航空發動機2級風扇的數值研究

E.U.盧列夫斯基，D.A.普拉庫西，V.I.畢思敏，U.A.克瓦沙

（伊夫琴科－前進設計局，烏克蘭扎波羅熱）

程 燕，鄭 寧，譯

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

航空發動機2級風扇的數值研究

E.U.盧列夫斯基，D.A.普拉庫西，V.I.畢思敏，U.A.克瓦沙

（伊夫琴科－前進設計局，烏克蘭扎波羅熱）

程 燕，鄭 寧，譯

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

運用A N SY S CFX11.0和home-code程 序對A I222發動機 風扇 流路氣 動參數 進行 了3維CFD(Computational Fluid D ynamics)計算；通過3維建模，實現了風扇主要積分特性和局部參數計算。通過與風扇進行大量試驗結果的對比，驗證了計算結果，并找出了產生差別的原因，得到了風扇總特性以及氣流徑向參數的計算值與試驗值的吻合度。結果表明：通過運用3維建模計算方法簡化了風扇設計過程，縮短了風扇從設計到試驗的時間，降低了航空發動機部件的設計成本。

風扇；試驗；3維模型；氣動參數；計算流體力學；A I222發動機

0 引言

目前，在工業領域進行新產品設計研發時，如何在最短時間內將其投向市場成為產品占領行業先機的關鍵，但是設計周期的縮短不應影響產品的質量和效果。傳統的試驗研究驗證設計質量的方法雖能取得一定成果，但會消耗巨大的材料成本。近年來，出現了由傳統準2維葉片機計算方法向3維流體模型計算方法的轉變。計算機輔助技術 （Computer-AidedEngineering，CAE）在設計過程中得到廣泛應用，可以在最短的周期內完成任何結構形式的航空發動機的設計工作。

對于航空發動機及其部件的氣動流體設計來說，在方案設計階段采用CAE手段的計算流體力學方法（Computational Fluid Dynamics，CFD）是非常可靠和有效的，并作為在大量潛在方案中選取適合方案的工具。盡管如此，CFD計算結果仍有不準確之處，特別是在預測氣動參數的絕對值時可信度不高。所以，對其進行檢驗校核具有重要意義。

本文選取AI222-25發動機風扇為研究對象進行3維計算試驗。通過3維建模，將得到的風扇試驗件的計算值與試驗值進行了對比分析。

1 研究對象

以AI222-25發動機風扇為研究對象，在3維氣動計算過程中綜合使用了ANSYS CFX 11.0和“烏克蘭科學院與航天技術研究院工程力學研究所”的home-code程序，流體控制方程使用雷諾平均的Navie-stocs方程和標準k-ε 紊流模型。固體表面的邊界條件是以壁面函數的方法給定，主要方程的差分是在有限體積法的基礎上獲得并在計算網格上進行記錄。通過MLU[5]對數記錄來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階精度校準基礎上完成的，在求解過程中利用時間步作為松弛系數得到確定的解。

2 試驗說明

在AI222-25發動機研制過程中，將壓氣機在整機上進行臺架試車。在風扇進、出口和工作輪后進行測量，試驗的第1階段確定了風扇的總特性；為了進一步對風扇特性進行優化，第2階段研究了風扇出口以及各級工作輪后氣流的徑向和軸向參數變化。

對風扇流路沿葉高測量了以下參數：（1） 用測試裝置測量進口空氣流量；（2） 用帶有遠距控制下移和旋轉機構的楔形測壓和測溫管測量第1、2級工作輪后和風扇出口的氣流速度和方向；（3）用布置在第1、2級導向葉片上的傳感器測量其工作輪后的總壓和總溫；（4） 用徑向布置的梳狀管測量風扇出口總壓和總溫；（5）用耙子測量風扇出口的周向總壓場。

通過不斷更換尾噴管的方式對外涵節流進行了一系列整機試驗，得到了風扇的試驗特性。采用發動機特種試驗調節外涵尾噴管面積的方式，得到換算轉速60%的特性線。

在流路的任意區域用楔形測壓測溫管進行測量，遙控控制管子向下移動和旋轉。試驗測量了風扇后參數和第1、2級工作輪后的參數，如圖1所示。

采用第1、2級工作輪后的熱力參數來測量沿工作狀態線（點2－3）以及沿風扇特性線（點2－1）。相比于具體數值，氣流角的試驗曲線關系在很大程度上帶來了更有價值的信息，從技術上準確地將測試管與發動機軸線的方向重合。

圖1 試驗方案

3 3維建模

采用ANSYSCFX11.03維氣動計算軟件和“烏克蘭科學院與航天技術研究院工程力學研究所”的home-code 3D calc程序建模。計算區域劃分如圖2所示。

圖2 計算區域劃分

從圖2中可見，ANSYS CFX 11.0將計算區域劃分為5部分：第1、2級工作輪為R1、R2區域；

表1 計算網格數據

給定進口邊界條件分別是總溫為288.15 K，總壓為1個標準大氣壓，子午平面速度矢量投影和風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）所在區域有較小的坡度；反壓為坡度較大特性。設定了轉子轉速、相對于零間隙工作輪葉片的外緣滑移、過程的絕熱性、周向的周期條件。計算區域的邊界通過“Stage”界面實現，在這一過程中氣流參數在周向上平均。

在計算過程中設定工作介質為理想燃氣，在雷諾數學積分方程基礎上建立分析內部流體，并采用k-ε紊流模型來解方程。壓氣機計算模型如圖3所示。

圖3 計算模型

在對航空渦扇發動機風扇的氣流紊流進行3維數學建模時采用烏克蘭科學院與航天技術研究院工程力學研究所的3D calc代碼CFD程序。該代碼早期曾用于壓氣機不同級上葉排的3維流體計算[1-4]。

在CFD的3D calc代碼內實現了在正交曲線坐標內流體的數學模型方程，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為時間；ρ為密度；p為壓力；μ=μt+μl為紊流和分子總黏性系數；λ=-2μ/3；Fi為外力矢量逆變分量；qi為曲線坐標；giγ為張量；Γkγi為象征；k為紊流的運動能量。

能量方程為

式中：i*=CpT+V2/2，Cp為壓力不變時燃氣的熱容；T為溫度；κ 為導熱系數。。

κ-ε紊流模型標準方程為

其中，

式中：ε為運動能量消散速度；μef.k=μt;μef.ε=μt/1,3;C1= 1,44；C2=1,92。

氣流速度逆變分量在對流和擴散項表述成無向量，即

差分方程（1）～（5）在有限體積法基礎上得出，并記錄在計算網上。差分逼近法的階次的提高通過MLU[5]記錄對流項。

主方程的離散完全建立在隱性時間上，但是在解上述差分方程時用松弛系數來找出確定解。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（時間步進作為松弛系數），而解方程（1）、（3）采用較低松弛的線性掃描方法。

單獨的壓氣機葉排邊界條件按在進口表面、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沿流道高度的平均分布形成，并在絕對運動中給出所有參數。在計算域的側表面到葉間流道進口、出口之后采用的是所有氣流參數的周期性條件。

如果是多級壓氣機，則在進口給定總壓、滯止溫度、氣流角和紊流參數沿流道高度的分布；在壓氣機出口給定靜壓。

風扇葉排流體計算在H型均勻計算網格內完成，一部分與葉排間間隙重合。每個網格包含20× 20×50（分別對應葉片槽道的長寬高）節點。

4 計算與試驗結果的對比

對壓氣機特性進行了大量詳細地計算，研究了從nпр=0.4、1.0之間的工作狀態。根據3維建模結果得出了總增壓比和效率與空氣流量的關系。積分參數如圖4、5所示。

圖4 總增壓比與空氣流量的關系

圖5 效率與空氣流量的關系

在點1～3上沿流路半徑分布的絕對參數如圖6～9所示。

圖6 第1、2狀態點上第1、2級風扇后換算總壓沿高度的分布

從圖6中可見，試驗中測得的第1、2級風扇后換算 總 壓 沿 葉 高 的 分 布 ， 使 用ANSYS CFX 11.0和home-code 3D Calc程序計算的第1、2狀態點的數據。

在第2、3狀態點上第1、2級風扇后的換算總壓沿 葉 高 分 布 ， 試 驗 測 試 值 和ANSYS CFX 11.0和home-code 3D Calc3維計算值如圖7所示。

圖7 第2、3狀態點上第1、2級風扇后換算總壓沿高度的分布

從圖6、7中可見，在第1～3狀態點上第1級后的壓力分布計算值與試驗測量值差別不大于0.1 kg/cm2。因測量設備結構原因無法直接測量壁面參數，所以計算曲線葉尖部位壓力的顯著阻塞在試驗中是不存在的。第2級后差別比第1級后略大，第1、3狀態點分別達到了0.2、0.5 kg/cm2，計算值與測量值差別不大。第1、2狀態點上第1、2級后的換算總溫沿葉高的分布如圖8所示。

圖8 第1、2狀態點上第1、2級后的換算總溫沿高度的分布

在第2、3狀態點上第1、2級后的換算總溫沿葉高的分布如圖9所示。

從圖8、9中可見，在1～3狀態點上計算的換算總溫與試驗值吻合度較高。第1級后在平均半徑位置，所有點上的差值不超過2-х℃。葉尖位置的試驗特性表明其溫度上升較計算值非常明顯。對于第2、3狀態點差別在7～10℃。計算特性表明，在輪轂部位的溫度上升也有2～3℃，該情況在試驗時沒有發現。

圖9 第2、3狀態點上第1、2級后的換算總溫沿高度的分布

第2級后的計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℃，試驗值也表明從輪轂到葉尖平緩并波動的溫度升高。葉尖部位的溫度差達到10℃。葉尖的溫升試驗數據表明，相比計算結果，在近壁區域實際上發現了更高的溫度損失。在特性線的其他區域，計算溫度值比試驗值高2～3℃。所以，積分計算特性與試驗值相近。

5 結束語

根據對計算結果的分析以及計算與試驗的對比可知，壓氣機積分特性顯示出在nприв=0.4～0.9范圍內與試驗特性具有非常好的吻合，與試驗值最大相差2.5%。在轉速nприв=0.9～1.0范圍內，特性線縱向與試驗值有較高的吻合度。總壓和總溫在流路不同截面上的絕對值表明其與試驗值有較好的吻合。

計算與試驗測量結果的差別在很大程度上是由于計算模型的不完善，如假設在模型中工質為理想燃氣，沒考慮工作輪與壓氣機機匣之間的間隙，沒考慮壓氣機流路細節。

在3維程序中可實現壓氣機主要積分特性和局部參數的計算。CFD計算是先進的氣動研究手段，可以在很短的時間內進行壓氣機的設計，省去了一些建模的中間過程，可以使相對成熟的結構方案直接進入試驗階段，在新的壓氣機設計以及現有壓氣機改進的過程中將技術風險降至最低。

[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，主要從事壓氣機性能設計與試驗研究工作；E-mail:035011@zmkb.com。

E.U.盧列夫斯基，D.A.普拉庫西，V.I.畢思敏，等.航空發動機第2級風扇的數學研究[J].航空發動機，2014,40（4）:20-24.RublevskiyE U, PlakuschiyDA,PismennyVI,et al.Numerical analysis on twostage fan ofaeroengine[J].Aeroengine，2014,40（4）20-24.