大涵道比涡扇发动机风扇_压气机气动设计技术分析

　第29卷　第3期　2008年　　5月航　空　学　报

ACTAAERONAUTICAETASTRONAUTICASINICAVol129No13May　2008

文章编号:100026893(2008)0320513214

大涵道比涡扇发动机风扇/压气机

气动设计技术分析

陈懋章,刘宝杰

(北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京　100083)

特邀

Fan/CompressorAeroDesignTechnologyforHighBypassRatioTurbofan

ChenMaozhang,LiuBaojie

(SchoolofJetPropulsion,BeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Beijing　100083,China)

摘　要:对用于大型客机的大涵道比涡扇发动机的风扇/压气机气动设计技术现状及其发展趋势进行了概述,分析了其技术难点,旨在说明中国发展高性能大涵道比涡扇发动机在风扇和压气机方面将面临的一些挑战,并分析亟待突破的一些关键技术。

关键词:大型客机;大涵道比;风扇;压气机;气动设计;噪声中图分类号:V231.3　　　文献标识码:A

Abstract:Fan/compressoraerodesigntechnologiesfortheofhighturbofansaresum2marized,andtheirchallengesonourdevelopmentofhighSomekeytech2nologiesthatneedtobebreakthroughareproposed.

Keywords:largecommercialairplane;high;;aerodesign;noise

20世纪30vonOhain,从———喷气时代。经过60多年持续不断的发展和创新,航空发动机和飞机的性能日益提高,已对人类社会的各个方面产生了重大而深远的影响。航空涡轮发动机以其先进性和复杂性成为一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。

在各种航空涡轮发动机中,军机主要追求高的推重比;而民机则有更多方面的要求,如经济性、安全可靠性和环保等。20世纪50年代出现了装机使用的涡轮风扇发动机。由于其特有的技术优势,在现代的军用和民用航空发动机中已逐渐占据主流地位。目前中国已将大型民用客机正式列为中长期发展规划中的重大专项,而世界干线客机的动力100%均采用涡轮风扇发动机,这种状态在未来相当长的时期内不会有根本性的变化。作为大型客机的动力装置,涡轮风扇发动机的主要优势在于:不仅能提供较快的飞行速度,而且具有良好的经济性、安全性、可靠性和维修性,也能满足国际民航组织提出的环保等方面的要求。

收稿日期:2008203221;修订日期:2008204207通讯作者:刘宝杰E2mail:liubj@

目前现役大型客机的典型技术指标是:

①飞行速度:800～850km/h(Ma=0175～0180,11km高空)。

②巡航耗油率:0155～0160kg/(daN h)。③空中停车率:≤01002～01005次/1000EFH。

④寿命约为5×104h。

进入21世纪后,对这些方面提出了更高的要求,为此美国和欧盟制定了相应的技术发展目标,如表1所示,以满足人们的未来需求。

航空涡轮发动机经济性的提高主要是依靠提高发动机的总效率,降低发动机的研制、生产、使用和维护成本。发动机的单位耗油率与总效率成反比:

ηCe=v0/H0

(1)

式中:v0为飞行速度;H为燃料热值,η0为总效

η率,η其中η0=ηt×p。t为发动机的热效率,表示发动机作为热机将加入的热能转变为循环功的有

效程度或理想程度;ηp为推进效率,表示发动机作为推进器的有效程度。

51　4　

航　空　学　报

表1　欧盟和美国中长期发展目标[1]

Table1　EuroandUSAmid2andlong2termrequirementsforaeroengines[1]

基准

2007—2010年

2020年目标

(欧洲航空技术研究顾问局)

第29卷

美国(先进技术

发动机计划目标)

燃油消耗/CO2

噪声(相对于国际民航组织第3阶段标准)/dB

燃油消耗率(发动机)

发动机推重比

氮氧化物释放量(相对于国际民航组织96标准)

基准减少(14～18)

基准

316～415

减少(7%～10%)FB减少(30～33)

8%～12%

减少50%(包括机身)

减少40减少(15%～20%)

µ4减少80%

减少25%　减少50%减少45——

减少75——

µ4减少40%

减少30%减少70%减少80%

燃气涡轮发动机按Brayton循环工作,在压

缩、膨胀等过程均无损失的理想条件下,热效率随压缩比单调增加,而与涡轮前温度无关;对于有损失的实际循环,效率最高的压缩比随涡轮前温度升高而增加。所以从提高发动机热效率的目的出发,希望尽可能提高涡轮前温度和压缩比。目前大涵道比涡扇发动机的循环压比已经提高到40左右,涡轮前温度已提高到1400～1500℃的水平,高到50左右,风扇发动机的发展即着眼于降低喷气速度以提高

推进效率。而涵道比越大,则离速损失越低,推进效率越高。图1展示了半个多世纪以来航空涡轮发动机总效率的提高依赖于推进效率和循环效率不断提高的情况,这也将是21世纪航空发动机效率提高的规律。表2,6～8,下一10左右,未来发动机的12以上。正是由于航空发动机函道比的不断提高,如图2所示,使得航空发动机巡航耗油率不断降低,与早期民航发动机相比,耗油率下降了50%,到2020年左右,高涵道比涡扇发动机的耗油率将进一步降低15%～20%。

图1　航空涡轮发动机效率不断提高[2]

Fig11　Engineefficiencyadvancement[2]

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表2　典型大涵道比涡扇发动机的发展历程和循环参数

Table2　Turbofanengineadvancementandtheircycleparameters

取证时间典型发动机涵道比风扇压比总增压比涡轮前温度/K

巡航耗油率/(kg daN-1 h-1)

1977—1992年

RB211,PW4000,CFM56,V2500,

PW2037,JT9D,CF6280C2/E1

4～611725～301500～15700158～0170

1993—2007年Trent800,PW4084,GE90,Trent900,Gp7200

6～9115～11638～451570～185001565～01600

2008年以后

GENx,Trent1000,PW8000

10～15113～11450～60>19000150～0155

图2　航空涡轮发动机耗油率不断降低[4]

Fig12　Specificfuelconsumptionadvancement[4]

随着人们生活水平的不断提高,对于航空飞行

的舒适性和环保性提出了越来越高的要求。如图3所示,随着新的适航条例的实施,对于飞行噪声的控制越来越严格。如图4所示,飞行噪声由发动机噪声和飞机噪声两部分构成,而发动机产生的噪声则远大于飞机。发动机噪声主要来源于风扇、喷流、燃烧和涡轮,其中风扇噪声和喷流噪声较大,因此美国和欧盟在过去20年投入大量人力、物力和财力加强对发动机各种降噪技术的研究,为了达到更低的噪声水平,甚至不惜牺牲一些气动性能。为了满足未来发展的需要,美国和欧盟近期都制定了专门的噪声研究大型国家级规划,例如美国在1994—2001年实施的先进亚声速技术计划(AST)

部署了降噪技术计划,从2001年又开始实施的安

静飞机技术研究计划(QAT),初期投资1亿美元,该计划自2004年起加大了投资力度;而欧盟从2001年开始实施为期5年的相应计划———SILENCER,是欧洲有史以来关于噪声研究的最大

计划,投资高达111亿欧元。从GE90发动机目前采用的主要降噪技术可以看出,为了降低噪声,当代大涵道比涡扇发动机不但大量采用声衬,而且在发动机的气动设计上采取了大量措施[4]。因此,过去20年大涵道比涡扇发动机降噪技术已经成为发动机气动设计技术的一个重要组成部分,特别是风扇和排气系统的设计,噪声水平已经成为发动机气动设计的一个重要指标。

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图3　航空涡轮发动机噪声不断降低[5]

Fig13　Enginenoisereduction[5]

。

(:8次方成比例,所以由,进而确定风扇外涵压比、涵道比和其他循环参数。

(3)为满足起飞的噪声要求而将风扇压比降得很低后,在高空巡航时推力不够,于是用变循环,即缩小喷口、降低涵道比、提高风扇压比,以提高推力。这时噪声会加大,但在高空,对地面没有直接影响。

(4)发动机藏在机身内而不是在短舱里,从而可以截断前传噪声。

(5)发动机从飞机的背部进气而不是从腹部,也可降低向地面传的噪声。

(6)发动机在飞机的后部,可以抽吸机身背部边界层(图5),虽很不利于发动机的工作,会增大发动机的耗油率,但可加大飞机升阻比,从而降低阻力,使飞机总的耗油量下降。

图4　飞行噪声的主要来源[6]

(7)优化起飞(着陆)方案,在爬升率(下降Fig14　Noisesourcesonconventionalaircraft[6]

率)、推力之间优化,以降低地面噪声。

为了满足降噪要求,剑桥大学Whittle实验

室和麻省理工学院GTL实验室也联合开展了静音飞机研究计划,其噪声水平比欧盟和美国2020年指标还低5dB,在机场外听不见飞机声音。他们的研究具有一系列重要创新,包括组织和学术,如图5所示的静音飞机的主要特点如下:

(1)由学校、公司、用户组成知识综合集成共图5　静音飞机设计方案[6]

同体,可用公司的资源,如Boeing,RR的程序和

Fig15　Silentaircraft[6]

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静音飞机研究的启示:

(1)静音飞机研究取得了超出预想的成功,超低的噪音和耗油率是革命性的。

(2)成功的基本经验是采用了全新的研究模式:①产学研紧密结合;②知识综合系统集成。

(3)组织形式是知识综合集成共同体(KIC)。

(4)所用的每一项技术几乎都不是新的,有的甚至可以追溯到喷气时代的黎明期。

图6给出了GE公司风扇/压气机气动设计技术的演变,从图中可以看出,自20世纪80年代以来,航空发动机风扇/压气机的气动设计技

术先以准三维为主;20世纪90年代以来则逐渐建立起了以三维CFD技术为核心的现代设计体系,使其逐渐摆脱了耗资多、周期长、风险大、主要依靠完备实验数据库的“传统设计方法”。下面将以大涵道比涡扇发动机为背景,重点分析过去20年其风扇/压气机气动设计技术的发展现状,及其进一步的发展趋势,总结其技术难点,旨在说明中国将来发展高性能大涵道比涡扇发动机在风扇和压气机方面将面临的一些挑战,以及亟待突破的一些关键技术,从而为中国明确大涵道比涡扇发动机的技术发展途径提供参考。

图6　GE公司风扇/压气机气动设计技术的演变[4,8]

Fig16　GEfan/compressoraerodesignsystemevolution[4,8]

的效率进一步提高。

大涵道比风扇叶片之所以能够实现先进掠型设计的关键在于突破了宽弦空心叶片或复合材料叶片的制造技术。如图8所示,与传统造型相比,当前大涵道比风扇基本都采用复合掠型的设计,叶片中上部后掠,实现通道激波的后掠,从而降低激波损失;叶片尖部前掠,从而有效提高风扇的失速裕度;此外,宽弦设计本身还会进一步促使激波在空间的倾斜;再加上叶型的定制设计,从而使得激波损失,以及相应的附面层损失和二次流损失明显降低,风扇设计点的效率比常规造型的风扇有明显改善。图9给出了GE公司GE902115B掠型风扇与常规造型风扇性能的对比。除上述设计点风扇效率明显

1　风扇气动设计技术与发展趋势

111　风扇气动设计技术现状

过去20年,风扇宽弦空心钛合金叶片以及复合材料叶片制造技术的突破,使得风扇的机械性能大幅度提高,为涡扇发动机的涵道比不断增加提供了可能,从而有效提高了发动机的推进效率,而且突肩的取消,也使得风扇的效率明显提高。图7给出了RR风扇效率的演变过程,从图中可以看出,20世纪90年代以来,随着风扇/压气机的三维气动设计技术的提高,通过采用三维气动造型,实现了风扇内部流场的定制设计,使得风扇

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航　空　学　报第29卷

提高之外,先进掠型风扇另外一个明显的优势是其堵塞流量也有所增加,从而使得发动机的起飞推力相应增大。

技术(不包括声衬技术)[7]。

(1)风扇转子设计:选取低的叶尖切线速度,重视降低尾迹的宽度和强度。

(2)拉大转子与静子间距:明显增加转子与风扇外涵出口导叶的间距,适当增大转子与增压级进口导叶的间距。

(3)出口导叶叶片数的选择:通过外涵出口导叶叶片数的选择,使之能够截断转子叶片通过频率成分的噪声模态向下游的传播。112　风扇气动设计发展趋势

为波音787飞机研制的、预计明年投入使用的GEnx和Trent1000发动机代表了当今大涵道比涡扇发动机的先进水平,其涵道比已经达到10,发动机的噪声水平比FAR36第3阶段的规定低近30dB;2020年前1。

,其最大的挑,以及由此引发的推力、重量等问题。图10给出了新一代发动机主要采用的降噪技术,主要是要从风扇、声衬、短舱和锯齿形喷口(chevronnozzle)几方面入手,其中风扇设计采取的先进降噪技术主要包括以下几方面[5,10211]:

(1)进一步降低风扇转子的叶尖切线速度(转子噪声近似与叶尖速度的4次方成正比)。

(2)对叶片造型,特别是出口导叶造型采用子午后倾、弯掠等三维优化气动造型。

(3)以降噪为目标对风扇加功量分布等一些重要设计参数进行优化。

(4)加强风扇部件全流场中尾迹和分离等各种旋涡流动的控制。

上述几项技术中最有效的、也是难度最大的就是进一步降低转子的叶尖切线速度,如图11所示,对于涵道比在10左右的发动机,其叶尖切线速度已经降到声速左右,现有风扇结构形式和驱动方式还不需要改变;但是未来涵道比12以上风扇的叶尖切线速度下降到声速以下时,现有双转子的发动机风扇驱动方式和结构形式必须进行创新,由此将引发一些新的气动设计问题。随着风扇涵道比的不断增加,风扇叶尖切线速度的不断降低,会带来两方面的问题:一是风扇增压级的切线速度非常低,其加功增压能力严重不足;二是风扇压比持续降低,导致发动机的起飞推力明显损失。由于RR公司采用3转子发动机,所以不存

为了满足未来适航条例关于噪声水平的要求,当前先进的大涵道比风扇设计中已开始将风扇的噪声水平作为重要的设计指标之一,同时将噪声的分析和评估直接纳入风扇的气动设计体系与流程。下面以GE90发动机为例(图5),简单分析现阶段大涵道比风扇气动设计上采用的降噪

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在增压级的问题,但是GE和PW公司则面临严峻的挑战,为此提出了创新的发动机结构形式。

(1)齿轮驱动风扇

除了上述提到的增压级问题之外,随着涵道比的增加涡扇发动机的低压转速不断降低,导致当代涡扇发动机低压涡轮级数多、尺寸大,成为决定发动机的成本和重量的关键因素,这些问题在涵道比12以上的涡扇发动机研制上更加突出。解决这些问题的一个有效途径就是采用齿轮驱动风扇,如图12所示,风扇不再由低压涡轮轴直接驱动,而是通过一个3∶1的体内减速器将低压转速降低后再驱动风扇。PW,PWC,FiatAvio和MTU对该技术已进行了15年的攻关,目前正在进行全尺寸的试验验证,其难点主要在于小尺寸、大功率、长寿命和高可靠性体内减速器的研制,以及风扇支承形式等结构设计上[12]。

如图12所示,齿轮驱动风扇有以下几方面的优点:

,能够获得更高的,。

,从而进一。

③低压涡轮能够采用较适合的转速,使级数减少一半左右,从而大幅度降低发动机的成本和重量。

图12　齿轮驱动风扇发动机及其优势[12]

Fig112　Gearedturbofananditsadvantage[12]

④增压级的加功增压能力大幅度增加,能够

以更少的级数获得更高的压比。

低叶尖切线速度自然决定了风扇的增压比有

所降低,到2020年高涵道比风扇的叶尖切线速度在260m/s左右,相应的设计压比会在113左右。这样的风扇虽然能够获得更高一点的效率,但是

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由于风扇压比的明显降低,会损失较大的起飞推力,这一方面需要在发动机的循环参数选择上进行平衡;另一方面需要加大风扇的通流能力,通过提高其来流马赫数以增大起飞推力,其设计点来流马赫数会增加到0160以上。因此,除了低噪声之外,高通流、高负荷和高效率是高涵道比低叶尖切线速度风扇气动设计的目标和挑战。

(2)对转风扇与PW公司致力于发展的齿轮驱动风扇不同,GE公司为应对未来高涵道比涡扇发动机的挑战,提出了低压系统对转的发动机概念,如图13所示。低压系统对转发动机采用了两级对转风扇,辅助增压级与转速更高一些的第2级风扇连在一起,为了实现这样的工作方式,发动机必须采用三转子技术,通过使低压涡轮对转,实现风扇的对转,这与常规三转子发动机相比,结构和支撑形式更为复杂一些,因此其技术挑战也是相当大的。

由于同样采用低叶尖切线速度,对转风扇各自的转速并不高,但是通过对转,它可以加大涡轮的做功能力,从而减少低压涡轮的级数,达到减轻重量、降低成本的目的。与齿轮驱动风扇相比,对转风扇有一个优势,其每一级转子的压比并不高,但是两级的总压比则接近当前较高切线速度风扇的增压比,从而能够获得更大的推力。

从气动设计上两级对转风扇若要获得比现有风扇更高的效率,其关键在于第2级转子的设计,因为它的速度三角形可能不利于实现高效率。此外,由于对转风扇转子之间,以及第2级转子与出口导叶之间的轴向间距不能拉大到单级风扇时的距离,因此其转子相互作用形成的噪声,以及转子与出口导叶相互作用形成的噪声将有所增加,需要其他降噪措施加以弥补。

与齿轮驱动风扇相比,。

图13　对转风扇发动机及其优势[9]

Fig113　Counterrotatingengineanditsadvantages[9]

2　压气机先进设计技术与发展趋势

在当代大涵道比涡扇发动机中,风扇/压气机

部件仍占到发动机总长度的50%～60%,重量的40%～50%,制造成本的35%～40%,维修成本的30%[13]。在压气机气动力学、计算流体力学(CFD)和计算结构力学都取得了很大进展的今天,高压压气机的研制依然是高风险、高难度的工

作,高压压气机的设计至今依然是发动机研制中的技术瓶颈之一。

现阶段,乃至未来相当长的一段时间内,对高压压气机的要求分别体现在以下3个方面:

(1)性能

在宽的转速范围内有高的效率;级压比高;轴向长度短(更少的级数);重量轻;长期使用的性能衰减慢。

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(2)安全性

抗外物打伤能力强;良好的机匣包容性;叶片、盘、轴和整个部件可靠性高;转子动力学稳定性好;有足够的失速裕度和抗上游来流气流畸变的能力。

(3)成本

制造成本低;维修成本低;鲁棒性好。

如图6所示,过去20年高压压气机的设计已经发展到多级全三维造型阶段,结合图14给出的GE90发动机高压压气机的发展历程,分析高压压气机气动性能不断提高所采取的主要关键技　　

术。在美国高效节能发动机(E3)计划的支持下,在20世纪80年代初,GE公司依靠丰富的高压压气机设计经验,基于二维/准三维的传统设计体系,成功研制出了10级压比23的高压压气机,为GE公司之后的20年保持世界领先水平奠定了坚实的基础,到目前为止,它所达到的压比仍然是世界之最。过去20年,GE公司利用三维设计技术对其不断进行改进和提高,图14给出了其中重要的发展里程碑。改进的最主要手段就是采用全三维造型技术,如图15所示,高压压气机的通流　　

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能力,常用转速(流量)范围内的效率,特别是设计点效率均有明显提高。同期RR公司也发展自己的三维设计技术,通过采用叶片三维气动造型使其Trent500和Trent900发动机高压压气机的效率明显提高(图16)。

平分别是MTU研制成功的6级压比11的高压压气机,其平均级压比接近115,应用对象是中小推力级别的发动机,例如PW6000,由单级高压涡轮驱动;另一个就是前面提到的GE90高压压气机,10级压比23,其平均级压比接近114,应用对象是大推力级别的发动机,由两级高压涡轮驱动。其他更高级负荷的尝试到目前为止都失败了,包括PW公司自己研制的PW6000高压压气机。

根据前面提到的对于高压压气机的3方面要求,随着材料、结构和工艺,以及压气机设计技术的进一步发展,未来高涵道比发动机的高压压气机性能将进一步提高。现阶段研发的一些先进技术,如图18所示,将用于研制未来更高性能的高压压气机。

图16　RR公司发动机高压压气机效率[3]

Fig116　HighpressurecompressordevelopmentofRRturbofans[3]

在20世纪90年代,三维气动造型技术提高部的分离,,,三维况,进一步降低了通道主流的流动损失;同时通过加大转子叶片前掠,在稳步提高压气机的级负荷的同时,有效地提高了压气机的失速裕度。

图18　高压压气机先进设计技术[12]

在先进材料和整体叶盘结构的支持下,高压Fig118　Advanceddesigntechnologiesofhighpressurecompres2sor[12]压气机的叶尖切线速度能够进一步提高,再利用三维气动造型技术,各大发动机公司不断向更高级压比的高压压气机发起挑战。图17给出了各种发动机压气机级数及其能够获得的压比的关系图,其中决定性的衡量指标就是平均级压比。到目前为止民用大发动机用的高压压气机的前沿水　　

3　中国大涵道比风扇/高压压气机面临的

技术问题和建议

过去中国航空发动机发展一直以军机为主,虽然军用和民用发动机有大量共用技术,但由于军用涡扇发动机主要追求高推重比,与民用大涵道比涡扇发动机的性能指标要求有重大差别,所以结构和研制技术也存在重要差别;相对于军机而言,中国更是缺乏大涵道比涡扇发动机的研制经验,因此中国在民用大涵道比涡扇发动机的研制上面临非常严峻的挑战。

作者认为应当理清关键问题,统一规划,有针对性地加强基础研究和技术验证,一方面为大涵道比的工程研制提供技术支撑(补课);另一方面

图17　高压压气机压比与级数的关系[12]

Fig117　Highpressurecompressordesigntrends[12]

就是要发展和储备未来更高涵道比涡扇发动机研

制的先进理论、方法和设计技术(储备),从而使中国未来第2代高涵道比涡扇发动机能够达到当时

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的国际先进水平。

下面就作者的认识,谈谈中国在大涵道比风扇/压气机部件气动设计上面临的一些主要技术问题。

311　尽快建设一些关键研究设备

(1)风扇噪声实验研究台

速大尺寸压气机试验装置成功用于高压压气机基

础研究、关键技术验证和型号研制,为GE高压压气机的发展做出了重要贡献[15]。之后,PW和RR公司也开始广泛采用该技术;MTU公司为了发展高性能高压压气机,20世纪90年代中期在Dresden理工大学建设了与GE公司类似的多级低速大尺寸压气机试验台。各大发动机公司之所以重视高压压气机低速模拟技术,就是因为其加工和试验成本只有全尺寸高速试验件的几十分之一,可以详细测量其内部流场,加工、装配和试验都非常灵活,能够以较少的投入对各种先进设计理论和方法进行大量的系统的试验研究与验证。此外,其详细测量结果可为多级压气机CFD技术的校验与改进提供丰富的试验数据。

仅以GE公司发展高压压气机三维气动造型。图20年基于E3高

发动机作为有史以来最为复杂的旋转热力2推进机械,其内部存在各种复杂的流动、传热、燃烧等气动热力现象,以及强烈的流体间、流体与固体间的相互作用,这些复杂的流动及相互作用产生了频率成分复杂的各种离散噪声和宽频噪声。因此,从气动声学的角度看,发动机也许是当今最为复杂、最难研究的噪声对象,在机理、分析手段和方法,以及控制技术等各方面研究上都存在非常大的难度。例如,噪声分析与预测方法所需要达到的流场计算精度远远超过了准确预测气动性能需要的精度;风扇、喷流噪声试验环境要远比性能试验环境苛刻得多,超过了气动性能试验的要求。

,60,过去20,投入大量的财力和物力,建立起了完善的从基础研究到应用研究的各种关键设备[14,16217]。相比之下,中国发动机行业还没有这些关键研究设备。这是需要纳入规划,尽快建立的。

(2)低速大尺寸多级压气机试验台虽然中国目前拥有开展多级压气机研究的多种高速试验设备和手段,但是面向大涵道比涡扇发动机要求的高效率高负荷多级高压压气机的研制,还缺少一种关键研究手段———多级低速大尺寸压气机试验台及相应的试验技术。众所周知,全尺寸高速多级高压压气机加工和试验成本较高、周期长、测量难度大,试验危险性高,特别是后面级通道狭窄,在高速设备上开展多级压气机后面级内部复杂流动机理、先进设计理论与方法的研究,以及要实现压气机气动设计的优化,其费用和周期都是无法承受的。国外在发展高压压气机过程中,走出了一条能够解决多级压气机中后面级研究的经济、高效、可靠的路子,就是多级低速大尺寸压气机模拟试验台(多级压气机前面级由于存在激波,不能用低速模拟的方法进行研究,必须进行高速试验研究)。

自20世纪70年代,GE公司率先将多级低

GE公司高压压气机后面级的三维气动造型技术就是在低速大尺寸压气机试验台上进行系统研究与验证的,图中给出了两种改进方案与E3原型压气机性能曲线对比。GE公司正是利用

这种试验研究手段,发展了各种定制叶型技术,得到了如裁缝量体裁衣似的针对当地具体流动情况的各种解决措施,如前加载、后加载、转捩控制和叶尖间隙泄漏补偿等叶型技术,消除了气流分离,提高了效率和失速裕度,为GE公司成功研制E3发动机做出了基础性贡献。而这些针对当地具体流场的“定制”措施,在高速试验台上是很难做出的,因为在高速台上很难测出当地具体流场结构细节。如果GE公司全部采用高速全尺寸试验,完成上述高压压气机三维气动造型的优化,其花费不但是目前的上百倍,而且其研制周期根本无法保证。

应该强调指出,即使在CFD已得到长足发展的今天,这种低速大尺寸多级压气机试验台仍然是不可替代的,后面将要指出,主要是由于对湍流流动预估能力的限制,CFD技术还难以完全解决高性能多级压气机研制问题。

总之,无论是高速多级高压压气机试验研究还是CFD技术都难以精确掌握其中的流动细节,而低速大尺寸多级压气机试验却具备这种能力。细节不仅决定成败,也决定可能达到的高度。中国压气机的效率难以达到很高的水平,应在细节

52　4　

航　空　学　报第29卷

上下功夫。航空技术先进国家都走了低速大尺寸途径,唯独中国未走!

312　设计理论、方法和设计体系需要改进与完善

(1)风扇噪声

(2)CFD与风扇/压气机设计体系的完善与

验证

作为当代风扇/压气机三维气动设计体系的

核心,CFD技术成为研制高性能风扇/压气机的关键手段之一。目前在风扇/压气机基础研究中已经开始采用三维非定常CFD技术,以及更为先进可靠的大涡模拟(LES)和分离涡模拟(DES)等方法,但是由于计算资源的限制等问题,在未来相当长的一段时间内风扇/压气机的工程设计中三维定常CFD技术仍将起重要作用。20世纪90年代以来国内外在风扇/压气机的研制上开始广泛且深入地应用定常数值模拟技术,但在实践中三维定常CFD技术既带来过成功的经验,也有失败的教训,因此国外各大发动机研究机构都在不断发展和完善有源程序的风扇/压气机CFD软件,[18],中国风扇/压,因此在计,特别是对于多级压气机的,迫切需要向以自行发展的CFD软件转变,并重视以下3个方面的研究:

①湍流模型和LES

鉴于风扇/压气机内部的复杂流动情况,特别是多级压气机,未来相当时间也难以发展出普适的湍流模型,所以必须加强对现有湍流模型的适用性分析,校验各种情况下的计算精度,积累计算经验,提高风扇/压气机模拟的可靠性(噪声的可靠分析和预测强烈依赖CFD计算结果的可靠性)。此外,必须加强湍流转捩模型的研究与应用,因为它是准确模拟许多流动现象的关键。

由于难以发展出普适的湍流模型,且计算机能力提高很快,所以一段时期以来,国际上出现一种看法,即用LES和DES处理叶轮机内部复杂流动问题,其优点是:

a1避开了大尺度意义下的湍流模型问题,而可代之以亚格子尺度的模型模拟,这种模型对边界几何条件的相关性更低,具有更高的各向同性,因而有更高的通用性;现在甚至已有学者不用亚格子模型而直接截断。

b1本身是非定常的,因而对于处理叶轮机内转、静子之间固有的非定常问题具有先天的优势,对于研究动、静叶相互作用,如上游尾迹对下游边界层的非定常扫掠和转捩等问题也很自然。

这种方法是有前途的,但仍需解决一些难题,

美国和欧洲自20世纪60年代就开始展开风扇噪声产生与传播机理及控制方法的研究,经过几十年的研究,目前对风扇离散噪声产生的机理已有了相当深入的了解,特别是过去20年,在风扇离散噪声预测技术和控制技术上也取得了非常大的进展,使得当代高性能风扇的离散噪声及其前传噪声水平都大幅度降低。相比之下,在风扇宽频噪声的预测技术,以及风扇后传噪声的控制上还有相当大的潜力可挖,这自然成为美国和欧洲下一阶段相关研究的重点。

随着对风扇噪声设计水平要求的不断提高,国际上关于噪声应用基础研究的重点放在了结合先进的CFD技术,发展能够更为准确预测离散噪术上,以及各种先进降噪技术上,4个方面展开[16]:

的预测能力,CFD技术中的可行性。

②发展CFD技术与声传播和辐射计算技术的接口技术,以及从声源到远场的全声场预测技术。

③利用试验测量结果校验上述模型和技术。④发展低噪声风扇设计新概念、方法和设计技术。

为了能够给噪声分析和预测的各种理论模型和计算方法提供可靠的试验测量数据,国外为此发展了各种先进的测试技术。这些先进的测试技术,以及风扇噪声的预测分析方法,是中国未来建立和发展风扇噪声分析系统的理论和技术基础。长期以来,中国对民用大涵道比涡扇发动机的研究开展较少,对于风扇噪声的可靠预测分析方法和各种先进的降噪技术技术贮备不足,在这方面与国际先进水平存在相当大的差距,这是中国民用大涵比涡扇发动机研究亟待弥补的重要一课。为此,中国需要建立风扇噪声分析系统。

建立起风扇噪声分析系统以后,就可以将其与风扇的气动设计系统耦合在一起,发展建立风扇气动-噪声耦合分析系统,从而具备低噪声高性能大涵道比风扇的设计能力。

　第3期陈懋章等:大涵道比涡扇发动机风扇/压气机气动设计技术分析　525

特别是亚格子尺度的模拟问题。

②动、静叶之间的信息传递

除湍流模型之外,当前多级风扇/压气机模拟不够准确的另一个重要原因就是它不能很好处理动、静子流场的周向非均匀性和非定常性的影响,对于非定常框架,原则上可以很好处理这些问题;而在定常框架内计及这种效应却有很大难度。确定性应力模型则可能是解决此问题的一种方法。

③可控扩散叶型的转捩机制与模型

可控扩散叶型是设计高效率高负荷高压压气机的一项关键技术,目前中国虽然能够设计可控扩散叶型,但是由于在其流动机理,特别是考虑上下游相互作用的转捩机制及其模型方面还缺乏开展系统、深入的研究工作。缺乏多级环境下可靠的转捩模型的支持,难以设计出高性能的可控扩散叶型,而且有可能导致设计的失败。

④高压压气机三维气动造型的流动机制叶片三维气动造型是对弯叶片和掠叶片的进一步发展,是设计体系从二维/的必然结果,也是过去20年风扇/显提高的核心措施[19220]出,的理解早已超出了利用其控制角区分离的认识,已经发展到了能够利用三维气动造型进一步降低主流区损失,提高负荷的地步。相比之下,中国对于高压压气机三维气动造型机理的研究和认识还不够深入,开展的试验研究和试验验证工作非常匮乏。

⑤程序的校验与完善

鉴于三维定常CFD技术的上述缺陷,以及风扇/压气机内部流动的复杂性,以及越来越高的计算精度要求,对三维定常CFD需要不断地进行校验和完善。由于系统、可靠、准确的试验数据的匮乏,中国在风扇/压气机CFD模拟的精度和可靠性上与国际先进水平存在巨大差距,这在相当大程度上制约了中国研制的风扇和压气机最终所能达到的水平,特别是大涵道比涡扇发动机要求的高效率。

313　与型号联系更紧密的几项预研

314　大力加强试验研究分析能力,提高试验研究

水平

认真研究航空技术先进国家风扇/高压压气

机发展历程和研制经验,对于解决中国今天所面临的问题仍是十分有益的。

J79发动机是在20世纪50年代开始研制的,美国那时计算预估真实流动的能力仍很低(低于中国现有的能力)。然而J79发动机研制成功了,而且有一台很好的高压压气机,级数多达17级;在计算能力不高的条件下,只能靠试验。

从J79发动机到E3发动机,经过了20年,美国的准三维设计体系已相对成熟。那时,虽然没有三维分析软件,但用准三维体系预估流场的能力已高于中国现在的水平。即使这样,当时E3发。例如,E3发动机的,才达到了设计指1;1981年410级压气机进行了试验,结果表明,前段根部性能得到了改善,但压气机性能和失速裕度仍不足,于是,又对叶片做了改进,最终达到了设计要求。这些试验的作用不仅在于测试性能,更重要的是探测出问题所在,从而为修改设计提供依据。可以说,高压压气机最终是靠试验试出来的。

前面已经提到,为研制高压压气机,GE公司还创造了一套专门的试验研究技术,即低速大尺寸压气机试验技术,它在E3发动机高压压气机的研制中发挥了重要作用。

从上述实例可以得到以下重要的启示:

(1)美国在发展高压压气机过程中,不仅流场分析模拟技术发挥了重要作用,而且,试验研究技术也发挥了重要作用,甚至可以说发挥了更重要的作用。正是二者紧密结合,共同不断发展、完善、提高,才达到了今天如此强大、高水平的研制能力。

(2)应该强调,美国的试验研究并没有采用多么高精尖的测量技术,如E3发动机的试验仍然采用常规测量技术。其中,最值得中国借鉴的,一是测量的准确度和可信度;二是试验分析,即流场诊断技术。后者,就是利用理论分析、流场数值分析与试验结果进行对比研究,准确诊断出问题,从而制定可行的技术改进措施。基于上述措施,从J79发动机到E3发动机,GE公司在没有十分准确的设计分析软件的条件下,成功研制出了高性

开展与型号紧密相关的几项关键预研:如涵道比6～8高性能低噪声风扇设计技术与试验验证,高效率高负荷高压压气机先进设计技术与试验验证和涵道比12以上风扇设计技术与试验验证。

52　6　

航　空　学　报

AirportNoiseSymposium.2004.

第29卷

能的高压压气机。

总之,为了进一步提高中国高性能大涵道比风扇/高压压气机的研制能力,不仅需要加强软件开发,提高软件精度,更应提高试验研究水平,提高测试精度,提高理论、计算与试验相结合的综合研究分析能力。

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4　结　论

大涵道比涡扇发动机以其高循环参数、低耗

油率、低污染、低噪声、高可靠性和长寿命等显著特点,代表了一个国家民用航空发动机技术的最高水平,也是一个国家科技水平和创新能力的重要标志。

大飞机的立项,使我们面临着严峻的挑战,也带来了前所未有的良好发展机遇。作者相信,统一规划,精心组织,抓住契机,迎头赶上,就能尽快赶上国际先进水平。

参　考　文　献

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作者简介:

陈懋章(1936-)　男,教授,博士生导师,中国工程院院士。主要研究方向:航空发动机,叶轮机气动力学。

Tel:010282314180

E2mail:chenmz@

刘宝杰(1971-)　男,博士,教授,硕士生导师。主要研究方向:叶轮机气动力学。

Tel:010282316419E2mail:liubj@

(责任编辑:刘振国,赵利)

本文来源：https://www.bwwdw.com/article/1sem.html