核心機驅動風扇級氣動特性及靜子方案研究

摘 要：核心機驅動風扇級（CDFS）是實現變循環發動機寬涵道比調節的關鍵部件之一，其在不同工作模式下出口氣流角差異較大，造成CDFS與下游部件匹配困難。針對這一問題設計在CDFS轉子后增設一排小彎角靜子葉片的方案，優化CDFS與下游部件的匹配效果。使用NUMECA中的AutoGrid5軟件包對CDFS進行網格劃分和仿真計算。計算結果表明：在轉子后增加靜子會降低CDFS的效率，但能提高CDFS的穩定裕度，雙涵道模式下小彎角靜子方案的穩定裕度相對無靜子方案提高4.4個百分點，且壓比、效率均高于常規靜子方案，是一種性能較優的CDFS靜子方案。

關鍵詞：核心機驅動風扇級；變循環發動機；穩定裕度；優化匹配

中圖分類號：TP391.9" 文獻標志碼：B" 文章編號：1671-5276（2024）05-0113-05

Reserch on Aerodynamic Features of Core Driven Fan Stage and Stator Scheme

Abstract：As core driven fan stage （CDFS） is one of the key components to realize the width and bypass ratio regulation of variable cycle engine， its outlet flow angle varies greatly under different working modes， making it difficult to match CDFS with downstream components. To solve this problem， a row of small Angle stator is designed to add behind the CDFS rotor to optimize the matching effect between CDFS and downstream components. The calculation results show that the addition of stator scheme behind the rotor will reduce the efficiency of CDFS， but can improve the stability margin of CDFS. The stability margin of the small angle stator scheme under the double bypass mode is 4.4 per cent higher than that of the scheme without stator scheme， and the pressure ratio and efficiency are higher than the conventional stator scheme： a CDFS stator scheme with better performance.

Keywords：core driven fan stage；variable cycle engine；stability margin；optimized matching

0 引言

變循環發動機兼顧了亞聲速飛行的低油耗與超聲速飛行的高單位推力需求，可以使戰斗機在擁有高機動性的同時還擁有較大航程和續航時間，是先進戰機動力的必然發展方向。核心機驅動風扇級（CDFS）作為其實現寬涵道調節的關鍵部件之一，受到了高度重視。

國外對變循環發動機研究起步較早，美國NASA等相關部門于1970年開始超聲速巡航飛機計劃的研究［1］，并初步確定了GE21這一雙外涵變循環發動機的基本結構。NASA Lewis研究中心于1979年對雙外涵變循環發動機風扇系統開展設計與試驗研究［2-3］，將風扇級劃分為前風扇和CDFS，并通過調節進口導葉角度，在達到寬涵道變化效果的同時保證了部件的高效率［4］。

近幾年，國內在變循環發動機的CDFS方面也開展了相應研究，文獻［5］將前段風扇與CDFS進行了聯合匹配計算，得到了風扇外涵道背壓變化下的CDFS的壓比特性。文獻［6］分析了CDFS徑向非均勻的參數對變循環發動機整機性能的影響。文獻［7］中使用彎曲靜子葉片消除低能流在靜子根部的堆積從而改善了CDFS的性能。

目前針對CDFS的研究主要集中于部件穩態性能及常規葉型設計，在兼顧葉片性能與部件匹配方面還需進一步的探索。本文對CDFS在不同工況下的氣動特性開展仿真分析，并針對CDFS在單涵道模式與雙涵道模式中轉子后方流動差異較大的問題，為CDFS在轉子后增設靜子葉片，以優化與下游部件的匹配，同時提高CDFS的穩定裕度。

1 物理模型及數值模擬方法

1.1 物理模型

本文基于文獻［5］中的CDFS模型開展數值仿真計算。如圖1所示，CDFS由進口導葉、轉子與CDFS旁路構成，下游的分流環將氣流分為兩股，一股通過CDFS旁路與外涵道混合，另一股流入高壓壓氣機。

CDFS在變循環發動機中主要有兩種工作狀態，分別是超聲速巡航時的單涵道模式（渦噴）和亞聲速巡航時的雙涵道模式（渦扇）。兩種狀態所對應的風扇級工況如表1所示。

1.2 計算設置及驗證

使用NUMECA中的AutoGrid5軟件包對CDFS進行網格劃分，采用O4H結構化網格，湍流模型選擇S-A模型。第一層網格高度ywall設置為0.002mm，以保證y+在1～10。控制方程采用三維Navier-Stokes方程，計算采用全二階精度差分格式，進口邊界條件給定總溫總壓，出口邊界條件給定徑向平衡的靜壓。選取單個葉片通道為計算域，生成的部分網格示意圖如圖2所示。

如圖3所示，對比了采用NUMECA軟件對CDFS設計點仿真計算的結果與文獻［5］中相應的試驗結果。可以看出，計算值與試驗值趨勢基本一致，在壓比相同時仿真結果的流量較試驗值總體偏高約4%。這主要是由于進口邊界條件不同，計算結果的進口邊界設置為均勻來流，而試驗的進口氣流來源于前段風扇的出口。本文主要開展的是規律性的研究，著重分析計算結果的相對差別，因此該誤差在可接受的范圍內。總體而言計算方法較為可靠，其結果可以作為本文的研究依據，本文后續研究所涉及的仿真工作均照此方法開展。

2 CDFS寬涵變化的氣動特性分析

CDFS主要依靠調節進口導葉的角度實現單/雙涵道工作模式的切換，此時導葉角度變化達40°、流量減小29.2%（表1），其氣動特性存在較大差異。

如圖4所示，對比了兩種工作模式下轉子90%葉高截面的相對馬赫數分布。在單涵道模式下，CDFS流量較大，流速較高，葉片通道內雖然存在激波，但流動情況良好，CDFS效率為0.865，穩定裕度為19.8%。在雙涵道模式下，CDFS流量較小，通道內為亞聲速流動，未形成明顯激波，但轉子受負攻角影響，在吸力面發生了明顯的流動分離，CDFS效率下降了4.2%（0.829），且給轉子處的流動穩定性也帶來不利影響，此時其穩定裕度僅為13.3%，不能滿足常規壓氣機穩定裕度不小于15%的要求。CDFS性能參數如表2所示。

CDFS在兩種工作模式下的氣動性能差異對轉子出口流場影響也十分明顯，圖5所示為兩種工作模式轉子出口氣流角的徑向分布。隨著葉高增大，轉子出口氣流角差距越來越大，90%葉高處氣流角相差超過26°，這使得發動機切換工作模式時，下游的高壓壓氣機進口導葉攻角過大。針對這一情況，采用在轉子后增加一排靜子的方案，調整CDFS出口氣流角，改善工作模式切換引發的下游部件攻角問題，優化CDFS與下游部件的匹配，同時提高CDFS的穩定裕度。

3 CDFS轉子下游靜葉方案對比

3.1 靜子葉片設計

由于CDFS單/雙涵道模式的轉子出口氣流角相差較大，后方的靜子需承受較大的攻角，在此前提下對靜子開展葉片設計，擬設計兩種靜子方案。第一種靜子采用常規設計方法，幾何進口角設計基于雙涵道模式，幾何出口角為軸向，此時該靜子葉型彎角為44°～56°（葉根至葉尖）；第二種靜子葉型彎角較小，幾何進口角同樣基于雙涵道模式，出口角在保證靜子不發生流動分離的前提下，盡可能偏向軸向，得到小彎角靜子的葉型彎角為13°～22°（葉根至葉尖），出口氣流角為30°～35°。常規靜子可以將氣流轉為軸向，但較大的氣流轉角使靜子葉片后方易發生流動分離。小彎角靜子削弱了流動分離的影響，提高了靜子的性能。將常規靜子與小彎角靜子分別與CDFS進口導葉和轉子組合，形成兩種CDFS靜子方案，并依此開展仿真計算。圖6為CDFS轉子下游新增靜子示意圖。

3.2 計算結果分析

圖7所示為兩種靜子的總壓恢復系數沿葉高分布。單涵道模式下，靜子在90%葉高附近總壓恢復系數較低，結合圖8（e）與圖8（g）可知，受負攻角影響，常規靜子和小彎角靜子的吸力面從葉尖開始發生流動分離，造成了較大總壓損失。常規靜子在葉中部分總壓恢復系數較高，在葉根處性能較差，可以看到圖8（c）中常規靜子葉背處有明顯分離，而圖8（a） 中小彎角靜子無分離現象。雙涵道模式下靜子總壓恢復系數高于單涵道模式，且小彎角靜子總壓恢復系數略高于常規靜子，從圖8（d）與圖8（h）中可以看出，常規靜子在吸力面發生了明顯流動分離現象，產生的渦結構與下游氣流摻混時也會造成一定的損失，而小彎角靜子未出現明顯分離。總體而言，小彎角靜子方案的流動情況優于常規靜子方案。

圖9所示為靜子出口絕對氣流角分布對比。小彎角靜子出口氣流角在兩種模式下最大相差3°，平均出口氣流角約35°，常規靜子在兩種模式下最大相差5°，平均出口氣流角約6°。常規靜子出口氣流角接近軸向，但小彎角靜子出口均勻性相對更好。兩種靜子均減小了不同工作模式下出口氣流角度差，能起到優化與下游部件匹配的作用。

圖10—圖13為各方案特性圖，圖中各方案在不同模式下參考點的選擇依據為：在流量與壓比均高于表1中風扇級參數的前提下，盡可能選擇效率較高的點。對比4組特性圖，可以看出增加靜子后CDFS在相同流量下壓比與效率均有所下降，但穩定裕度上升。相比無靜子方案，兩種模式下小彎角靜子方案的工作點效率平均下降約4.2%，常規靜子方案平均下降約7.2%，常規靜子方案的壓比也相對較低。在穩定裕度方面，相比無靜子方案，單涵道模式小彎角靜子方案將穩定裕度從19.8%提升至23.8%，雙涵道模式小彎角靜子方案將穩定裕度從13.3%提升至17.7%，可以看出，小彎角靜子方案在優化與下游部件匹配的同時，壓比與效率下降較小，且穩定裕度更高。因此小彎角靜子方案是一種性能更優的CDFS氣動方案。

4 結語

本文分析了CDFS寬涵變化下的氣動特性，然后針對CDFS與下游部件匹配問題在轉子后方分別設計了常規靜子與小彎角靜子，并對比了各靜子方案，最終得到了以下結論。

1）CDFS的單涵道模式與雙涵道模式氣動性能差異顯著，雙涵道模式相比單涵道模式，效率相對下降4.2%，穩定裕度下降6.5%，且兩種模式下轉子后氣流角相差較大，在葉尖處最大相差超過26°，造成下游葉片攻角較大。針對這一問題提出在轉子后增加靜子，以增大穩定裕度，同時調整CDFS出口氣流角，優化與下游部件的匹配。

2）在CDFS轉子后增加靜子減小了兩種工作模式下CDFS出口氣流角度差，有利于CDFS與下游部件的匹配，同時改善了CDFS的穩定裕度。但效率與壓比均有所降低。

3）小彎角靜子方案的效率、壓比以及穩定裕度均高于常規靜子方案，相比無靜子方案，小彎角靜子方案將CDFS的穩定裕度在單涵道模式下提高4個百分點，在雙涵道模式提高4.4個百分點，是一種性能較優的CDFS靜子方案。

參考文獻：

［1］ HABRARD A. The variable-cycle engine-a solution to the economical and environmental challenge of the future supersonic transport［C］// European Symposium on the Future of High Speed Air Transport Proceedings. Strasbourg， France： ［s. n.］， 1990： 211-218.

［2］ HOFFMAN S. Bibliography of supersonic cruise research （SCR） program from 1977 to mid-1980［M］. Chicago：National Aeronautics and Space Administration，1980.

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［4］ SULLIVAN T，PARKER D. Design study and performance analysis of a high-speed multistage variable-geometry fan for a variable cycle engine［R］. Chicago：National Aeronautics and Space Administration，1979.

［5］ 葛瑤. 變循環發動機多級風扇與外涵一體化數值計算方法研究［D］. 南京：南京航空航天大學，2020.

［6］ 宋甫，周莉，王占學，等. 核心機驅動風扇級氣動參數徑向分布對變循環發動機性能的影響［J］. 推進技術，2020，41（7）：1449-1456.

［7］ 賴安卿，付堯明，陳淑仙. 彎曲葉片靜子對核心機驅動風扇級的影響研究［J］. 機械設計與制造，2016（4）：9-12.