大涵道比航空發動機風扇/增壓級鳥撞性能數值模擬研究

楊小賀，李艾挺，曹 博，申 航，劉世文

(中國航發商用航空發動機有限責任公司, 上海 200241)

民航客機在低空飛行時非常容易遭遇鳥撞事件，美圖聯邦航空局(FAA)的統計數據顯示，從1990年至2008年間，美國商用航空飛機共發生90 000次鳥撞事件，其中至少103架飛機在鳥撞事故中墜毀。發動機作為飛機的動力來源，其受鳥撞的威脅要顯著高于其它部位。現代民航客機發動機通常采用大涵道比渦扇發動機，隨著設計水平的提高，涵道比不斷增加，受鳥撞的概率也在提升。發動機吸入鳥體后，首先對風扇葉片進行撞擊，發生凹陷、變形、撕裂、掉塊和斷裂等現象，致使風扇葉片幾何結構發生變化，運行特性向非設計工況偏移，進而引起整機氣動性能和推力的顯著降低。一臺設計良好的發動機在受到鳥撞后應能在控制系統的調節下恢復至穩定運行工況，并且能維持一定的推力大小。反之，發動機將出現失速或喘振，并出現熄火、結構失效、超溫或發動機推力不能恢復的情況。研究風扇鳥撞后特性的變化規律，能夠為發動機鳥撞性能的評估提供依據。

鑒于發動機鳥撞對航空飛行安全的巨大威脅，上世紀70年代就有學者開始了相關研究工作。試驗方面，Wilbeck[1]、Bertke[2]、吳大觀[3]、Ikeda[4]、Lavoie[5]、陳偉[6]等對鳥沖擊平板或葉片開展了強度試驗研究，積累了珍貴的試驗數據。數值模擬方面，主要分為基于有限元方法(FEM)的結構強度分析和基于計算流體動力學(CFD)的氣動分析。其中結構強度模擬[7-11]的相關研究很多，方法也逐漸成熟，但關于氣動性能的研究工作較為缺乏。

Bohari[12]和Li Yanling[13]分別對Rotor67和Rotor37壓氣機轉子葉片前緣損傷前后的氣動性能變化進行了研究。Muir[14]對某鳥撞風扇葉片的氣動彈性問題進行了相關研究工作。國內楊杰[15]和陸嘉華[16]對小涵道比風扇的鳥撞特性進行過研究。已有的工作大多針對小涵道比發動機，計算域為單排風扇或壓氣機葉片，采用特定的鳥撞后葉片模型開展研究，缺少針對大涵道比風扇/增壓級雙涵道壓縮系統以及較為通用的鳥撞后葉片損傷模型的研究。

本文針對大涵道比風扇/增壓級系統鳥撞后風扇葉片損傷模型的氣動性能進行研究，使用CFD方法對合理簡化后的不同風扇損傷模型進行模擬，并對其特性和流場進行對比分析，為風扇/增壓級鳥撞后的特性評估提供依據，進而支撐整機鳥撞后性能評估。

1 計算對象及方法

1.1 計算對象

本文以某型民機大涵道比風扇/增壓級系統為研究對象，開展鳥撞后風扇損傷葉型數值模擬分析。風扇葉片采用全三維復合彎掠設計，葉片中上部后掠，以降低激波損失，實現高氣動效率，葉片尖部前掠以滿足失速裕度要求，提高氣動穩定性，風扇直徑接近2 m，葉片采用復合材料。外涵帶有出口導葉，內涵包括三級增壓級，如圖1所示。

圖1 計算模型

對于鳥撞問題，根據鳥體大小、鳥撞位置、風扇材料等因素的不同，葉片的損傷形式也有所不同，公開的試驗數據也缺乏相關的統計結果。為使損傷模型具有典型性，對鳥撞過程進行有限元分析，結果顯示，根據鳥撞位置的不同，風扇的損傷形式各不相同，但損傷基本發生在50%葉高以上，且損傷數量一般不超過三片，與文獻[15-17]中的模擬分析結果基本一致。考慮到由于復合材料塑性較低，鳥撞后葉片通常直接斷裂脫落，塑性變形不明顯。因此，基于通用性的考慮，本文針對50%葉高以上葉片完全脫落的模型進行研究，分別對損傷一片(Single)、兩片(Double)、三片(Triple)葉片的風扇模型進行模擬，作為對比還對完整葉片(Origin)以及完全缺失整片葉片(Lack)的風扇模型進行模擬，如圖2所示。

(a) Origin

(b) Lack

(c) Single

(d) Double

(e) Triple圖2 計算對象

1.2 網格劃分

采用Autogrid5進行網格劃分，風扇、外涵出口導葉、增壓級葉片均采用O- 4H型網格拓撲結構，對風扇進行全周計算，外涵出口導葉和增壓級采用單通道計算。分流環處采用C形網格布置，其中，風扇展向161層網格，外涵出口導葉展向101層網格, 內涵增壓級展向69層網格，如圖3所示。

圖3 網格設置

第一層網格到壁面距離為5×10-6m，壁面y+在1～10范圍之間。風扇熱態間隙為0.7 mm，設置17個網格點，增壓級三個轉子熱態間隙分別為0.6 mm、0.6 mm、0.7 mm，均設置13個網格點。針對Single、Double、Triple三個帶有損傷葉片的模型，為簡化網格生成，保證網格質量，將缺損部分設置為葉片間隙，其中缺損部位距離機匣高度0.3 m，共設置47個網格點。表1給出了各模型的網格數量，網格最小正交角不小于15°，圖4為網格示意圖。

表1 網格數量

圖4 網格示意圖

1.3 計算設置

采用Numeca的Fine/Turbo求解器進行三維定常計算。采用有限體積法求解，空間離散采用中心差分格式，時間推進采用4階Runge-Kutta方法，采用Spalart-Allmaras湍流模型。進口來流為標準大氣條件，軸向進氣，出口給定展向中點背壓，并通過徑向平衡方程得到出口靜壓分布。固壁為絕熱、無滑移邊界條件。各級轉靜交界面均采用混合平面法處理。

分別對換算工況的高溫起飛和經濟巡航工況進行模擬。風扇頂部缺損主要對外涵特性產生影響，因此主要研究外涵特性的變化情況。具體方法為，將內涵出口靜壓固定為共同工作點背壓，通過改變外涵背壓獲得外涵特性曲線。將近失速點定義為計算能穩定收斂的最高背壓點，通過與已有試驗結果的對比，該方法具備一定可靠性，可作為初始設計階段性能評估的參考依據。

2 計算結果及討論

2.1 特性曲線

在換算工況下分別對高溫起飛(G) 轉速和經濟巡航(J)轉速工況進行計算，其特性曲線如圖5所示。可以看出高溫起飛轉速和經濟巡航轉速下，各葉型特性曲線變化規律是相似的。葉片缺損后，特性曲線整體向下方偏移，流量、壓比、效率、裕度都出現顯著下降。表2給出了共同工作點各損傷模型相對于完整葉型的性能參數下降程度(流量、壓比為相對值，效率、裕度為絕對值)。

表2 性能衰退程度

(a) 流量-總壓比特性

(b) 流量-等熵效率特性圖5 特性曲線對比

缺損一片葉片時，流量、壓比、效率、裕度均出現下降，但發動機仍然有一定裕度，運行安全有一定保障；缺損兩片葉片時，性能參數嚴重下降，穩定邊界已逼近共同工作線，風扇工作于近失速工況，發動機處于非常危險的狀態；缺損三片葉片時，風扇/增壓級的裕度完全丟失，發動機進入失速狀態。對比可見，缺少一片完整葉片與缺損一片葉片的特性變化接近，說明頂部葉片的缺損是風扇/增壓級外涵特性產生偏移的主要原因。

如上所述，缺損三片葉片時，風扇已工作在不穩定狀態，實際設計中不允許出現，因此重點對Lack、Single、Double三個模型的流場進行分析。另外鳥撞的威脅主要來自飛機起飛爬升階段，因此針對高溫起飛工況進行分析。

2.2 風扇出口內外涵徑向分布

圖6(a)為風扇出口內外涵動靜交界面位置(圖3)的徑向總壓比分布，對應葉片缺損位置處開始，總壓比下降。由于Lack模型整個葉片缺失，因此總壓比在全葉高均出現下降。圖6(b)為出口靜壓的徑向分布，可以看出Lack和Single的出口靜壓基本不變，Double的部分葉片由于出現了流動分離，出口靜壓出現下降。圖6(c)為出口徑向子午速度分布，可以看出風扇內涵出口的子午速度均未發生變化，外涵出現了不同程度的下降，其中Double葉片中上部子午速度顯著降低。圖6(d)為徑向等熵效率分布，可以看出對于Single和Lack，外涵效率小幅降低，而Double由于分離嚴重，效率下降明顯。

(a) 總壓比沿葉高分布

(b) 靜壓沿葉高分布

(c) 子午速度沿葉高分布

(d) 等熵效率沿葉高分布圖6 風扇出口內外涵參數徑向分布

2.3 葉片缺損區域的流場變化

圖7為各模型90%葉高截面葉片缺損區域的相對馬赫數分布云圖，將各葉片按氣流方向進行了編號。可以看出，90%截面呈現出明顯的超聲速葉柵流動特征。對于Origin，如圖7(a)所示，氣體以超聲速進入流道，在接近2葉片前緣時，受前緣及壓力面產生的壓力波作用，形成一道脫體激波。其下半截伸向1葉片的吸力面，即通道激波；上半截，即外伸激波，在吸力面膨脹波作用下逐漸減弱。通過外伸激波的氣流速度下降，但在膨脹波的作用下又重新加速至超聲速向3葉片流動。當2葉片缺損后，如圖7(b)、圖7(c)， 2葉片前緣及壓力面的壓縮波消失，取而代之的是來自3葉片的壓縮波，強度較低，致使通道激波向后移動，與1葉片交于約70%葉弦位置。同時，缺失葉片通道速度降低，使得葉片3的角度向吸力面偏折，造成葉片3攻角增大，葉片表面通道激波強度增加。如圖7(d)所示，對于Double, 1葉片通道激波進一步后移，4葉片的攻角進一步增加，通道激波與邊界層劇烈作用，誘發嚴重的流動分離。分離區的存在使葉柵堵塞，氣流速度減小，從而引起5葉片的入口攻角變大，葉片5也產生分離。攻角增大的趨勢會一直在吸力面葉片傳遞，直至葉柵堵塞效應減弱，流動附著。

圖7 90%葉高相對馬赫數分布對比

圖8為90%葉高截面葉表等熵馬赫數分布。可以看出對于上游葉片(圖8(a))吸力面激波位置明顯向后移動，葉片的負荷得到加強；對于下游葉片(圖8(b))，入口攻角明顯增大，吸力面的激波強度得到增強，其中Lack3和Single3葉片的負荷得到提升，對于Double4葉片，由于激波后出現嚴重流動分離，葉表等熵馬赫數較低，葉片負荷沒有明顯提升。

(a)上游葉片

(b) 下游葉片圖8 90%葉高截面葉表等熵馬赫數分布

圖9給出了各模型10%葉高截面缺損區域的相對馬赫數云圖，同樣按流動方向進行了編號。可以看出10%葉高截面呈現出典型的亞聲速葉柵流動特點。其中壓力面發出壓縮波，起減速效果；吸力面發出膨脹波，起加速效果。對于Lack， 2葉片的缺失意味著相應位置壓縮波和膨脹波的消失，其結果1葉片吸力面速度增加，壓力減小，而3葉片壓力面速度降低，壓力上升。對于Single，2葉片的根部仍然保留，但中上部葉片的缺失引起了徑向壓力的重新匹配，結果是2葉片根部葉片的壓差減小，壓縮波和膨脹波的強度減弱，最終使1，3葉片呈現出與Lack相同的變化趨勢。對于Double，1，4葉片出現了同樣的變化趨勢。

圖9 10%葉高相對馬赫數對比

圖10為10%葉高等熵馬赫數分布。可以看出對于上游葉片(圖10(a))，吸力面等熵馬赫數上升，葉片的負荷升高；對于下游葉片(圖10(b))，壓力面等熵馬赫數下降明顯，葉片負荷也得到提升。對于缺損葉片，如圖10(c)所示，其吸力面葉表馬赫數減小，壓力面葉表馬赫數增大，負荷明顯減小。另外葉片前緣等熵馬赫數交叉，即入口出現負攻角現象，這是前緣壓力梯度的變化導致的局部入口氣流角的變化。

(a)上游葉片

(b) 下游葉片

(c) 缺損葉片圖10 10%葉高等熵馬赫數分布

2.4 葉表極限流線

圖11(a)給出了1葉片吸力面極限流線和靜壓P分布云圖，可以看出葉片缺損后，通道激波向尾緣移動，同時尾緣出現了小范圍的流動分離。圖11(b)為3葉片(包括Double4葉片)吸力面極限流線和靜壓分布云圖，可以明顯看出激波邊界層相互作用引起的流動分離。另外缺損區域流速的下降，引起徑向壓力梯度的降低，進而導致徑向遷移二次流的增強。

(a) 上游葉片

(b)下游葉片圖11 吸力面極限流線和靜壓分布

3 結論

本文針對大涵道比風扇/增壓級系統鳥撞后風扇損傷模型進行數值模擬，通過特性和流場分析得到以下結論：

1) 葉片缺損后，流量、壓比、效率、裕度將出現明顯降低，缺損兩片葉片后風扇接近失速邊界，缺損三片葉片后風扇進入失速狀態。

2) 在一定限度內，缺損葉片的負荷可轉移至相鄰葉片，其中壓力面一側葉片激波后移，負荷增加，吸力面一側葉片攻角增大，激波增強，負荷增加。

3) 缺損葉片下游(吸力面側)葉片的攻角會出現增大的趨勢并發生流動分離，是風扇失速的關鍵葉片，并且此趨勢會繼續向下游葉片傳遞，直到分離消失，流動附著。

4) 頂部葉片缺損后，徑向參數重新匹配，其根部壓力下降，負荷降低，做功能力下降。

5) 葉片缺損后，其相鄰葉片吸力面徑向遷移二次流增強。