾緣附近如果再存在恰當的流線大曲率折轉，則尖區可能等效于通過流線曲率所產生的離心力場被“拖”在低背壓工況，從而達到類似前掠的裕度拓寬效果。因此，緊密關聯S1與S2流線曲率才能更好掌控全3維流動。前面述及的葉身/端壁融合技術雖是關注角區附面層的產物，卻可能是葉片3維流線曲率設計的新開端。

圖16 子午流線曲率

忽視基元葉柵流管厚度流向變化是缺乏3維空間觀念的另一表現?；~柵設計在2維空間進行，使人們容易關注柵向寬度流向變化而忽視基元葉柵流管厚度流向變化的影響。這導致對輪轂修型等技術的誤解以及延誤了初始葉柵（葉片）的恰當設計篩選。

對比輪轂修型技術效果如圖17所示。對于該技術，曾經被認為直接來源于外流中“跨聲面積律”，但卻根本不同。實際上，它多見用于轉葉根部，而這一區域常是為滿足強度要求而使用大厚度葉型的區域，但大厚度葉型的使用導致葉柵柵距沿流向經歷先收后擴，這對于根區亞聲擴壓過程極為不利，結合流線曲率變化、徑向平衡會導致其它區域流動分離，如圖17 （b）所示錐形輪轂情形。既然由于結構強度要求而產生的收擴通道問題在回轉面內無法解決，那么仍可以向展向(基元流管厚度方向)要空間：只要就根部流管而言，其流通面積（近似為當地柵距×當地流管厚度）沿流向單調擴張即可。以此為出發點，輪轂下凹位置與深度就有了基本參考。

圖17 輪轂修型技術

當前渦輪葉片設計也存在忽視基元流管厚度變化的現象：在系列圓柱回轉面上生成葉型繼而插值形成3維葉片。子午流道擴張小情況下，這種作法有足夠的精度，而一旦存在較大子午流道擴張，這種方法將導致葉型關鍵設計參數選取存在較大偏差，尤其對于給定設計流量的超跨聲渦輪，從而會延誤初始葉柵（葉片）的恰當設計篩選。

關注S1與S2流線曲率關聯、關注基元葉柵流管厚度流向變化，真正建立全3維觀念是鞏固和發展葉輪機技術的基本要求。

5.2 非定常流動觀念

隨葉輪機負荷、結構、壽命、噪聲等綜合性能要求日漸苛刻，定常流動理論和設計方法愈加顯現局限。這種背景下，遵循學科內在發展規律，回歸非定常流動觀念，實施非定常設計成為葉輪機領域研究熱點，并主要體現在2個方面：（1）基元葉柵非定常設計；（2）全3維葉片非定常設計。

針對前者，首先最受關注的是排間間距影響，其中，關于氣動性能影響的研究存在截然相反的結論：以Tan[31]等為代表的“縮短間距降低損失”，以Dawes[32]等代表的“縮短軸向間距使流動非定常性增強而增加損失”，這意味著氣動上存在最佳排間間距，而綜合振動、噪聲、流動穩定（多喉道問題）因素建立間距選擇經驗關系更顯重要，盡管未見公開文獻述及，但現實的工程實踐表明，國外已經建立了這樣的經驗。1990年代中期后，葉柵非定常設計又出現2個重要新進展，即先后發現的“沉寂效應”（Calming Effects）[33-34]和“時序效應”（Clocking Effects）[35-36]，已經獲得證實均能帶來氣動效率收益。進入21世紀初，研究者更關注如何利用葉輪機流動固有非定常屬性提高葉輪機性能[37]，提出了非定常自然流型、耦合流型概念[38]?；谏鲜鲞M步，文獻[39]將這些反映和利用非定常流動環境的基元葉柵設計技術總稱為非定常流型技術。

圖18 緣線匹配概念

圖19 LEAP-X發動機高壓渦輪轉葉

針對全3維葉片非定常設計，2003年，文獻[40]提出了緣線匹配技術，如圖18所示。該技術以先前定常設計體系忽略了非定常流動相位展向匹配這一缺陷為突破口，以協調葉輪機相鄰葉片前、尾緣線空間相對位置為手段，尋求氣動、氣彈/振動性能、氣動噪聲及渦輪熱環境管理多目標優化。初步的數值研究[41-42]表明：盡管由于轉捩、湍流模型等不確定性因素而未見氣動性能收益，但不同緣線匹配確實導致葉片所受激振力、氣流脈動動能產生很大差別，對應能夠帶來強迫振動和噪聲抑制收益。值得關注，最近發布的CFM公司LEAP-X發動機新聞和宣傳片中宣布，其高壓渦輪采用了新型抑振技術，結合公布的高壓渦輪轉葉（如圖19所示），無論從前面還是側面看，其葉片均呈現S型，具有緣線匹配的典型外在特征。由此可以推斷，其高壓渦輪級已采用了緣線匹配技術。實際上，非定常流型技術是2維層面的，必須經過展向積疊而成為高效葉片技術，這等同于“非定常流型必須通過緣線匹配而對實際葉片設計產生作用”。不僅如此，緣線匹配還能調節各展向非定常流型所獲效益達到最佳。例如，3維時序效益最大化研究[43]表明：緣線匹配指導下，一直以來3維比2維時序效益低的局面得到根本改變，3維時序效益大大提高。

非定常流型、緣線匹配是葉輪機非定常設計的標志性技術，其中緣線匹配處主導地位：非定常流型最終總要通過緣線匹配實踐應用，并由緣線匹配保障其實施效果。因此，深入研究、善用非定常設計，秉持非定常流動觀念，實現向非定常流動要綜合“效益”而非單獨氣動“效率”,可能帶來新的突破。

5.3 細節關聯觀念

工程實際中，全3維葉片還存在諸如葉尖間隙、排間間隙等不可忽視的細節結構，它們對于葉片性能影響是全方位的，因此，全3維葉片設計中必須全局地緊密關聯這些細節因素。

葉尖間隙聯通葉片壓力面和吸力面，壓差直接驅動葉尖泄漏流動，分析和利用其對全3維流動影響需要關聯如下幾個因素：（1）主流負荷分布對泄漏影響；（2）泄漏流動改變主流流動路徑繼而改變尖區做功能力；（3）泄漏流動與主流的摻混損失；（4）泄漏流動對于角區附面層的吹除作用，等等。文獻[5]借鑒Denton泄漏模型詳細分析了葉尖負荷分布對泄漏量、泄漏損失影響，指出尖區后加載能降低葉尖泄漏。考慮近失速工況，如能使負荷仍然偏向下游，則失速將被推遲，葉尖泄漏影響能得到約束。尖部前掠改善性能主要源于此機制，改善葉尖泄漏的尖區壓強分布如圖20所示，接近原型失速工況背壓時，原型尖區最大壓差處在前緣，而前掠改型的最大壓差點仍在40%弦長左右，這大大改善了尖區性能。尖部片削是關聯上述（1）～（3）因素全面改善葉尖性能的尖區處理技術（如圖21所示），片削使跨葉尖壓差降低而減少泄漏，減小摻混損失；尖區加功量降低，使整個葉尖損失所占份額降低；尖區葉片變薄使間隙內損失降低；泄漏流動吹除角區附面層使激波附面層干擾減弱—轉葉帶箍的弱點在于：沒了葉尖間隙流動，激波、附面層干擾主導惡化了整個性能。

圖20 改善葉尖泄漏的尖區壓強分布(90%展高)

圖21 尖區流動控制及葉片抑振的尖削技術

排間泄漏是另一個廣泛存在于轉、靜間卻常被忽視的關鍵細節。葉輪機設計中，通常會要求通流幾何光滑，然而由于排間泄漏的存在，采取間斷端壁或是更好的選擇，如圖22所示，在光滑端壁情形中，排間泄漏導致主流受到排擠，根區氣流參數發生不利于下排葉片的變化；而在間斷端壁情形，排間泄漏引入的氣動堵塞由下壓下游端壁得以考慮，主流則以幾乎不受排間泄漏干擾方式流經下游葉排。建立排間泄漏流量、對下游葉片攻角修正等的經驗關系是合理確定間斷尺寸、恰當關聯全3維葉片造型的關鍵。

圖22 排間泄漏

總而言之，葉輪機發展至今，新理論、新方法、新技術已經愈來愈有限，而緊密的細節關聯、全局的綜合與折衷卻愈來愈重要，由此形成的設計結果也愈來愈顯現出跨越性、變革性。近年來CFM公司研發的LEAP-X發動機高壓壓氣機就是這樣的典型案例，其轉葉外形如圖23所示，在全面綜合基元葉柵、掠彎積疊、端區處理等方面成果后，其葉片所顯現的全3維性前所未有。

圖23 LEAP-X高壓壓氣機轉葉外形

6 結束語

歷經近百年努力，葉輪機技術飛速發展并日臻成熟，業內研究者和從業者的疑慮卻愈來愈重：葉輪機技術未來路在何方？

作為拋磚引玉，針對葉輪機全3維葉片技術，本文從關于葉輪機流動的物理直感出發，逐一分解梳理出基元葉柵、展向積疊、端區處理、精細化設計等方面所面臨的基本問題，指出全3維葉片技術未來發展的重要方向之一：全面綜合最大折轉亞聲葉柵、允許分離超聲速葉柵、弱化激波葉柵、掠彎參數化積疊、葉身/端壁融合等基礎研究成果并結合伴隨方法進行精細化設計的負荷最大化技術，再輔以3維空間、非定常流動、細節關聯等全局觀念下派生的技術。未來全3維葉片將是高效、光滑控制3維空間流線曲率的形狀。

梳理文中不難發現，關于高性能葉輪機技術，從來不缺乏問題牽引，也不乏創新思想，該做的不是簡單跟蹤國外的各種先進概念，而是以實際問題為牽引夯實體現為機理認識、數據庫、工具和規程的工作基礎，在此基礎上進一步深入研究，一定會有扎實的自主創新。期盼這些能成為促進業界發展的新動力。

致謝

本文是多年從事葉輪機工作的心得，但凡事總有來處，很多學術思想來自于師長的傳授、同行朋友的傾心交流，不敢貪得，在此向他們表示誠摯感謝。同時，盼望能夠發揮個體及團隊智慧，共同促進航空發動機/地面燃氣輪機發展。

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Trend of Full Three-dimensional Blading Techniques for High Performance Turbomachinery

JI Lu-cheng
（School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China）

High performance turbomachinery is essential to advance the development of aeroengine and industry gas turbine.In order to clarify its problems and trends,some main aspects of full three-dimensional blading techniques were presented,including cascade elements,spanwise stacking,endwall treatment,detail design and global view point,etc. An important research direction was pointed out,which integrates the research results in subsonic cascade with high turning angle, supersonic cascade with limited separation,reduced shock cascade,spanwise stacking with sweep and bow,blended blade and endwall, and detailed design with adjoint optimization,and again combined with techniques derived from global viewpoint about unsteady threedimensional turbomachinery flow.In order to seek good control,full three-dimensional streamline curvature would be the focus of blade design in the future.

full three-dimensional blade;turbomachinery;adjoint method;endwall treatment;blended blade and endwall;edge matching

季路成（1970），男，教授，博士生導師，研究方向為航空發動機能源動力和流體力學。

國家自然科學基金（51176012、51006100）資助

2013-04-10