风扇/压气机设计技术

风扇/压气机设计技术
——气动设计技术；间隙控制；旋转失速；防喘技术
——发动机；风扇；压气机；
定义与概念：压气机是燃气轮机的重要部件，它的作用是提高空气的总压。压气机包括"转子"和"静子"两部分，"转子"是沿轮缘安装许多叶片的几个轮盘组合而成的，每个轮盘及上面的叶片称为一个"工作轮"，工作轮上的叶片称为工作叶片。"静子"是有几圈固定在机匣上的叶片组成的。每一圈叶片称为一个整流器。工作轮和整流器是交错排列的，每一个工作轮和后面的整流器为一个"级"。
    风扇是涡轮风扇发动机的重要部件之一，它的作用与压气机的相同。风扇后面的空气分为两路，一路是外涵道，一路是内涵道。风扇一般为一级，使结构简单。
风扇/压气机设计技术主要包括气动设计技术、全三元计算技术、间隙控制技术、旋转失速和喘振控制技术、结构设计技术、材料与工艺技术等方面。
国外概况：目前，战斗机发动机的推重比在不断提高，因此要求风扇/压气机级压比不断提高但又保持效率在可接受范围内，这始终是风扇/压气机设计所追求的目标。美国80年代中期开始实施的"综合高性能涡轮发动机技术"计划（即IHPTET计划）的目标是在下世纪初验证推重比为20的战斗机发动机技术，风扇结构最终实现单级化，压气机也由9级减为3级。俄罗斯的风扇/压气机的研制计划与美国IHPTET计划相类似。也就是说，研制高压比风扇/压气机已经成为风扇/压气机的发展趋势。美国、俄罗斯等国家都已制订研究计划并已取得阶段性成果。
    风扇单级压比在目前最先进战斗机发动机F119上已达1.7；在预研的试验件上，美国达2.2，叶尖速度475m/s；而俄罗斯试验件单级压比达2.4和3.2，叶尖速度则分别为577m/s和630m/s。转子叶片展弦比则减小到1.0左右。
    对于核心压气机，也呈现大致相同的发展趋势。核心压气机平均级压比从50年代的1.16提高到90年代的1.454，而叶尖速度从291m/s提高到455.7m/s。目前，美国现役战斗机发动机和正处于工程和制造发展阶段的90年代先进战斗机（ATF），其核心压气机基本上是70年代研制成功的。GE公司下一代核心压气机正处于研究起步阶段，目标是比目前最高级压比再提高25%。由此可见，追求更高的级压比一直是各国研制风扇/压气机的发展方向。
    风扇/压气机的级压比的提高主要有以下途径：一是进一步发展传统的跨音级风扇/压气机。传统的跨音级风扇/压气机是指转子相对来流叶尖超音、叶根亚音，静子绝对来流亚音。目前各国现役发动机风扇/压气机进口级均属此类型。进一步发展传统的跨音级风扇/压气机即进一步提高叶尖切线速度，如采用小展弦比前缘后掠式叶片，将叶片设计成掠式几何形状以合理控制通道激波的强度，在利用气流跨越激波产生压比突跃的同时控制激波的损失。二是研制超音通流风扇。80年代后期NASA 刘易斯研究中心开始实施一项超音通流风扇计划，研制出的此类风扇进出口轴向气流速度均超音。与传统跨音风扇相比，当叶尖切线速度相同时，超音通流风扇可实现更高的级增压比。
    1、风扇/压气机的气动设计技术
    压气机的气动设计又可分为：
    初始方案设计
    初始方案设计主要是根据空战战斗机飞行任务和设计约束条件及其先进气动布局的技术特点，确定发动机的总压比、流量、效率、裕度等设计条件，选择合适的风扇或压气机设计方案，并根据确定的气动方案设计初始结构方案。通常，初始方案设计又分为以下几个阶段：
    a. 方案筛选   进行平均流线上的气动计算，优化压气机参数（如级数、流道形状、轮毂比、进口单位流量、出口马赫数、反力度、展弦比、稠度、转速等）；
    b. 方案评估   采用二维气动计算程序对一维计算筛选后的方案进行分析。通过调整流道和设计参数轴向压力分布，对径向和轴向载荷分布进行优化；
    c. 确定初始结构方案设计。
    详细设计阶段
    根据初始方案设计阶段确定的方案，进行详细的气动设计计算，流场分析和强度分析，经过反复迭代得到最终气动设计结果。详细的技术设计阶段步骤如下：
    a. 进行详细的准三维气动设计计算；
    b. 根据气动计算结果进行叶片造型，对造型结果进行S1流面流场计算，根据计算结果修改叶片造型；
    c. 对设计结果进行三维流场分析，并根据计算结果修改设计。反复迭代直到满足设计要求；
    d. 对叶身进行应力和振动分析，根据分析结果修改叶型；
    e. 对叶片进行颤振分析，并修改叶型；
    f. 进行非设计点性能计算；
    g. 机匣处理设计；
    h. 编写最终气动设计报告。
    2、全三元计算技术
    在上述设计高性能的风扇或压气机的过程中，采用何种数值计算方法是评估设计方法好坏的一个关键因素。传统的、忽略粘性或对粘性进行简化处理的分析设计方法不能真实反映风扇或压气机三维流场的复杂流动。目前世界上有能力设计航空发动机的国家，都在研究压气机全三元计算，以求更精确地反映风扇或压气机中的复杂流场，有效地提高设计精度，但这必须以高速大型电子计算机为前提条件。全三元计算又分无粘和有粘两类。无粘计算都采用解欧拉动量方程，有粘计算是直接求解N-S方程。
    无粘三元流计算
    在解欧拉方程中有几种计算网格，如H型网格、C型网格、变形的H网格和C-H网格等。从计算方法来说，有离散点的差分法、有限体积法和多重网格法。
    差分法通常采用MarkComak差分格式进行计算。这种方法计算准确性还可以，但有计算迭代步数多、时间长等缺点。
    多重网格法计算迭代步数最少，所用机时也最少。无粘计算结果，流量比设计值大一些，压比偏高，叶背M数峰值偏后，激波前M数叶偏大，但叶片进口的气流方向计算较为准确。这种方法在压气机设计中可用做验算叶片型面设计好坏和改进叶型设计。
    求解N-S方程
    欧拉方程加上粘性项就是纳维尔斯托克斯（N-S）方程。求解N-S方程所需要的条件比求解欧拉方程更高，电子计算机计算速度每秒高达亿次或几亿次，并且需要有大的内存和外存设备。因为计算粘性流，沿壁面计算站之间距离非常小（一般在0.1-0.2mm左右），计算站和计算结点非常多，计算工作量巨大。
    计算粘性流需要解决的另一个问题就是紊流计算模型。目前，计算紊流采用零方程、一方程和双方程。普遍认为双方程模型与混合长度模型（计算分离点）相结合，效果更好。
    N-S方程解得的叶片排内流场与实际测得的更吻合，这使得压气机设计又向前迈进了一大步。
    3、间隙控制技术
    现代航空发动机先进的气动设计与试验方法已使压气机效率高达88%以上。再要进一步提高发动机性能，就要尽量减小气流泄漏，减少流道中的端壁损失。叶尖间隙损失是通道端壁损失的重要组成部分，这种损失是由动叶和机匣间的间隙造成的。中等推力、中等增压比的发动机，叶片高度较大，由叶尖间隙造成的损失还不很严重。随着增压比的增加，叶片高度显著缩短，高压压气机后几级的叶高有的已缩短到20-30mm，这样叶尖间隙造成的损失变得非常显著。根据实测，叶尖间隙相对值（即间隙/叶片高度）增加1%，效率约降低1%；而效率降低1%，耗油率约增加2%。因此，为了保持发动机在主要工作状态下间隙最小，在其它状态不发生干扰摩擦，提出了间隙控制问题。
    叶尖间隙控制的方法可以分为被动控制和主动控制两种。
    被动间隙控制
    被动间隙控制，即不随发动机工作状况调节的间隙控制技术。主要对转子和静子在不同工作状态下的受力状况进行认真分析，尤其是对机匣在各种工况下的热变化进行精心设计，以求转、静子之间的热配合恰当，使间隙保持在允许的范围内。一般过去研制的发动机都采用这种方法。主要是通过减小装配间隙、采用双层机匣或低线膨胀系数的合金做机匣等途径来减小发动机工作时的径向间隙。美国GE公司的CF6在前安装节处增加一个切向连杆，使压气机机匣最大局部变形由1.8mm减小到1mm，从而减小压气机间隙。美国普?惠公司的JT9D在外封气环上喷覆陶瓷涂层，在叶尖上敷以碳化硅涂层，以改善环与叶片之间的可磨合性。在JT8D高压压气机外环上喷涂镍铬聚酯易磨材料，使转子叶片旋转时，利用叶片在外环上磨出环槽，以减小间隙。英国罗?罗公司的RB211采用双层结构机匣，保持气流通道的内层机匣仅承受气动载荷，外层机匣则承受并传递结构载荷，刚性较好的外层机匣变形小，可以使RB211在飞行时保持均匀的叶尖间隙。在设计机匣时，应使机匣在不同的发动机工作状态下直径的变化与转子叶尖的径向膨胀尽可能一致，从而保证巡航状态间隙较小。另外，还可以采用低线膨胀系数材料做压气机机匣，由于稳态下可以得到更小的间隙，而瞬态下压气机机匣与转子能更好地配合，预计效率能改进0.4%。在压气机机匣上开槽，使叶尖间隙伸入一矩形槽或沟中，也是控制叶尖间隙、提高压气机性能的有效方法之一。目前，CF6-80C2、CFM56-5、RB211-524G/H、PW4000发动机都在压气机机匣上开有斜槽。
    主动间隙控制
    主动间隙控制是根据发动机的工作状态，人为地控制机匣或转子的膨胀量，使转子和静子的热响应达到较好的匹配，在高空巡航状态间隙尽可能小，而在其它状态又不致发生干扰摩擦。英国罗?罗公司的RB211发动机的叶尖间隙的主动控制是根据叶尖间隙传感器信号使封严环前后移动，将间隙保持在±0.25mm。美国GE公司为高效节能发动机E3的压气机设计的主动控制系统，是通过调节压气机后机匣上的第5级放气量来实现对第6级到第10级压气机的间隙控制。美国普?惠公司的PW4000发动机的高压压气机采用了"热效"转子（Thermotics rotor），即在起飞和巡航过程中，将压气机第9级和第15级的空气引入转子内腔，以保持较小的径向间隙。
    此外，采用更先进的刷式封严取代传统的篦齿封严能有效减少径向间隙的漏气量，提高发动机效率达4%-6%。目前，EJ200、V2500、XG40发动机都已采用刷式封严。近年，NASA兰利研究中心又开始研制一种新的叶尖间隙自适应控制法--形状记忆合金法。它是将形状记忆合金环放置在压气机每级的凸肩上，当每级达到自身的工作温度时形状记忆合金环径向收缩，将运转间隙降低到某一预定值。实验发现，装上这种形状记忆合金环能提高压气机效率0.8%，耗油率将下降0.2-0.4%。
    4、旋转失速和喘振控制技术
    旋转失速是一种限制在压气机叶片排附近的流动扰动现象。也就是说，它不影响压气机远处的上下游。旋转失速发生在压气机转速一定而空气流量减少时。当空气流量减少到一定程度就能观察到不稳定流动，同时压气机发出特殊叫声，振动也增大。在动叶后测得的流场表明，有一个或多个扰动流或称失速团以低于转子的速度围绕着压气机旋转，这种非稳定工况即称之为旋转失速。此时，压气机压比突然下降，气动性能明显恶化，有时还会导致压气机着火。另外，每个叶片在进入和退出失速区时还会承受脉动载荷，容易引起疲劳断裂。统计表明，旋转失速是使压气机叶片疲劳断裂的主要原因之一。旋转失速时，其气流的脉动频率较高（约40-120Hz）、脉动的幅值比喘振时小。
    喘振是一种与系统相关的流动扰动现象。也就是说，整个压气机系统被包含在不稳定过程中，而不仅仅是压气机叶片排，即压气机发生失速，而系统发生喘振。喘振一般发生在发动机的非设计状态或发动机工作状态发生变化的过程中，尤其是发动机遇到恶劣的工作条件时，如飞机机动飞行引起进气道畸变，发动机吸进发射武器产生的废气等，都可能引发发动机喘振。喘振具有突发性，如处理不当，能在很短时间内损坏发动机，甚至导致严重后果。当发动机偏离设计状态时，压气机通道中气流受到扰动，压气机叶片会因气流冲角变大，叶背产生气流分离，分离较强时便损害这些叶片的工作性能而发生失速，当失速扩大到一定程度时，造成压气机流道的堵塞，压气机出口压力急剧下降，空气流量也随之下降甚至出现回流，燃烧室温度迅速超过允许值，在叶轮的不断旋转下，气流参数出现周期性低频脉动（频率在20Hz以下），通常还伴随有低沉的轰鸣声并能程度不同地观察到有火舌从喷口喷出，这是喘振的主要特征。
    研究表明，旋转失速可以导致压气机喘振，特别是突跃式的旋转失速，很容易导致喘振。但到底是不是发生喘振还要看外部条件。
    压气机的防喘技术包括两个方面：一是改进压气机结构设计以预防喘振的发生；二是设计喘振控制系统。
    压气机防喘结构设计
    压气机的防喘结构设计主要有两种：一是进行机匣处理；二是采用双转子或三转子结构。
    A、 机匣处理
    机匣处理对于转子叶尖为临界失速区的转子非常成功。实验表明，压气机失速时，叶尖首先达到失速区，经转子机匣处理后，其失速裕度有显著改善，且增压比、效率也有一定改善。美国NASA刘易斯研究中心采用了一个5级跨音速压气机的进口级进行机匣处理的试验研究，试验了以下三种不同结构：
    (1) 沿叶片角度开槽；
    (2) 沿周向开槽；
    (3) 沿轴向开斜槽。
    以上三种结构均使喘振裕度由未经处理的8%增加到17%。实验表明，从总的性能改善来说，轴向斜槽的效果最好，可大大减少转子通道的阻塞程度，从而提高喘振裕度。
    B、 采用双转子或三转子
    当压气机工作状态偏离设计值时，双转子或三转子发动机的高低压转子的转速会自动调整以适应各级空气轴向分速的变化，使流量系数接近设计值，高低压各级的匹配情况得以改善，从而增加喘振裕度。
    压气机防喘控制系统
    压气机防喘控制系统常用的有以下几种：
    A、 压气机中间级放气法
    该方法通过减少后几级的空气流量，使前几级可以采用较大的流量系数以避免喘振，且使前、后各级工作更为协调，从而改善压气机工作特性，扩大稳定工作范围。但由于放气不利于发动机效率的稳定，因而目前这种防喘方式已受到冷落。
    B、 可调进口导流叶片和静子叶片
    该方法通过调整进口导流叶片或前几级整流静子叶片，调节压气机的工作状态，使每一级的流动接近最佳状况，部分地消除由于气流方向造成地分离现象，避免喘振的发生。采用可调导流叶片和静子叶片，不仅可以达到防喘目的，而且非设计点效率也得到提高，因此目前还广泛应用于压气机的设计中。
    近年来，又有许多新的防喘措施出现，比如日本先进材料燃气发生器研究院提出在转子之前装备可移动的轮毂片制成轮毂周围人为的静止失速区，以收集失速团。静止失速区产生一个位移效果，期望用这种效果来增加靠近转子叶尖处的速度，从而控制失速区。
    5、先进的结构和工艺技术  
    目前国际上对未来先进的航空发动机风扇/压气机还采用了一些先进的结构减轻重量，简化结构，提高性能。这些先进的结构有：
    (1)空心叶片
    目前先进发动机的风扇/压气机叶片前几级多采用无凸肩、宽弦、空心设计，采用高强度的金属基复合材料，利用扩散连接、超塑性成型等特种加工工艺制成，具有高的级载荷、效率与喘振裕度，且具有较高的抗外物（包括鸟）击伤能力。
    (2)小展弦比、前掠转子叶片和后掠静子叶片
    叶片后掠设计是从飞机后掠翼的思路发展来的，主要目的是当来流马赫数超声速时，减小垂直于前缘的马赫数，从而减小前缘脱体波的损失；当槽道中激波面与波前气流速度矢量斜交时，减小激波损失。但后掠设计的叶片由于在叶片尖部施加了一个弱的端壁流使得局部气动负荷增加，尾缘处附面层变厚，从而造成喘振裕度减小，实用性不好，通常用于静子叶片。叶片前掠设计即克服了后掠设计喘振裕度小的缺点：叶根有一定的后掠，叶尖前掠。叶根有少量的后掠，使叶根起到气动减载。而叶尖来流超声速，同样使垂直叶片前缘马赫数下降，槽道内激波面前倾，使波前气流速度矢量与激波面斜交，这样克服了叶片后掠的缺点，使得叶片能同时提高性能和加大喘振裕度。但由于叶片中上部前掠，叶片颤振加剧，若设计不好，一旦发生颤振，则叶片容易损坏。
    (3)整体叶盘
    其结构特点是无叶片榫头，原轮缘的榫头变为鼓筒；盘变薄，内径直径变大；消除了盘与榫头的接触应力，同时也消除了由于榫头安装角引起的附加力矩产生的挤压应力，减轻了盘的重量，提高了叶片的振动频率。
    (4)无盘转子
    采用钛基复合材料制造无盘空心鼓筒，将压气机叶片粘结在其上。这种无盘转子大大减轻了压气机盘的重量。
    采用以上的先进结构，可大大减轻发动机重量，从而进一步提高发动机推重比。当然，材料的突破性发展以及设计与其相适应的结构也是非常重要的。目前国际上对未来先进的航空发动机风扇/压气机采用的新材料有铝钛金属间化合物和金属基复合材料。
    可以看出，目前国际上进行新型发动机及其零部件的研制，设计虽然起着主导作用，但是材料和工艺都是基础，只有设计、材料和工艺三位一体有机的结合，才能保证发动机研制成功。
    另外，近年来风扇噪声问题已经越来越引起人们的注意。研究人员在这方面进行了大量的研究工作。直到目前为止，主要采取的措施是实行短舱处理和减少源噪声。在减少源噪声方面，主要措施是合理选择叶尖切线速度、转子叶片数、转子/静子叶片数比例和转子/静子轴向间距。
    由于计算机条件限制、气动计算的紊流模型尚不成熟、全三元设计体系尚未建立，直接采用全三元方法设计压气机还为时过早。到目前为止，设计轴流压气机仍然以准三元设计体系为主，全三元计算作为正问题验算压气机叶排内流场，从中发现问题，修改准三元设计参数。准三元压气机气动设计系统由准三元气动设计、叶片型面设计、特性和喘振边界估算、无粘三元计算程序等组成。
    未来压气机（风扇）设计是继续提高流通能力、叶尖切线速度和平均级负荷。提高流通能力可以减小发动机进口直径，从而有效地减小发动机重量，提高推重比。其办法是减小轮毂比（d）和提高气流轴向马赫数（Ma）。目前，风扇设计中采用的d为0.34，Ma为0.631，下一步将分别变为0.31和0.65-0.67。提高叶尖切线速度和扩散因子可以提高级压比，从而减少给定总压比条件下所需的级数并由此减少整个发动机的长度和重量。通用电气公司的节能发动机的风扇和压气机进口叶尖切线速度分别为410m/s和450m/s，目前试验研究中的叶尖切线速度已达550-600m/s。通过三维气动设计又可使扩散因子提高0.07。高通流、高级压比压气机要采用低展弦比弯掠叶片。目前，已验证的风扇级压比已达2.0-2.5，压气机级压比达1.5-1.6。
    风扇是民用大涵道比涡扇发动机的关键技术，今后研究的方向有弯掠叶片、带箍叶片和分隔式叶片。降噪、抗外物损伤和叶片包容能力也是大风扇设计中的关键问题。
关键技术：（1）非定常有粘全三维气动设计技术；
    （2）大小叶片设计技术；
    （3）弯掠风扇叶片设计及制造技术；
    （4）整体叶盘设计及制造技术；
    （5）二次流控制技术；
    （6）刷式密封设计及制造技术；
    （7）金属基复合材料设计。
应用与影响：风扇/压气机是航空发动机的重要压缩部件，它的性能的好坏直接影响整个发动机的性能。