航空發動機風扇/壓氣機技術發展的若干問題與思考

劉永泉*,劉太秋季路成

1.中航工業沈陽發動機設計研究所,沈陽 110015 2.北京理工大學 宇航學院,北京 100081

目前,增強國防實力、破解安全困局以及提升工業基礎、優化經濟產業結構等已成為國家重大需求。而航空發動機作為戰略高技術行業,卻受到發達國家技術封鎖。依托于強大的經濟實力,我國軍民航空發動機科技及其產業正在迎來千載難逢的發展機遇。面對這一令當代國外航空人不敢奢望的重大機遇,國內航空發動機業界是否做好了充分準備?望發達國家發展慣勢,如何發揮后發優勢；深刻內省自身不足,如何拾遺補缺、拓展提高；催動內生創新,如何適應自身特點形成核心競爭力?對這些問題如不能給出清晰的解決思路并付諸實施,將可能痛失發展機遇,對航空產業生存乃至國家安全、經濟與社會發展貽患巨大。

為此,本文針對航空發動機核心部件——風扇/壓氣機的國際發展趨勢以及國內發展現狀與存在的問題,給出其后續發展的方向、思路和重點。希冀能為我國軍民航空發動機科技進一步發展提供參考。

1 發展狀況

歷經70余年,伴隨飛機及其發動機動力發展,作為航空發動機核心部件,風扇/壓氣機技術一直是各國不遺余力發展的重點,已經取得輝煌成就并正在穩步發展[1-4],整體發展狀況可從幾個方面清晰展現,如圖1所示[5]。

1.1 設計方法體系發展

Navier-Stokes方程是描述風扇/壓氣機內部流動的基本物理模型,但鑒于有關流動機理認識的階段性以及相關技術支撐發展滯后,應對現實需求,在不同時期,研究者不得不對Navier-Stokes方程進行假設、簡化,見圖2,形成了從一維、二維、準三維設計乃至基于全三維定常/非定常流動分析與優化等精細層次各異的設計方法,完成了從不能考慮葉片扭向變化、采用簡單典型葉型、簡單展向積疊向通流理論支撐、全三維葉片生成、多級全三維定常/非定常流動分析、各種優化方法以及氣動彈性和氣動噪聲等多學科支撐的設計體系的轉變。尤其是近10年來,隨著伴隨優化方法的出現[6-8],其優化工作量不隨設計參數數目改變的優勢使得多級風扇/壓氣機精細化設計日趨成為現實,羅爾斯-羅伊斯(R.R)等國外發動機大公司已將其作為設計體系的主要部分,見圖3[9],彌補了原有設計體系三維階段對人為因素的依賴,這被認為是十多年來風扇/壓氣機設計體系最重要的發展。事實上,伴隨著試驗數據和機理認識的豐富積累,風扇/壓氣機設計體系一直處于不斷發展完善中。正因為此,過去半個多世紀中,出現了J79、F404、F110、F119、EJ200、Aπ-31Φ、RB119、GENX 等先進軍民航空發動機,風扇/壓氣機設計技術呈現長足進展。

圖1 飛機、動力及其葉輪機發展[5]Fig.1 Development of aircraft,engine and turbine[5]

圖2 設計方法與工具體系發展Fig.2 Development of design methods and tools

圖3 R.R公司伴隨優化設計體系[9]Fig.3 Adjoint optimization design system of R.R[9]

1.2 設計理念與思路轉變

風扇/壓氣機的發展歷程中,隨著關于流動機理、性能特征認識的豐富積累,其設計理念與思路也發生了重大轉變。

1)從機翼外流到葉片內流的轉變

早期,研究者注重風扇/壓氣機與機翼的相似性,設計中也曾主要借鑒機翼翼型,但研究者逐漸注意到風扇/壓氣機內部流動與機翼外流的根本差異:機翼外流是單邊曲率影響下的無限空間內流動,而風扇/壓氣機內部流動是受限空間、多邊曲率影響下具有流向/徑向強壓力梯度、固有非定常性(熱功交換)的流動。這種認識上的重大轉變使風扇/壓氣機設計思路與飛機機翼分道揚鑣,形成了給定流量下合理分配流向與展向加功量、精細組織流動曲率、關注向心力場平衡、控制流動擴壓度的設計思路,并體現為負荷系數、擴壓因子(或D因子,或最大靜壓升系數)、損失系數、落后角等獨特設計準則參數,已經與外流機翼設計思路、方法完全分野,自成一體。

2)葉片氣動外形的轉變

葉片氣動外形發展歷程中在兩個層次上出現了三大變化。在基元葉柵層面,見圖4[10],從開始仿照機翼選用NACA系列等標準葉型[11],到開發出適應風扇/壓氣機的雙圓弧、多圓弧葉型[12]、任意多項式造型[13]、可控擴散葉型[14]或按需求定制葉型、計算機優化葉型,其構造思路上已經從孤立翼型轉變為精細控制葉型表面壓力梯度以避免附面層增厚分離。與此同時,一方面,延伸葉柵層面上述轉變,也出于耐用性、成本、裕度、可靠性等考慮,葉片設計理念由窄弦、高展弦比向寬弦、低展弦比轉變,見圖5；另一方面,受掠形機翼啟示,葉片展向積疊思路由束縛于展向近直葉片轉變為后掠葉片、前掠葉片,并在深刻認識掠即體現負荷展向匹配后,轉變為根據設計需要而定制復合掠葉片。除此之外,隨著葉身融合、前緣邊條葉片等應對端區葉表/端壁附面層交匯和來流附面層扭曲問題的技術措施出現,整個三維葉片發展呈現由第1、2代三維葉片向第3代三維葉片的轉變[15],見圖6。值得一提的是,對于高負荷風扇/壓氣機,在高密流比、掠彎積疊情形下,強的三維效應使得基元葉柵(葉型)研究的工程適用性大打折扣。

圖4 葉型發展改自文獻[10]Fig.4 Blade profile development(modified from Ref.[10])

圖5 三維葉片發展Fig.5 Development of 3D blades

圖6 3代三維葉片發展特征[15]Fig.6 Development features of three generations’3D blades[15]

3)來流速度選擇的轉變

來流速度是風扇/壓氣機初始設計時必須作出選擇的框架基礎參數。為提高航空發動機性能,業內在提高通流來流速度、葉片基元來流速度兩方面做出了努力,并出現了思路轉變。首先,為減小發動機迎風面積和重量,起初通流速度是不斷提高的,但最后認識到最高的通流馬赫數在0.65～0.70之間,再高則易使葉片通道發生堵塞、效率低下；而公開發表的文獻中,為降低進氣道損失而增加通流速度至超聲速的努力卻因工程實用風扇本身設計難度而不了了之。在提高葉片基元來流速度方面,初期超聲速進氣的嘗試大多因馬赫數高導致激波誘導附面層分離而失敗,卻形成了最高法向馬赫數不要超過Pearcy準則數1.27、合理組織激波結構可在約束損失弊端情況下利用激波增壓優勢、帶箍轉葉尖部/靜葉根部不要超聲等理念,該理念還直接促成獲得了激波曲面三維性的認識,并設想通過類似機翼后掠而消除激波損失及其誘導附面層分離[16],但其嘗試終因忽視了旋轉內流與外流間的本質差別而失敗,然而卻為后來的超跨聲速、復合彎掠風扇/壓氣機發展奠定了基礎。

時至今日,隨著流動認識加深,上述理念仍在發生著轉變:選取高稠度以允許激波后附面層有限分離,從而使葉片基元來流馬赫數可提高至1.6～1.7[17],通過葉身融合處理弱化或消除角區因激波附面層干擾而產生的分離,從而使轉/靜葉根部可以適當超聲[18]。從高負荷葉片基元來流速度的展向分布來看,經過70年的研究探索和工程實踐,其思路已由展向全亞聲速的亞聲速風扇/壓氣機取向,拓展為首1～2級采用根部至少10%～20%展高保留亞聲速而其余展高為超聲速進氣的跨聲速風扇/壓氣機,展向全部超聲速的超聲速風扇/壓氣機因裕度、效率過低而極少有應用。

4)由局部向全局把握的轉變

風扇/壓氣機設計曾經只重點關注設計轉速、設計點氣動性能等局部問題。如今,伴隨總體認識、實際運行經驗的積累以及航空發動機性能要求的全面提高,風扇/壓氣機設計越來越注重全局把握。主要體現在:

① 由重點關注設計轉速、設計點氣動性能到全面關注整個轉速范圍性能并針對最大推力、巡航等關鍵工況點進行折衷、提升,由關注新機性能到關注壽命期內整體性能水平,出現了考慮運行環境對氣動外形繼而對性能影響的魯棒設計。

② 由早期僅關注氣動外形宏觀參數影響,轉而開始附帶關注粗糙度、倒圓/倒角、輪箍縫隙以及變形等工藝、結構和運行因素影響。

③由孤立關注風扇/壓氣機,轉變為兼顧從推進系統甚至飛機推進系統一體化的高度關注進氣道(彎折管路)、燃燒室對風扇/壓氣機部件的耦合影響,尤其出現了進氣道-風扇耦合分析與設計,使風扇設計更接近實際環境。

④隨著單位軸向尺度下負荷能力需求的提高、降噪需求日益嚴苛,風扇/壓氣機設計還由單獨關注氣動性能,轉變為除此而外愈發關注葉片氣彈特性、噪聲特性以及相應的優化改進設計。

⑤ 風扇/壓氣機技術創新由內生驅動轉向兼顧總體牽引驅動,出現了對應變循環的多流路排氣風扇(核心機驅動風扇),對應間冷(回熱)循環的間冷壓氣機,為滿足大涵道比和降低噪聲要求出現齒驅風扇,為滿足降低陀螺力矩且提高單位軸向長度加功量要求而出現對轉風扇,根據總體需要組合軸流、斜流、離心壓氣機等。

1.3 設計性能指標發展

經過70余年的發展,風扇/壓氣機設計及性能指標已經取得了輝煌進步。主要具體指標如下:

1)級負荷系數(基于葉尖轉速):核心壓氣機級負荷系數由最初不到0.2提高到0.25～0.28之間；軍機風扇/低壓壓氣機級負荷系數實用型號提高到0.25～0.28,預先研究的達到0.28～0.35以上。

2)葉尖轉速:見圖7[19],從最初300 m/s,到最高嘗試600 m/s,最終風扇穩定于450～550 m/s之間,壓氣機則穩定于400 m/s左右。

3)葉尖馬赫數:從20世紀40年代初低于1.0,到20世紀50年代大量嘗試從亞聲速到高馬赫數(1.5～2.5),之后到20世紀60年代又理性回歸到1.2左右,繼而在1970—1990年間再度沖擊1.4～1.8,迄今漸漸穩定在1.3～1.5之間,見圖8[19]。

4)展弦比:葉片展弦比一直在降低,風扇從早期4～5下降到1.2～2.0,壓氣機從早期高達4.5到當代1.0～1.5,見圖9[19]。下降趨勢非常明顯,但隨著氣動彈性評估以及材料、結構進步有略微回升趨勢。

5)D因子:從早期0.3～0.4提高到今天常用的0.5,個別甚至超過0.6。

6)壓比:風扇轉子壓比從早期1.5～2.5之間的各種嘗試到如今慣常選擇1.5～1.8之間,見圖10[19]；壓氣機平均級壓比則從早期1.2左右到如今實用1.3～1.4,先進壓氣機已經達到1.5～1.6,見圖11[2]；風扇/壓氣機總壓比則從早期5左右發展到今天民用、軍用發動機分別達到40、25以上,見圖12[10]。

圖7 葉尖轉速發展歷程[19]Fig.7 Development course of tip speed

圖8 葉尖相對馬赫數發展歷程[19]Fig.8 Development course of relative tip Mach number

圖9 展弦比發展歷程[19]Fig.9 Development course of aspect ratio

圖10 風扇轉子壓比發展歷程[19]Fig.10 Development course of pressure ratio of fan rotor

圖11 壓氣機級壓比發展歷程[2]Fig.11 Development course of pressure ratio of compressor stage[2]

圖12 風扇/壓氣機總壓比發展歷程[10]Fig.12 Development course of total pressure ratio of fan/compressor[10]

圖13 材料與結構變化對風扇/壓氣機影響歷程[10]Fig.13 Influence of materials and structures on fan/compressor[10]

圖14 各類壓氣機工作范圍Fig.14 Work range of several kinds of compressors

7)效率:總體在不斷提高,風扇絕熱效率峰值約從0.80提高到0.86～0.88；壓氣機效率也如此,進步明顯。

8)材料與結構:從早期鋁、鋼材料以及常規葉片、輪盤連接結構,發展至鈦、鎳材料以及整體葉盤結構,使得平均半徑折合轉速從早期250 m/s到今天400 m/s,級平均壓比/溫升從1.2/15℃ 提高到1.6～1.8/45～60℃以上,見圖13[10]。

1.4 氣動熱力學若干疑題

從技術科學角度看,過去70年,雖然風扇/壓氣機取得長足發展并日趨成熟,但相比于飛機設計領域已形成完整的氣動布局理論而言,風扇/壓氣機設計領域尚未形成系統的氣動熱力布局理論。就此,文獻[5]初步總結了若干疑難問題如下。

1)最恰當的風扇/壓氣機構型問題

在給定壓比情況下,初始概念設計中選擇何種風扇/壓氣機構型更好?例如,既然中大型航空發動機中后面級采用軸流形式導致葉片短、損失大,那么能否后面級組合采用斜流或離心壓氣機?全軸流構型未必是最好的。因此,設計初期,構型方案選擇對最終設計性能往往是決定性的,必須得到重視。這就牽扯到各種壓氣機構型的應用范圍問題。事實上,這是個老問題,國外各大公司及科研機構已經獨立形成比較粗放的經驗,見圖14,這些經驗很難公開,另一方面,隨著技術進步,各種單獨或組合形式壓氣機應用范圍并非一成不變,故該問題仍需不斷關注。

2)最大負荷問題

不斷提高風扇/壓氣機負荷能力是該領域的一貫目標。美國IHPTET計劃第三階段就曾提出過最大負荷設計問題,但公開文獻一直未予闡釋。文獻[20]對此進行了探討,指出最大負荷是綜合用盡基元葉柵、展向積疊、排間匹配等方面潛力以及主被動控制措施尋求負荷最大化。值得補充的是,最大負荷不單單強調壓比最高,而是全面兼顧效率和裕度等指標。

3)加功分布規律問題

多級風扇/壓氣機中,設計點流向各級、各排之間以及單排葉片沿流向、法向加功量分布如何直接決定著全工況性能,然而該問題至今僅停留在因公司、設計師而異的經驗層面,并未獲得根本解決。這實質是壓縮系統流動三維曲率設計問題,而從設計方法看,體現為葉柵基元S1面內流線曲率與通流S2流面內流線曲率組合方式與規律的問題。該問題另外部分可表述為恰當展弦比選擇問題,直接關系壓縮系統緊湊性。

4)三維葉片參數化問題

當前風扇/壓氣機設計主要通過通流布局、中弧線疊加厚度分布、展向積疊以及基于三維CFD分析反復“補救”等步驟實現,手段上實質是二維的、“偽”全三維的,這與需要實現三維流線曲率控制的流動全局三維性存在矛盾。然而,除全三維流線曲率控制理論與方法至今仍毫無頭緒外,至少葉片參數化應該是全三維的,而這也面臨困難:原有設計體系下,我們已經習慣于基元葉柵+展向積疊的參數化模式,關于各造型參數影響重要性的認識也停留于此框架內,以至于非軸對稱端壁[21]、葉身融合[22]等都被看做是新技術,但實質是三維葉片參數化認識不足的問題。

5)流動黏性問題

湍流問題是流體力學的終極疑題,對風扇/壓氣機內部流動尤其如此,過去以采用Baldwin-Lomax(BL)、Spalart-Allmaras(SA)、k-ε 渦黏性模型的雷諾時均Navier-Stokes(RANS)模擬已經使風扇/壓氣機設計水平及性能發生了翻天覆地的變化。近年更精細的脫體渦模擬(DES)、大渦模擬(LES)甚至直接數值模擬(DNS)成為可能,相關結果已經顯現刻畫出流動的準確性取得長足進步,但如何解讀這些結果并應用于設計卻仍是大問題；圖15所示為某壓氣機RANS和LES模擬結果的密度梯度分布,可見流動差異之大。這對機理認識、設計體系完善提出了新要求。

圖15 RANS與LES結果對比Fig.15 Comparison of RANS and LES results

6)非定常設計問題

風扇/壓氣機流動具有固有非定常屬性,但當前設計體系采用摻混界面或凍結轉子法,無法包含非定常流動相位因素,完全忽略了非定常流動本質。研究者一直期待嵌入時間維影響以獲得更高的時均性能、氣動彈性和氣動噪聲特性。這方面,21世紀初,有學者提出緣線匹配技術[23],見圖16,其以相鄰葉排相鄰前尾緣線空間相位關系為設計自由度,可以調控非定常流動相位。從2004年R.R公司論文看,至少該技術已應用于渦輪葉片抑振設計(被另命名為 Wake Shaping技術[9]),見圖17,LEAP-X發動機高壓渦輪設計也是應用此技術。盡管該技術處于初步概念研究階段,但正如Yao等[24]的綜述文章指出,該技術可能是非定常設計的關鍵。非定常設計另外重要的問題是,如何在一維、二維設計階段考慮非定常影響。

圖16 緣線匹配技術[23]Fig.16 Edge-matching technique[23]

7)復雜循環中的壓縮流動

近年來,許多復雜先進循環概念發動機被提上開發日程,使得風扇/壓氣機發展面臨新問題。以圖18所示間冷壓氣機為例,其出現意味著壓氣機設計中必須考慮熱源、濕壓縮以及流路曲率、容積慣性影響,壓氣機與間冷器需要一體化設計,強流熱慣性引起的壓縮系統穩定性問題需要考慮等。這些復雜循環帶來的問題一旦解決將為航空發動機發展迎來新機遇。

8)與飛機氣動布局關聯問題

為達到極致發揮飛機發動機一體化對于提升發動機效用的作用,需要將飛機氣動布局與發動機匹配精細到壓縮系統層面,以圖19所示進氣道嵌埋式飛機與推進系統為例,采取進氣道-風扇耦合設計,甚至飛機-進氣道-風扇耦合設計,均能帶來整體性能提升。再如F35B,其升力風扇設計也需要精細到與飛機氣動布局匹配的層面。

圖17 抑振設計[9]Fig.17 Reducing vibration design[9]

圖18 間冷壓氣機新問題Fig.18 New problems of intercooling compressors

上述疑難問題根源在于風扇/壓氣機流動假想模型與真實功能流動仍存在巨大差異,通過研究縮小該差異是提升風扇/壓氣機繼而航空發動機水平的關鍵途徑。

2 我國風扇/壓氣機領域存在的問題

我國航空工業發展至今,已經具備了自主設計風扇/壓氣機的能力,尤其自1990年開始建立的設計體系,為我國風扇/壓氣機技術能力提升做出了巨大貢獻。代表性成果包括級增壓比為2.2～2.3量級的單級風扇ATS-2[25]和J285[26]、中等推力發動機風扇和壓氣機、大推力發動機風扇和壓氣機等。盡管如此,我國風扇/壓氣機技術領域仍存在下述問題制約著整體發展。

1)基礎與關鍵技術研究的總體牽引偏弱

風扇/壓氣機技術遵循內生的發展邏輯,但同時必須服務于航空發動機總體需求,否則,其性能指標再高也無法集成為先進整機。因此,在總體牽引下開展風扇/壓氣機基礎與關鍵技術研究才有意義。但是,國內風扇/壓氣機領域前瞻基礎與關鍵技術研究相對偏重,按其技術內生邏輯發展,單方面追求高壓比、高效率,總體牽引卻偏弱。主要體現在國內根據總體發展需求提出基礎與創新技術能力不足,這方面,美、俄等發達國家則做得很好,能夠憑借總體概念預研驅動風扇/壓氣機技術創新[27-28],例如升力風扇、核心機驅動(多路排氣)風扇、間冷壓氣機等技術創新都是在這種情況下出現的。

2)基礎研究系統性、全面性、深入度不足

長期以來,與行業一致,風扇/壓氣機領域也是難甩測仿思維定勢,力圖多快好省,不肯也等不及基礎研究,造成該領域基礎研究系統性、全面性、深入度不足。

① 相關流動機理認識、理論建模、方法開發不足,尤其針對前述構型選擇、最大負荷、加功分配、三維葉片參數化、黏性流動等風扇/壓氣機領域疑難問題幾乎尚無系統全面的研究。

②數值、試驗獲得的基礎與工程數據積累少、系統性差、缺乏解讀和經驗關系提煉、難以利用。突出的例子是,歐美關于擴壓通道的大量基礎試驗數據總結為圖20所示最大壓升能力規律[29],是一維設計與特性分析的關鍵經驗關系。國內至今尚未開展此項工作,僅參考國外略去細節的文獻和引進一維程序,未掌握其條件、范圍,難以支撐一維方法的消化吸收和拓展提升。

圖20 Koch擴壓通道最大靜壓升試驗經驗關系[29]Fig.20 Koch’s maximum effective static pressure rise coefficient[29]

③輕視核心方法與工具系統的持續自主研發。這方面最突出表現在二維正問題、三維CFD工具以及核心測試方法開發上。二維正問題方法對多級壓氣機設計極其關鍵,其開發因需要凝練大量試驗數據積累而異常困難,因而以俄羅斯為例,CIAM等研究機構一直維持幾個團隊堅持自主開發工作。三維CFD也是如此,僅以美國的一個大型程序FUN3D開發為例,NASA常年維持20人左右團隊專職對其持續開發完善[30]。

3)技術體系較全但可靠性弱

迄今,國內風扇/壓氣機技術體系是較為完備的,但更新完善卻止步不前,細節也常需要繼續推敲。以現今氣動設計體系為例,該體系主體引進于俄羅斯,固化了20世紀90年代以前的研究成果,至今未能完全消化吸收并升級換代。更大的問題在于,體系中各程序所用經驗關系原理、適用范圍、使用規范的細節尚不清晰,體現在設計上的可靠性較差,撞運氣成分居多。這一點在多級軸流壓氣機設計上較為明顯。實際上,大到負荷分布規律問題,小到葉排軸向間距選取,國內仍未有足夠可靠的經驗和認識,面對新設計任務,不得已參考國外,難以真正自主設計并走出自己的特色之路。

4)創新與前瞻儲備不足

充分利用、挖掘測繪反設計的成果,在此基礎上進行科技創新的前瞻研究,形成技術儲備是風扇/壓氣機領域乃至航空發動機發展的保障。國內在此方面嚴重不足,主要體現在:

① 最大負荷設計始終是風扇/壓氣機技術創新方向。近年來,大小葉片技術在提高小流量風扇/低壓壓氣機負荷能力方面取得了巨大成功,但在應用于高輪轂比、流路變化平緩的高壓壓氣機以提高負荷的努力卻遭遇困難；應用流動控制技術提高負荷卻因缺少嚴謹的宏觀效益分析而顯得任意；提高單級負荷、減少級數卻常導致總的軸向弦長超過低負荷、多級數情況等,尚無法為先進發動機研制提供堅實支撐。

② 多路排氣風扇/壓氣機是變循環發動機牽引的創新方向。國內目前雖有研究,但對于不同工況三維流動曲率組織關注不夠,未與總體結合進行細致設計與評估。

③ 精細化設計是發展趨勢,而高性能風扇/壓氣機精細化設計越來越人力難為,必須依靠計算機優化,而常規優化方法計算量隨設計參數數目增多呈指數增長,無法實用。伴隨方法計算量不隨參數數目變化的優勢使其成為精細化設計的唯一候選。事實上,R.R公司10年前已經將此方法納入設計體系,至今仍不斷完善。國內尚未給予足夠重視。

④ 非定常設計是風扇/壓氣機設計方法發展的符合學術邏輯的終極理想,但迄今為止停滯不前。一方面受阻于非定常流動模擬方法發展仍不足以用于工程設計,另一方面,如何從海量結果數據中抽提關鍵設計決策信息,非定常設計的抓手在哪?這些問題是非定常設計的重要阻障。值得一提的是,國內原創的緣線匹配技術可能是非定常設計的重要抓手。

上述問題未盡全部,但可見一斑,風扇/壓氣機領域需要認真對待。

3 發展思考

未來10～20年是我國航空發動機科技發展的機遇期,千載難逢,必須做好充分準備。就風扇/壓氣機氣動而言,鑒于前述國際發展態勢和國內存在的問題,應該做好3個層次的工作:

一是拾遺補缺、繼承發展。從風扇/壓氣機技術基本內在需求出發,進行基礎與工程試驗數據庫、設計體系的資源整合、補充、評估、規范化等創新。

二是夯實基礎、拓展提高。深化機理研究與模型提煉,進行設計體系完善化開發,工程實踐風扇/壓氣機先進設計理論與方法,與國際水平接軌。

三是勇于挑戰、探索超越。前瞻未來發展,挑戰風扇/壓氣機負荷最大化,探索新概念風扇/壓氣機技術。形成比肩乃至超越發達國家的核心競爭力。

總括上述3個層次工作,后續的具體發展方向如下:

1)基礎與工程試驗數據庫的建設與應用

搜集、整理國內外現有各型風扇/壓氣機基礎與工程試驗數據,并以支撐設計參數借鑒、設計方法開發、設計體系校驗為根本目的,進行參數化歸類、系統補缺、設計解讀、準則提煉,建立和應用風扇/壓氣機基礎與工程試驗數據庫。

① 基礎試驗。主要工作包括:軸向、徑向擴壓通道擴壓能力試驗；典型葉柵性能和設計參數(自身)相關性試驗；大折轉亞聲速葉柵、超聲速葉柵試驗；大小葉片、串列葉柵試驗；前緣、角區和泄漏流動試驗；多級壓氣機端區流動發展的試驗；典型徑向擴壓器氣動性能及流場試驗；軸流葉柵氣動彈性試驗等。

②工程試驗。主要工作包括:典型首級風扇；帶內外涵路風扇試驗；典型多級軸流壓氣機氣動性能試驗及排間參數測量；單級、多級斜流/離心壓氣機；軸流-斜流/離心組合壓氣機氣動性能試驗及排間參數測量。

③ 試驗件的設計解析。主要工作包括:基礎試驗的關聯分析；試驗件設計參數化歸類；國外收集、國內現有試驗件的設計反演；試驗設計的數值解析；規律、準則歸納提煉。

④ 試驗數據庫的構建與集成。

2)設計體系資源整合、評估、規范化

梳理現有設計體系資源(數據、工具、規范),深刻掌握現有設計體系資源的理論、方法、準則、機理基礎,依靠已掌握風扇/壓氣機、離心壓氣機基礎與工程試驗數據庫,逐一評估和標定一維設計、二維設計、三維分析等設計體系核心工具,系統評估設計體系自洽性,完成設計體系使用的規范化,大幅提高現有設計體系的工程可靠度。

① 現有設計體系資源梳理。主要工作包括:梳理現有設計體系的數據、工具、規范資源；梳理設計體系的理論、方法、機理基礎。

②現有設計資源評估與標定。主要工作包括:一維設計與一維特性分析、優化,二維通流設計與通流特性分析、優化；S1分析與反問題設計、葉片造型、三維CFD分析(網格、格式、轉挨與湍流模型等)等設計和分析工具的評估與標定；設計系統自洽性研究；設計規范研究。

3)設計體系完善性開發

在設計體系資源整合、評估、規范化基礎上,著眼彌補設計體系在機理、模型、方法等方面相對國外現狀的重要差距,著眼滿足風扇/壓氣機設計系統自洽性,補充必要的設計、分析、優化工具,對現有設計體系進行完善和提升,并針對性地進行校驗、評估、規范化,實現設計體系與國際發達水平同步。

① 快速一維設計循環研究。結合近年風扇/壓氣機發展,改進一維模型與設計、特性分析與優化方法；風扇/壓氣機及容腔系統瞬態特性分析的一維方法；氣彈特性和氣動噪聲特性分析與優化的一維方法。

②性能定制二維設計循環研究。考慮端壁黏性的風扇/壓氣機通流設計方法；適應高負荷、高流路曲率變化的風扇/壓氣機特性分析的二維方法；風扇/壓氣機及容腔系統瞬態特性分析的二維方法。

③葉片參數化造型研究。葉片性能與幾何參數相關性研究；風扇/壓氣機第3代全三維參數化造型技術；相關校驗、評估、規范化。

④ 高精度定常/非定常、線化/非線性三維CFD研究。高質量網格技術及網格依賴性；高精度格式適應性；先進轉挨模型、湍流模型；非定常計算方法研究；定常/非定常混合計算；定常/非定常伴隨優化方法；三維高效綜合優化方法；大規模并行計算；結果后處理與解讀；校驗標定與規范化。

⑤非定常設計與多學科綜合優化研究。快速形變分析；靜強度分析；動強度分析；顫振預測；靜態與動態溫度場預測；以緣線匹配為設計自由度,開展氣動與靜強度、動強度、氣彈特性、噪聲特性綜合優化。

⑥ 仿真、設計、優化體系軟件化工具與平臺建設。

4)壓氣機先進設計理論與方法研究

針對先進風扇/壓氣機、組合壓氣機,在設計體系不斷完善性開發基礎上,深入認識流動機理,系統掌握基本設計規律,進一步使先進設計、分析、優化方法與設計實踐融合,攻關關鍵設計難題并進行試驗驗證,使風扇/壓氣機工程設計達到國際水平。

① 風扇/壓氣機氣動熱力布局及機理研究。系統開展風扇/壓氣機氣動熱力布局研究；風扇/壓氣機葉片參數與葉排內部流動機理(角區、葉端間隙)；風扇/壓氣機排間匹配；進氣道/風扇/壓氣機匹配；風扇/壓氣機非定常流動機理及排間間隙影響；工程實用的流動控制機制。

② 風扇/壓氣機基本設計規律研究與驗證。深刻掌握總體要求和風扇/壓氣機流動機理設計的全局理念；先進風扇設計、驗證、規律及其規范化；進氣道、風扇、內外涵路配合；先進多級壓氣機設計、驗證、規律及其規范化；壓氣機流動與性能的低速大尺寸模擬技術；多級軸流壓氣機試驗調試技術；風扇/壓氣機內流動控制措施應用技術；設計體系可靠性分析與驗證。

③ 風扇/壓氣機多學科優化設計研究。進氣道/風扇/內外涵路的噪聲預測與抑制設計；風扇/壓氣機強迫振動、顫陣預測技術與改進設計。

5)壓氣機負荷最大化研究

針對推重比為12以上渦扇發動機需求,從基元葉柵、葉身積疊、排間匹配及流動控制4個方面出發繼續提高風扇/壓氣機負荷水平,掌握相關流動機理,開發相應設計技術,開展試驗驗證,積累關鍵試驗數據,提煉設計準則和規范,建立并完善風扇/壓氣機負荷最大化設計理論方法,此處最大負荷為單位軸向尺度內負荷最大化。

① 風扇/壓氣機負荷最大化的總體研究。發動機總體對風扇壓氣機負荷最大化的需求分析；風扇/壓氣機負荷最大化潛力研究。

② 風扇/壓氣機負荷最大化的機理研究。根據負荷最大化潛力因素分解,研究相關因素的影響機理和改進潛力。

③ 風扇/壓氣機負荷最大化的關鍵設計方法研究。負荷最大化的方案設計技術；負荷最大化導致的設計體系模型修正；端區流動組織；通流空間全三維參數化造型；基于伴隨的反問題和全三維定常氣動/非定常流固耦合優化。

④ 風扇/壓氣機負荷最大化設計與驗證。超跨聲速風扇/壓氣機級負荷最大化系列設計與驗證；(對應推重比超過12)風扇/壓氣機最大負荷系列設計與驗證；進氣道/風扇/壓氣機/內外涵路一體化設計與驗證。

6)新概念風扇/壓氣機

面向航空發動機長遠發展,開展新概念風扇/壓氣機預先研究,探索掌握其基本性能、適用范圍,為后續發展提供技術儲備。具體研究方向如表1所示[28]。

4 結束語

總結了風扇/壓氣機領域的國際發展態勢和國內存在的技術問題,并對后續發展思路和方向給出了建議。總體來看,與航空發動機科技發展相通,風扇/壓氣機領域發展需要重視基礎研究、重視研究工作的系統性、重視螺旋上升的研究規律,過去想過的,仍可能是今天、明天的問題；過去做過的,未必不需要繼續深化；過去行不通的,未必今天仍然行不通。傳統科技難以創新,掌握不易、出成績更難,對于風扇/壓氣機領域的技術研究是系統工程,后續需要高校、研究機構和企業通力協作,開創中國航空發動機科技與產業新局面。

表1 新概念風扇/壓氣機示例[28]Table 1 Instance of new concept fan/compressor[28]

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