民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機技術進展

曹傳軍，劉天一，朱偉，王進春

中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海 200241

大型客機無一例外地采用了大涵道比渦扇發動機作為其動力，國際民航市場的蓬勃發展促進了民用大涵道比渦扇發動機技術的飛速提升。為了進一步降低耗油率，提升大型客機的經濟性，大涵道比渦扇發動機不斷地提高涵道比。同時伴隨著材料耐溫水平和冷卻技術的提高，作為核心部件的高壓壓氣機的壓比和效率也在持續升高［1］。高效率高壓比壓氣機設計技術是大涵道比渦扇發動機的關鍵技術［2］。隨著涵道比越來越大，渦輪前溫度的提升，壓縮部件的總壓比增大有利于提高發動機的比推力和降低耗油率。目前先進水平的大涵道比渦扇發動機涵道比達到11～12，渦輪前溫度達到1 950 K 以上，壓縮部件的總壓縮比達到50～60，其中高壓壓氣機的壓比達到20～28，且在實現高壓比的同時，還要保證具有一定的穩定工作裕度。

國際上大涵道比渦扇發動機技術被美國通用電氣（GE）、美國普惠（PW）、英國羅·羅（RR）三大 公 司 或 其 合 資 公 司 如CFMI、IAE 等 壟 斷［3］。三大公司的技術路線和設計特點不盡相同，GE和PW 專注于雙軸發動機，如GE 基于F101 發動機的核心機發展出CFM56 發動機，高壓壓氣機采用9 級軸流式，壓比達到12；基于20 世紀80 年代的E3計劃，發展了GE90、GEnx 發動機，高壓壓氣機為10 級軸流式，壓比達到了23；PW 發展了PW4000 發 動 機，而RR 基于三軸的RB211 發 動機發展出來Trent 系列發動機，由于采用三軸設計，高壓壓氣機為6 級軸流式，無可調靜葉，壓比為4.2。2016 年PW 公司獨辟蹊徑，創新研發了PW1000G 系列齒輪傳動發動機，涵道比進一步增大，耗油率顯著降低，高壓壓氣機采用8 級軸流式，壓比14。

中國在2007 年和2017 年分別啟動了國家科技重大專項“大型飛機重大專項”和“航空發動機及燃氣輪機重大專項”，開啟了民用大涵道比渦扇發動機的研制，作為核心部件的高壓壓氣機也同步攻關，但其研制基礎薄弱、經驗缺乏、難度極高。

本文對民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機的技術特點進行了剖析，評述了當前國內外此領域的技術發展水平、發展趨勢，客觀地指出國內在該領域面臨的技術難點和挑戰，期望能借鑒吸收國際先進的設計特征，對中國民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機領域的技術發展起到一定的啟示作用。

1 技術指標與設計特征

1. 1 技術指標

評價高壓壓氣機性能水平的指標主要有效率、總壓比和喘振裕度。效率代表了壓氣機內部能量轉換的完善程度，總壓比代表了負荷水平，喘振裕度代表了壓氣機能偏離工作點使用的范圍。對于民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機來說，發動機首要考慮的燃油經濟性使得壓氣機效率成為其性能的首要指標。目前民航市場上先進窄體客機發動機的高壓壓氣機等熵效率在87%以上（效率實現的難易程度和總壓比相關，總壓比低的壓氣機，效率指標偏高些）。隨著高壓壓氣機進口流量和葉高尺寸的增加，端區附面層和葉尖間隙泄漏損失的影響減弱，效率指標也會提高，典型寬體客機發動機高壓壓氣機的等熵效率達到88%以上。RR 公司的發展歷程表明，壓氣機效率的發展已基本達到極致，如圖1［4］所示?？傮w而言，壓氣機效率的提升十分困難，通常認為每十年才能提升一個百分點［4］。

圖1 RR 公司高壓壓氣機多變效率的發展［4］Fig.1 Polytropic efficiency development of high-pressure compressors in RR Company［4］

民用大涵道比渦扇發動機為了降低耗油率，進一步提高涵道比，核心機的循環功逐步提升，高壓壓氣機的氣動負荷越來越重，表現為級數減少，壓比增大。如 表1 所 示，CFM56 發動機9 級高壓壓氣機實現了CJ805 發動機17 級高壓壓氣機的壓比，GE 公司最新的GE-9X 發動機高壓壓氣機壓比達到了27～28，平均級壓比1.35～1.40。難度更高的是高壓壓氣機要求高負荷的同時還需要寬廣的穩定工作范圍，以滿足飛機發動機的加速性、性能衰退、進口吸入雨/冰/雹的要求，用喘振裕度來表示高壓壓氣機的穩定工作范圍，通常在全轉速范圍內喘振裕度要求＞（20%～25%）。

表1 典型高壓壓氣機壓比Table 1 Pressure ratio of typical high-pressure compressors

除以上指標之外，流量指標代表了高壓壓氣機的通流能力，現代民用高負荷航空高壓壓氣機具有高通流的特點，流量與密度、軸向速度和流通環面積相關，設計的過程中要綜合考慮流道沿程的面積收縮率、各級壓比和速度三角形的變化，同時為了兼顧效率和裕度，需要考慮進出口輪轂比的影響。

1. 2 氣動設計

民用大涵道比渦扇發動機涵道比和核心機循環功的增大，要求高壓壓氣機的總壓比和效率進一步提升，負荷高、效率高是民機發動機高壓壓氣機性能發展的趨勢。為了達成這一目標，在設計中需要有一些特殊的考慮。

首先，氣動流道設計。流道的高度決定了葉片的切線速度，流道的環面積結合流量決定了軸向速度，切線速度、軸向速度以及葉片的彎角決定了葉片的做功能力和負荷水平。好的流道布局形式決定了壓氣機80%以上的性能。高壓壓氣機進口級通常是跨聲級，為了控制葉片中上區域的激波損失和葉型損失，提高跨聲級的效率，采用進口小輪轂比（0.5 以下）設計來控制軸向速度，且來流相對馬赫數通常會控制在1.3 左右，在設計點葉柵通道內只形成一道正激波。進口級采用等中徑的流道設計特征，兼顧了效率和負荷，這與軍機發動機的高壓壓氣機通常為了考慮負荷和做功能力，會提高來流的馬赫數并采用進口高輪轂比的設計來提高做功能力的設計特征是明顯不同的。后面級由于壓縮比大，面積收縮劇烈，葉片長度較短，端區的附面層和葉尖間隙的影響加劇，流道通常會設計成等內徑形式，輪轂比0.90～0.93。為了進一步降低葉片端區的負荷，葉片根部的流道會設計有周向對稱的凹坑，凹坑使得葉片根部吸力面峰值馬赫數降低，葉片的負荷降低。流道的設計還需要考慮級間引氣的影響。

其次，切線速度與壓比分布。葉尖切線速度代表了轉子的做功能力，大的切線速度做功能力強且代表氣動負荷水平的載荷因子較低，但較高的切線速度帶來了較高的來流馬赫數，激波損失和葉型黏性損失較大，目前高壓壓氣機的進口級葉尖切線速度控制在400～450 m/s［5］，如圖2 所示；沿程各級的壓比分布通常從進口至出口逐級降低，由于高壓壓氣機級數多，為了保證低轉速的喘振裕度滿足要求，通常會設計多排的可調靜子葉片，通過低轉速時改變轉子來流的攻角，調節葉片的負荷和喘振裕度，如CFM56 高壓壓氣機共9 級，采用4 級可調靜子葉片；Leap 高壓壓氣機共10 級，采用5 級可調靜子葉片。對于沒有可調靜子控制的下游第一級，通常會采用降負荷的設計，保證低轉速的喘振裕度，這會犧牲一些該級的效率。

圖2 壓氣機葉尖切線速度發展［5］Fig.2 Development of compressor blade tip speed［5］

最后，葉片設計。自從Wennerstrom 發展并驗證了現代小展弦比設計理念［6］，現代民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機葉片幾乎都采用了小展弦比設計特征（見圖3［7］），展弦比的發展變化如圖4 所示［5］，在不降低效率的情況下能保證較高的喘振裕度。結合小展弦比設計，葉片大量采用了高度三維的彎掠設計，控制端區和激波損失。在基元葉型設計方面，自20 世紀70 年代發展了可控擴散葉型之后，在現代壓氣機設計中得到了廣泛應用［8］。在此基礎上采用精細化前緣設計，如圖5 所示［9］，消除前緣的壓力尖峰，拓寬了葉型的攻角范圍并提高了低轉速特性；采用自由中弧線和任意厚度分布等葉型表面負荷自由分配的設計特征，進一步降低葉型損失，提升效率。在基元葉型沿徑向積疊方面，采用“J”型或“S”型積疊控制端區流動分離。轉子葉片采用兩端彎角增加、加強做功的設計特征，提高端區的氣流動能，抵抗端區由于逆壓梯度導致的氣流分離而產生的壓力損失。不同于軍機各種大機動或過載狀態，民機的飛行狀態相對穩定，全轉速范圍內高壓壓氣機葉尖間隙的變化量相對較小。民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機為了進一步提升效率，在長期工作的設計狀態可以采用較小的葉尖間隙，降低葉尖泄漏流動，提升效率。高負荷壓氣機對葉尖間隙尤為敏感，某高負荷壓氣機進口級葉尖間隙從0.3%增大到1.0%，高壓壓氣機效率降低約2 個百分點［10］。

圖3 不同展弦比葉片對比［7］Fig.3 Comparison of different aspect ratio blades［7］

圖4 壓氣機展弦比發展［5］Fig.4 Development of compressor aspect ratio［5］

圖5 壓氣機精細化葉片前緣設計［9］Fig.5 Blade leading edge refined design of compressor［9］

1. 3 結構、材料與工藝

現代民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機轉子通常為盤鼓混合式結構［7］（見圖6）。為減少零件數量，提高結構可靠性，轉子大量采用整體葉盤式和焊接盤鼓組件［11］（見圖7）。靜子為雙層機匣，外層承力，內層形成氣流流路。雙層機匣可以在外層機匣承受較大載荷時不影響內層機匣與轉子葉尖之間的徑向間隙，保證壓氣機的氣動性能。高負荷壓氣機通常設計有多排角度可調靜葉，提高中低轉速的喘振裕度，靜葉角度調節機構根據核心機艙的空間，有曲柄連桿式和扭力桿式2 種。前靜子帶有可調機構，設計成水平對開式，后靜子設計成全環式，保證機匣的圓度和葉尖間隙的均勻。后靜子葉片與轉子鼓筒之間為了提高封嚴效果減少根部氣流泄漏損失，通常設計有內環和封嚴環，與轉子鼓筒之間采用多道篦齒封嚴。除減少根部泄漏，后靜子葉片帶有內環和封嚴環的結構還能提高葉片的振動特性。

圖6 CFM56-3 高壓壓氣機結構示意圖［7］Fig.6 Structural sketch of CFM56-3 high-pressure compressor［7］

圖7 GE-9X 前六級焊接一體整體葉盤結構［11］Fig.7 The front 6-stage welding blisks of GE-9X［11］

為進一步減重，轉子前面級葉盤通常采用鈦合金，后面級由于溫度較高，采用鎳基高溫合金，出口級甚至采用耐溫水平更高的粉末高溫合金。溫度水平不高時，后面級也有采用高溫鈦合金，形成全鈦合金轉子，Trent700 是第1 個在高壓壓氣機轉子上全部采用鈦合金的發動機。通常為了防止發生鈦火，前靜子和轉子不成對使用鈦合金，機匣和靜子葉片采用不銹鋼材質，后面級機匣和靜子葉片采用鎳基高溫合金?，F役某些先進民用大涵道比渦扇發動機的高壓壓氣機，在軸向間隙和葉片變形得到控制的情況下，成對使用鈦合金轉靜子葉片，如Leap 發動機高壓壓氣機1～3 級轉靜子葉片皆為鈦合金，有效減輕了壓氣機的重量。

加工工藝上，采用五軸數控銑削加工轉子整體葉盤，無余量精鍛轉子葉片，數控銑削加工靜子葉片或鈑金釬焊靜葉扇形段，也有通過電化學加工整體葉盤和轉子葉片。通過電子束焊接或者慣性摩擦焊形成盤鼓一體式轉子。

2 國內外型號技術進展

2. 1 國際三大公司發展現狀

美國GE、PW 和英國RR 三大公司（或其合資公司）基于不同的發動機研發理念各自擁有不同的高壓壓氣機技術，這其中GE 公司的高壓壓氣機的技術處于領先地位［12-13］。

現役窄體客機動力領域占據半壁江山的CFM56 系列發動機由CFMI 公司研發，該公司是美國GE 公司與法國SNECMA 公司的合資企業，該發動機的核心機來源于美國GE 公司F101軍用發動機的核心機技術，高壓壓氣機采用9 級軸流式，總壓比12，效率達到84.5%，基于此高壓壓氣機的核心機通過匹配不同的低壓部件，發展了多個型號不同推力的發動機，服役至今超過40 年。20 世紀80 年代，GE 公 司 基 于E3項目開 發了10 級總壓比為23 的軸流壓氣機，應用在寬體客機發動機GE90 中，該高壓壓氣機平均級壓比1.368，轉子第1 級葉尖切線速度為450 m/s，基于此高壓壓氣機技術發展的后續型號GE90-115B 發動機的推力達到了569 kN［7］，為當時世界之最；此后為波音787 客機開發的下一代寬體客機動力GEnx 發動機的高壓壓氣機［14］沿用了GE90 的級壓比分配方案，但采用了先進的三維葉片設計，提升了效率并增加了喘振裕度，如圖8［7］所 示；基于GEnx 發 展 的Leap-1A/1C 發 動機［15］作為空客A320neo 和中國商用飛機有限責任公司C919 飛機的動力，高壓壓氣機沿用了相似的級壓比分布和切線速度設計特征，葉片采用了更先進的全三維彎掠轉子葉片、弓形靜子葉片、端彎等。為保證足夠的喘振裕度，出口級抬高輪轂，采用了較高的輪轂比設計特征。2019 年GE 公司更進一步，打破了自己保持的發動機推力 世界記 錄，開發完成的GE-9X 發動機［11］推力達到了598 kN，高壓壓氣機采用11 級軸流式，總壓比達到了驚人的27。GE 公司多級高負荷高壓壓氣機技術國際領先，表2 給出了GE 公司典型高壓壓氣機的參數。

表2 GE 公司典型高壓壓氣機參數Table 2 Parameters of typical high-pressure compressors of GE Company

圖8 GEnx 高壓壓氣機結構示意圖［7］Fig.8 Structural sketch of GEnx high-pressure compressor［7］

美國PW 公司在寬體客機動力領域的代表是PW4000 系列發動機，高壓壓氣機采用11 級軸流式，壓比11，前4 級靜葉角度可調節，如圖9［7］所示。PW 公司和RR 公司組建的國際航空發動機公司（IAE）成功研發了窄體客機動力V2500 發動機，用于波音737 系列飛機，其中高壓壓氣機采用10 級，總壓比16，前5 級靜葉角度可調節。為了降低封嚴篦齒泄漏，PW4000 和V2500 高壓壓氣機采用了刷式封嚴技術，由具有彈性的金屬絲組成環形刷，封嚴效果相當于間隙0.1 mm、5 個齒的篦齒封嚴，且過渡態由于刷絲依然緊貼壁面，仍能起到良好的封嚴效果。2004 年PW 公司研制成功用于空客A318 飛機的PW6000 發動機，高壓壓氣機由德國MTU 公司研制，6 級總壓比10.4，平均級壓比1.477。2016 年，PW 公司開發完成齒輪傳動的PW1000G 系列發動機，在風扇和低壓壓氣機之間采用一套齒輪減速機構，以使風扇和低壓壓氣機都各自在最優轉速下工作，涵道比達到12，效率得到大幅提升。PW1000G使用8 級高壓壓氣機，壓比14，平均級壓比1.391，前4 排靜葉可調，前7 級轉子均采用整體葉盤結構，以充分減重。表3 給出了PW 公司典型高壓壓氣機的參數。

表3 PW 公司典型高壓壓氣機參數Table 3 Parameters of typical high-pressure compressors of PW Company

圖9 PW4000 高壓壓氣機結構示意圖［7］Fig.9 Structural sketch of PW4000 high-pressure compressor ［7］

英國RR 公司的民用大涵道比渦扇發動機采用三轉子結構形式，由20 世紀70 年代的RB211系列型號發展而來，相繼衍生發展Trent700、Trent800、 Trent500、 Trent900、 Trent1000、TrentXWB、Trent7000 等型號［16］，高壓壓氣機一脈相承，不斷改進。研制成功的TrentXWB 發動機［17］應用于空客A350 寬體客機，壓縮系統由1 級風扇、8 級中壓壓氣機、6 級高壓壓氣機組成。和GE 公司、PW 公 司 的 高 壓 壓 氣 機 相 似，RR 公 司TrentXWB 發動機壓氣機基于全三維設計技術，中、高壓壓氣機轉子反轉設計，采用新近發展的子午流道抬高氣動設計技術，改善速度分布，并采用了刷式封嚴、主動間隙控制技術等進一步提升效率和裕度。在支線客機或公務機動力領域，RR 公司發展了雙軸的Tay 和BR700 系列發動機［18］，其 中Tay 采 用12 級 高 壓 壓 氣 機，壓 比 僅6.5，BR710 采用10 級高壓壓氣機（圖10［19］），由V2500 發動機高壓壓氣機按照0.91 比例縮放，移植了V2500 新發展的可控擴散葉型技術，效率相比原型提升0.5%［19］。最新發展的Pearl 15 發動機融合RR 公司Advance-2 驗證項目的創新技術和經BR700 驗證的先進技術，是業界領先的公務機動力系統，其中10 級高壓壓氣機的總壓比達到24［20］。表4 給 出 了RR 公 司 典 型 高 壓 壓 氣 機 的參數。

表4 RR 公司典型高壓壓氣機參數Table 4 Parameters of typical high-pressure compressors of RR Company

圖10 BR710 高壓壓氣機結構示意圖［19］Fig.10 Structural sketch of BR710 high-pressure compressor ［19］

2. 2 國內發展現狀

中國航發商用航空發動機有限責任公司（簡稱商發公司）基于國內已有的航空發動機研制基礎和技術儲備，吸收消化發動機標桿企業公開的產品設計特征，于2009 年開始了民用大涵道比渦扇發動機的研制，命名為長江1000 發動機，作為配裝國產大型客機C919 的動力。其中作為核心部件的高壓壓氣機的研制也同步開展，經過十多年的攻關，取得了令人鼓舞的進展。

長江1000 發動機高壓壓氣機為十級軸流式，壓比20 以上，采用進口小輪轂比、沿程大軸向速度的設計特征，基于三維分析計算的復合彎掠葉片、弓形靜子和端彎葉片以及結合了可控擴散與預壓縮設計思想的自由定制基元葉型設計技術。結構設計方面，采用水平對開前靜子和雙層后靜子機匣，大量采用整體葉盤和扇形段靜子結構，后鼓筒采用焊接盤鼓結構進一步減重并提高結構的可靠性。應用該高壓壓氣機的整機已開展了初步的試驗驗證［21］。作為未來寬體客機的國產動力，長江2000 發動機及其高壓壓氣機也在同步研制。

3 設計方法和工具

民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機氣動設計方法與軍機發動機壓氣機的設計方法相近，主要包括一維參數設計與分析、S2流面設計與分析、葉片造型與S1流面分析、三維定常和非定常分析等，陳禹田等［22］對國內外壓氣機設計體系進行了很好的總結。從20 世紀60 年代起，隨著氣動理論的發展、試驗技術的進步和計算機能力的提升，航空發動機高壓壓氣機的氣動設計體系從二維、準三維發展到全三維［23-24］。當前，基于帶摻混模型的完全徑向平衡方程開展子午流面設計，并以全三維流場分析來支撐高自由度的基元葉型設計、彎掠葉片設計等技術的運用，已經成為工業界的常規做法。同時，正在研發下一代設計工具，例如將子午流面計算的速度與CFD 計算的局部流場精度相結合，基于CFD 的子午流面設計工具以及考慮了黏性力的葉片力模型等。

劉永泉等［25］將設計方法的發展分為了5 個階段，如圖11 所示。早期采用孤立葉型理論設計壓氣機，隨著葉柵空氣動力學的發展，葉片設計開始基于大量平面葉柵試驗的結果展開；1952 年，吳仲華教授提出了S1與S2流面理論，在此基礎上建立了壓氣機準三維設計系統；隨著計算流體力學的飛速發展，基于Navier-Stokes 方程的全三維計算分析方法取代經驗修正模型，流場細節豐富、級間匹配更優，三維彎掠扭葉片、葉片端彎、流道與葉片端部融合等［26-29］設計技術得到更好的應用，大大提高了壓氣機的性能水平；進一步發展的三維非定常分析方法，可研究轉/靜干涉、葉片周向布局影響、葉片氣動彈性設計、流場畸變影響等問題。

圖11 設計方法與工具體系發展［25］Fig.11 Development of design methods and tools［25］

國外高壓壓氣機設計的某些通用方法已進行了商業化運作，如Concept NREC 公司的敏捷工程設計系統（Agile Engineering Design System）、SoftInWay 公 司 的Ax-stream 設 計 軟件［30］。商業化的設計體系具有普適性，可滿足常規設計需求。但由于所使用的修正模型是公開論文發布的數據，隨著壓氣機的級數和單級負荷的不斷提升，壓氣機級間匹配和葉型設計難度不斷增加，該設計體系不再適用多級高負荷高壓壓氣機的設計。因此，為了滿足自身特殊的設計需求，GE、PW 和RR 公司都建立了自主的壓氣機設計體系［31-32］。GE 公司壓氣機設計體系的發展歷程和PW 公司基本一致，都已經從簡單的通流設計發展到目前的以三維CFD 為核心的多級三維定常/非定常設計，GE 公司設計體系如圖12 所示。在GE 的研發體系中，十分重視試驗數據的積累與使用，利用試驗數據對使用的工具，如通流程序等不斷進行校準和優化，提高設計軟件的精確度。下面基于文獻［31］簡要回顧下GE 壓氣機設計體系從初建到逐步完善的過程。

圖12 GE 公司壓氣機設計體系Fig.12 Compressor design system in GE Company

GE 公司壓氣機研發體系的建立最早可追溯至1941 年，至今已有80 年的發展歷史。在20 世紀50 年代，GE 公司基于簡單徑向平衡方程理論研發了11 級軸流高壓壓氣機TG180。為了進一步完善S2通流程序，20 世紀60 年代Smith 開發了可實現功和損失沿徑向分布的通流程序CAFD，并應用于J93 發動機高壓壓氣機的研發設計。在該版本的基礎上，GE 公司逐漸發展了二次流損失和堵塞模型、損失和落后角模型等，并通過試驗不斷校準經驗系數，最終形成了GE 公司當前使用的通流計算程序CAFMIX 2。

在三維黏性CFD 計算方法普及之前，GE 高壓壓氣機葉型設計大量參考了平面葉柵和低速模擬的試驗結果。20 世紀70 年代，GE 公司研發了CAT（Circular Arc Tweaks）葉片造型設計程序，該程序可以實現前緣和尾緣的形狀優化，厚度分布的選取也具有更高的設計自由度。通過該程序產生的高效葉型首先在平面葉柵和低速模擬試驗中獲得了驗證，之后成功應用于CFM56 和CF6 高壓壓氣機的設計研發。

GE 公司自主開發了適用于壓氣機流場的三維計算工具，經過GE 公司大量的試驗數據校核優化，如今GE 的所有高壓壓氣機葉型都是使用三維黏性計算工具進行最終階段的詳細設計。隨著三維CFD 技術的不斷發展，GE 壓氣機設計正從三維定常設計體系向三維非定常設計體系轉變。

國內壓氣機氣動設計體系在航空推進技術驗證計劃的支持下，開展了基于規范、軟件、數據庫和集成平臺的設計體系建設工作。國內研究院所相繼建立了壓氣機設計體系［33-34］，部分高校也自主開發了壓氣機三維仿真工具，比如北京航空航天大學的MAP，南京航空航天大學的NAPA 等，同時也相繼引進了一些專用軟件和通用商業軟件， 如CFX、FLUENT、NUMECA 等，通過預研工作，進一步驗證了這些軟件［22，35-36］。

從2009 年開始，商發公司（ACAE Company）在“大型飛機重大專項”和“航空發動機及燃氣輪機重大專項”的支持下，開展了民用大涵道比渦扇發動機高負荷高效率高壓壓氣機的研發。經過十多年的發展，初步搭建了民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機的設計體系（見圖13）。商發公司壓氣機的設計體系立足國內已有的設計基礎，并充分借鑒吸收國際先進的設計理念和方法。在一維設計方面，開發了多級壓氣機一維氣動參數計算軟件，考慮了葉型損失、端區損失、間隙損失、容腔影響等，發展了先進多級壓氣機流道設計和級間匹配技術；在S2流面設計方面，發展了基于通流矩陣和流線曲率算法的S2設計程序，綜合考慮了端壁和壓氣機級間引氣對壓氣機S2氣動布局的影響；在葉片造型方面，開發了高階自由中弧線疊加任意厚度分布葉片造型方法，實現多種可控擴散葉型的造型設計，且能對葉片前緣形狀進行精細化設計，具備對稱/非對稱橢圓型前緣及Droop 前緣造型的能力；在三維仿真方面，開發了具有自主知識產權的全三維數值仿真軟件Aero 3D，數值仿真結果與試驗吻合較好，具備較高的仿真精度?；谠O計體系各流程中的工具方法，搭建了壓氣機設計集成平臺，將流程、軟件和數據庫集成，設計結果關聯可追溯，提高了設計效率、保證了數據正確性。

圖13 商發公司壓氣機設計體系Fig.13 Compressor design system in ACAE Company

4 潛在技術探討

民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機持續向著高壓比、高效率的方向發展，實現高壓比的同時也帶來了出口級尺寸減小、雷諾數效應、葉尖間隙泄漏和封嚴、出口級葉片前緣厚度以及倒圓半徑偏大等問題。除了采用各種先進的優化算法進行三維彎掠葉片造型、合理調整轉靜子之間或者轉子徑向的做功量分配從而提高級間或者葉片根尖的匹配性能等方法外，文獻［37］還提出了合理布局引氣位置和引氣量、設計高精度高可靠靜葉調節結構、控制徑向間隙泄漏流動、控制葉型公差、減小壓氣機性能衰退等解決思路。高負荷、高效率壓氣機的本質是控制葉片通道附面層發展、二次流以及激波與附面層干擾的影響，國內外發展了一些新穎的方法并進行了初步驗證，這些潛在的方法可進行深入的研究探討，思考在高壓壓氣機中應用的可能性，為未來的工程應用建立基礎。

4. 1 串列葉片技術

串列葉片是一種葉片組合，包含前后布置且具有不同軸向重合度的雙排葉片。串列葉片技術可以在實現更大彎角設計的同時避免高負荷下附面層因過度累積而發生大尺度流動分離。McGlumphy 等［38］研究表明，串列葉片在 高負荷情況下比單排葉片具有更好的氣動性能，在擴散因子為0.62 時，串列葉片的損失下降了20%。Hoeger 等［39］針對民用航空發動機壓氣機前面級設計了可控擴散葉型的串列葉片，數值計算結果表明，相比于可控擴散葉型的寬弦葉片，串列葉片在高馬赫數進口條件下的氣流折轉能力更強。針對超聲速的情況，Eshraghi 等［40］采用數值模擬的方法對比了某超高負荷跨聲速單轉子葉片和幾何相似的串列葉片的性能。結果表明，串列葉片的質量流量和壓比分別比常規級提高了48%和9.3%。劉寶杰等［41］理論分析了串列葉片相比常規葉片的負荷優勢區間，并在低速試驗臺進行驗證，結果表明負荷系數＞0.46，串列葉片表現出明顯的優勢（見圖14［41］）。串列葉片由于其更為緊湊的結構形式，在縮短軸向長度和減輕重量方面具有明顯優勢。

圖14 常規壓氣機及串列葉片幾何造型［41］Fig.14 Geometric modeling of conventional stage and tandem blades［41］

4. 2 大小葉片技術

大小葉片技術在葉片中后部擴壓區域布置一個小葉片控制葉片通道中后段的流動，實現葉片彎角增加的同時氣流不發生分離，提高壓比和負荷，該技術使得軸流壓氣機單級壓比達到3以上。

Wennerstrom 和Frost［42］為 了 解 決 某 單 級 高負荷壓氣機性能低下的問題，于1974 年采用了大小葉片轉子的方案，在氣流最容易分離的葉背后段區域布置小葉片，既可抑制氣流分離，又不至于引起較大的通道堵塞、效率下降和重量增大。美國IHPTET 計劃中對大小葉片軸流壓氣機進行了技術驗證（見圖15［1］），在具備全三維流場設計分析技術基礎上，大小葉片技術得到了很好的驗證，如美國Allison 公司設計了軍用的大小葉片轉子的風扇。雖然未見大小葉片技術在大發動機上的應用，但在小發動機上已有應用實例。北京航空航天大學陳懋章團隊［1，43-44］對大小葉片在高負荷軸流壓氣機中應用做了大量開創性的工作，并且成功地設計和試驗了單級大小葉片壓氣機。

圖15 美國IHPTET 計劃大小葉片技術［1］Fig.15 Splitter rotor of American IHPTET plan［1］

4. 3 機匣處理技術

為了避免發生葉尖失速和喘振，保證壓氣機運轉至非設計工況時仍具有合理的穩定裕度，機匣處理技術應運而生。機匣處理主要通過在壓氣機轉子葉尖對應的機匣上挖槽或開縫來實現，其結構形式分為周向槽、軸向縫、軸向傾斜縫等，如圖16 所示［45］。

圖16 不同種類的機匣處理結構［45］Fig.16 Different configurations of casing treatments［45］

研究表明各種結構形式的機匣處理中軸向斜縫的擴穩潛力最大，能夠實現20%左右的裕度提升，其次是其他形式的縫式機匣處理；而周向槽機匣處理對穩定裕度的提升約10%［46-47］。Houghton 和Day［48-49］研 究 了 周 向 單 槽 的 軸 向 位置對壓氣機工作范圍的影響，結果表明靠近葉尖前緣和中部位置周向槽的擴穩效果更佳。Cevik等［50］研究發現鋸齒形槽可以減少葉尖二次泄漏，降低壓氣機總體性能參數對葉尖間隙尺寸變化的敏感性。Du 等［51］在某低速壓氣機上考察了機匣處理的擴穩機制，他們認為葉尖泄漏流和主流之間的交界面越過前緣是導致壓氣機失速的原因，機匣處理的應用延緩流量交界面向上游移動的現象，因而擴大了失速裕度。Sakuma 等［52］的研究表明機匣處理不僅改善了激波泄漏渦干涉引起的堵塞效應，同時還抑制了泄漏流動的形成，有效提升了穩定裕度。Koley 等［53］研究了“S”型、“U”型、半圓型3 種不同的機匣開槽形式對葉尖區域流場雷諾應力和湍動能的影響。由于機匣處理結構簡單，加工容易，且擴穩效果顯著，該技術目前已經在軍機壓氣機多個型號中應用，如F119、AL31F 等。

4. 4 葉身/端壁融合技術

葉身/端壁融合技術起源于機翼外流，20 世紀80 年代，Debruge［54］受到飛行器設計經驗的啟發，在壓氣機葉片與端壁連接位置施加倒圓后，發現可以起到改善角區附面層流動的效果。由于葉身/端壁融合對于端區二次流的控制具有特別的作用，科研人員開始對此展開研究。

Hoeger 等［55］以擴壓葉柵為研究對象，采用數值模擬的方法研究了葉身/端壁融合對壓氣機氣動性能的影響。結果表明，在葉片前緣處應用倒圓結構能增大端區的攻角范圍，同時降低橫向二次流的尺度，降低因前緣彎曲結構使氣流失速的可能，起到了增大葉片載荷且降低氣動損失的作用。北京理工大學季路成團隊［56-57］基于擴壓葉柵角區三維流場結構的認識，提出葉身/端壁融合技術可以通過3 種設計方法實現，分別是增大二面角角度，增大過渡曲線的最小曲率半徑以及降低二面角流向變化梯度。他們隨后將該設計方法應用在一系列軸流壓氣機上，這也表明葉身/端壁融合技術是未來航空發動機極具潛力的流動控制技術（見圖17［57］）。

圖17 葉身/端壁融合設計［57］Fig.17 Design of blended blade and endwall［57］

4. 5 附面層控制技術

壓氣機葉片通道內由葉片表面和端區的附面層形成的角區三維分離會導致流場的堵塞和損失，對壓氣機穩定工作和效率造成不良影響，嚴重阻礙了高負荷壓氣機的發展［58］。附面層流動分離控制主要有開縫葉片、渦流發生器、翼刀等被動控制方法和附面層噴氣、抽吸、射流、等離子激勵等主動控制方法，張健等［59］對此做了很好的總結，圖18 為端壁和吸力面附面層噴氣結構。

圖18 端壁和吸力面附面層噴氣結構［59］Fig.18 Structure of blade endwall and suction side boundary layer jet［59］

基于抽吸壓氣機吸力面附面層低能流體來增大氣流折轉角以大幅提高壓氣機的增壓比形成了吸附式壓氣機技術。吸附式壓氣機的概念最早于1997 年由美國麻省理工學院Kerrebrock團隊提出［60-61］，他們在動葉和靜葉擴壓極限位置設置抽吸槽，針對不同的葉尖切線速度設計了多臺吸附式壓氣機。研究表明：附面層抽吸不僅實現了更高的級負荷系數，而且每吸除1%高熵流體即可使得壓氣機效率提高約0.5%。當擴壓因子超過0.7 時，通流效率仍不低于87%。Merchant［62-63］和Schuler［64］等 優 化 了 Kerrebrock等設計的2 臺高低速吸附式壓氣機，通過數值模擬和試驗等手段進一步驗證了吸附式壓氣機的可行性，圖19［63］給出了某高速吸附式壓氣機試驗件的示意圖。吸附式壓氣機的概念為高負荷壓氣機設計提供了新的思路，越來越多的學者開始關注并從抽吸槽幾何形狀、抽吸位置以及抽吸量等影響因素展開研究，得到了許多有價值的成果［65-68］。

圖19 吸附式壓氣機氣動布局［63］Fig.19 Layout of aspirated compressor［63］

5 難點和問題討論

5. 1 高負荷壓氣機設計

提高壓氣機的總壓比有2 個途徑：① 保持級數不變，提高壓氣機的平均級壓比；② 通過增加級數提高總壓比。通過采用先進的優化算法進一步挖掘三維彎掠扭葉片的負荷潛力，結合流道與葉片融合控制角區附面層發展，提高平均級負荷水平。采用大的切線速度、來流馬赫數和葉片彎角，可以提高壓比和負荷，但效率會受到不利影響。另外還需要考慮合理的級反力度設計，控制轉靜子功分配。與軍機相比，民機高壓壓氣機由于飛行工況相對穩定，在全面考慮機匣承受的熱載荷和氣動載荷以及轉子承受的熱、氣動力、離心力載荷，精確估算壓氣機工作范圍內熱態和冷態之間變形量的基礎上，可以采用較小的轉子徑向葉尖間隙和級間篦齒間隙來提高壓氣機的性能［69］。對于多級高壓比軸流壓氣機，全工況范圍內各級之間的匹配良好是氣動設計的首要難點［70］。設計過程中包括計算方法和計算模型都做了某些形式的簡化，如轉靜交界面的處理、倒圓倒角、級間轉靜封嚴容腔、制造裝配誤差等，這些簡化都會產生偏差。在級數增多之后，偏差越來越大，這種偏差對于下游葉片來說，就會工作在一個非最佳工況的狀態，逐級往下游累積，導致壓氣機最終偏離設計，達不到預定的設計目標。針對這類問題，可采用分塊或分級的設計方式，但這種方法對邊界條件要求較高且對設計偏差值的預估極為依賴經驗。另外，壓氣機通道內存在著高度非定常流動［71］，與壓氣機性能及氣動穩定性密切相關，如轉靜干涉，渦系的生成、發展和消逝，喘振邊界預估，氣固熱耦合［72］等難題，影響了對壓氣機性能和強度水平的估算準確性。在研制過程中，基于試驗結果對方案進行多次“驗證-調整-再驗證”的迭代才能得到最終的設計結果。但這種多級高負荷壓氣機的驗證過程絕非易事，周期、成本和試驗能力都是很大的考驗［73］。

5. 2 中國民機高壓壓氣機的發展

國內依據多年的軍機壓氣機的研制經驗，各相關科研院所已初步建立了軍機壓氣機研發體系，推進了型號研制［74］。但在民用大涵道比渦扇發動機高通流、高負荷、高效率的高壓壓氣機方面的技術儲備和經驗積累少，困難和新問題多。商發公司初步建立了民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機設計體系和研發平臺。但中國與國際標桿公司之間仍存在較大的差距，主要體現在試驗數據的積累、設計工具與模型的不完善、材料和工藝的穩定性等方面［75］。一方面，中國壓氣機研發中積累的平面葉柵吹風試驗、低速大尺寸模擬試驗、部件試驗和整機試驗環境下的試驗數據有限，與國際航空發動機公司積累的數據相距甚大，所使用的設計工具和模型仍需要充分的校核和改進，如端區損失模型、葉型落后角模型等參數的選取仍然需要不斷的積累和沉淀；另一方面，由于壓氣機研制難度大，尤其是多級高負荷壓氣機的研制涉及氣動熱力學、結構材料力學、強度分析等多學科的交叉應用，而中國在多學科交叉方面的研究基礎仍相對薄弱。同時在材料、加工工藝方面，對中國的高端加工制造、特種材料工藝能力等提出了新的挑戰，如壓氣機出口級溫度較高，使用的某些種類高溫合金的工藝還不穩定，性能與國外同類材料相差較大；復雜整體葉盤加工和盤鼓特種焊接技術還不成熟等。

民用大涵道比渦扇發動機及高壓壓氣機除了追求高性能、經濟性、可靠性之外，還需要滿足市場、成本、重量、適航等要求［76-77］。需要注重高壓壓氣機的正向設計的思路，充分捕獲與高壓壓氣機利益攸關方的需求，進行運行場景的分析，基于完整的需求進行高壓壓氣機的設計定義。開展充分的驗證工作，包括設計過程的方法和工具的驗證、零組件工藝方法和過程的驗證、從材料級、元件級到零組件與部件級的逐級積木式驗證等。國際標桿企業基于多年的研發積累與系統工程的應用，在民用航空發動機及高壓壓氣機部件正向設計領域已形成了行業體系和示范案例。

借著國家科技重大專項的機遇，中國民用大涵道比渦扇發動機及高壓壓氣機迎來了發展良機。為縮短壓氣機研制周期，提高設計質量，減小中國與國際標桿公司的差距，壓氣機設計研發體系的發展需要重視基礎研究和試驗數據的積累利用、重視研究工作的系統性和正向性、重視螺旋上升的研究規律，加大高校、研究機構和企業的通力協作。

6 結束語

民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機具有高效率、高壓比、高通流的“三高”特征，設計難度大。評述了高壓壓氣機技術指標發展、氣動設計、結構、材料和工藝特征?？偨Y了美國GE、PW和英國RR 公司民機高壓壓氣機的技術發展現狀，梳理了標桿公司高壓壓氣機設計體系的建立過程。簡要介紹了商發公司近年來依托 “大型飛機重大專項”和“航空發動機及燃氣輪機重大專項”開展的民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機設計方面的進展。中國在民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機技術能力方面與國際標桿公司之間仍存在較大的差距，主要體現在試驗數據的積累、設計工具與模型的不完善、材料和工藝的穩定性等方面。期望能借鑒吸收國際先進高壓壓氣機的設計特征，重視基礎試驗數據，基于系統工程的正向研發理念，加強校企院所的合作，加快中國民用大涵道比渦扇發動機高壓壓氣機領域的技術進步。