CN102852857A - 一种高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法 - Google Patents

Abstract

一种高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法，属于轴流压气机技术领域。本发明避免了在动叶中进行附面层抽吸或串列叶栅等控制手段造成的如抽吸管道布局困难、叶片强度下降、叶片数目增加等系列问题，技术手段为：一、在高负荷超、跨音速轴流压气机级动叶中，利用子午流道及叶型设计，使得叶栅流道呈缩放型，在叶栅流道中气流加速流动，可实现动叶中气流大转角流动，同时有效降低下游静叶入口绝对马赫数。二、对于下游静叶栅，其入口绝对马赫数超音，利用附面层抽吸控制流动分离并实现气流折转。具体的叶型设计方案与抽吸方案需根据实际情况获得。本发明可用于高推重比航空发动机压气机气动设计。

Description

一种高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法

技术领域

本发明涉及一种轴流压气机气动设计方法，属于轴流压气机技术领域。

背景技术

轴流压气机其目的在于把叶轮机械能转化为气体压力能。其基本部件由转子和静子构成。对于压气机而言，其单级压比提升，可以有效缩减发动机尺寸与重量，提升航空发动机推重比。通常提升压气机级压比主要有两种手段，提高转子的圆周速度或增加转子叶片的转折角。

对于各类型燃气轮机，目前其低压风扇通常都属于跨音级。且当转子圆周速度进一步提升，此时低压风扇可变为超音级，即入口相对速度沿整个叶高均超音。对于入口来流沿整个叶高均超音的超音速轴流压气机转子，传统的设计有两类，一类是内激波式转子，另一类是冲动式转子。

所谓内激波式转子，是指入口超音速来流，在几何与背压的共同作用下，在叶栅流道入口处产生一道激波，激波过后气流降为亚音速气流，并在接下扩张流道中进一步减速扩压流动。其主要的流动问题在于，在动叶不采用流动控制措施的前提下，由于激波与附面层的干涉，若增大叶栅转角易引发附面层出现大尺度分离，限制了级负荷的进一步提升。为有效提升级负荷，若在动叶栅内采用附面层抽吸进行流动控制，会存在抽吸管道布局困难，转动部件强度下降等问题；若采用串列叶栅控制技术进行流动控制，又会使得转子叶片数增多，质量增加，成本上升等。

所谓冲动式转子，是指超音速来流，在入口激波过后，气流进一步加速流动，叶栅出口相对速度与绝对速度均超音。由于激波过后叶栅内气流加速流动，因此相较于内激波式转子，在不采用流动控制的前提下，可实现更大的气流折转，更高的级负荷。其问题在于，激波过后气流加速流动，气流出口压升很小甚至为负值，当负荷增加时，出口相对速度与绝对速度均超音。动叶机械能大部分转化为气体动能，因此动叶出口绝对马赫数过高，下游静叶栅设计难度大。

发明内容

本发明为了避免在动叶中进行附面层抽吸或串列叶栅等控制手段造成的如抽吸管道布局困难、叶片强度下降、叶片数目增加等系列问题，进而提供了一种高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法。

本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：

本发明所述高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法是通过以下步骤实现的：

步骤一、动叶高负荷气动设计：

对动叶进行高负荷大转角设计：在轴向进气前提下，使动叶出口相对气流方向沿轴向，控制动叶各截面转角等于入口相对气流角的大小，各截面转角θ_max的数值可由公式(1)确定；动叶各截面上气流转角为50～65度，各截面上扭速等于各截面上的圆周速度；如果入口有正预旋，使各截面上扭速大于截面上的圆周速度；

${\mathrm{\θ}}_{\max }=a\tan \left(\frac{U}{V_z}\right)---\left(1\right)$

U代表该截面圆周速度；Vz代表该截面轴向速度；θ_max代表该截面气流转角；

步骤二、通流形式的设计：在动叶大转角条件下，结合叶型以及子午流道设计，使得动叶栅流道整体呈收缩缩放型；此时动叶中气流的流动状态如下：在动叶入口，超音速气流经过入口激波后，气流速度降为亚音速气流；亚音速气流在缩放流道中的收缩段继续加速，使亚音速气流在喉部处加速到音速，并在后续扩张流道中进一步加速；在叶栅结尾处产生一道正激波，激波过后，超音速相对气流降为亚音速气流；

使得结尾正激波波前马赫数小于1.2，出口截面面积与流道最小截面面积即临界截面面积之比不超过1.03；

步骤三、静叶设计：利用附面层抽吸有效控制静叶栅中的流动。

本发明的优点在于：相对于内激波式转子，在动叶入口激波后，通过对通流面积的设计使气流加速流动，能有效控制动叶内附面层的流动分离，避免在动叶中进行诸如附面层抽吸之类的流动控制措施，且由于动叶中气流加速流动，其内部气流能实现更大的折转而不发生分离，具有更高的级负荷；相对于冲动式转子，在相同折转下，通过转子出口正激波后，相对气流速度亚音，可有效降低动叶出口绝对马赫数。此外，为解决静叶栅中超音速来流及大折转角问题，需采用附面层抽吸有效控制静叶中激波过后的附面层分离流动，实现气流的减速折转。

本发明具体优点表现为：1、实现动叶的高负荷气动设计，动叶具有大转角特点。2、在高负荷气动设计条件下，相较于内激波式转子，避免在动叶中进行附面层抽吸或串列叶栅等控制手段造成的如抽吸管道布局困难、叶片强度下降、叶片数目增加等系列问题，在动叶中不采用流动控制。3、在高负荷气动设计条件下，相较于冲动式转子，能大幅度降低动叶出口绝对马赫数，降低下游静叶栅的设计难度。4、静子即使在入口超音的条件下，采用附面层抽吸进行流动控制，也能实现高效折转。

本发明针对超、跨音速轴流压气机，在进一步增大叶片折转，提高压气机级负荷时，避免动叶中激波与附面层干涉出现大尺度分离、及在动叶中采用流动控制措施带来的结构可靠性下降等问题。本发明采用的技术手段为：一、在高负荷超、跨音速轴流压气机级动叶中，利用子午流道及叶型设计，使得叶栅流道呈缩放型，在叶栅流道中气流加速流动，可实现动叶中气流大转角流动，同时有效降低下游静叶入口绝对马赫数。二、对于下游静叶栅，其入口绝对马赫数超音，利用附面层抽吸控制流动分离并实现气流折转。具体的叶型设计方案与抽吸方案需根据实际情况获得。本发明可用于高推重比航空发动机压气机气动设计。

附图说明

图1是管道截面积A与临界截面积A_cr的比值和截面A上的气流马赫数的关系图；图2是动叶入口来流超音截面内部流动示意图；图3是动叶亚音截面内部流动示意图；图4是动叶子午流道图(图中：inlet表示入口，blade表示叶片，outlet表示出口)；图5是静叶抽吸示意图；图6是动叶中各截面叶型图；

图7是各叶高截面处的相对马赫数云图；图7a，10％叶高；图7b，50％叶高；图7c，90％叶高；

图8是静叶各叶高截面叶型图；图9是附面层静叶抽吸方案图；

图10是壁面极限流线；图10a是抽吸后静叶壁面极限流线图(背压199500pa)；图10b是抽吸前静叶壁面极限流线(背压188000pa)；

图11是级特性曲线图；图11a是流量压比曲线图；图11b是流量效率曲线图。

具体实施方式

具体实施方式一：如图1～11所示，本实施方式所述的高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法是通过以下步骤实现的：

步骤一、动叶高负荷气动设计：

对动叶进行高负荷大转角设计，在轴向进气前提下，可实现动叶出口相对气流方向沿轴向(见图7)；此时，动叶各截面转角等于入口相对气流角(相对速度与轴向夹角)的大小，各截面转角θ_max的数值可由公式(1)确定；考虑到入口轴向速度和圆周速度的关系，动叶各截面上气流转角可达50～65度；此时各截面上扭速等于各截面上的圆周速度；若入口有正预旋，各截面上扭速可大于截面上的圆周速度；

${\mathrm{\θ}}_{\max }=a\tan \left(\frac{U}{V_z}\right)---\left(1\right)$

U代表该截面圆周速度；Vz代表该截面轴向速度；θ_max代表该截面气流转角；

步骤二、通流形式的设计：在动叶大转角条件下，为有效避免在动叶中发生附面层大尺度分离，因此需结合叶型以及子午流道设计，使得动叶栅流道整体呈收缩缩放型；此时动叶中气流的流动状态如下：在动叶入口，超音速气流经过入口激波后，气流速度降为亚音速气流；亚音速气流在缩放流道中的收缩段继续加速，使亚音速气流在喉部处加速到音速，并在后续扩张流道中进一步加速；在叶栅结尾处产生一道正激波，激波过后，超音速相对气流降为亚音速气流；

为有效降低正激波损失，需使得结尾正激波波前马赫数小于1.2，出口截面面积与流道最小截面面积即临界截面面积之比不超过1.03；

步骤三、静叶设计：利用附面层抽吸对静叶进行流动控制，有效控制静叶栅中的流动分离；当转速增加到使得动叶入口相对速度达到跨音或超音时，增大动叶设计转角通常会使得下游静叶栅入口马赫数和转角增大，利用附面层抽吸有效控制静叶栅中的流动；但具体的抽吸细节，包括抽吸流量以及抽吸位置，需根据实际情况确定。

所述高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法，在动叶入口来流属于超、跨音速流动情况下，无需利用主动控制手段对动叶进行流动控制以实现动叶的高负荷高效设计；并利用附面层抽吸以解决静叶中的流动控制问题，并最终完成一高负荷压气机级设计。

具体实施方式二：结合图2(或图3)，图4和图5来说明本实施方式。在动叶圆周速度保持不变的情况下，通过增大叶栅转角，对动叶进行高负荷气动设计。在动叶入口来流为轴向进气的情况下，各截面最大转角可用公式1计算，此时动叶出口气流相对速度方向沿轴向。然后可结合轮缘，轮毂的设计，见图4，使子午流道大幅收缩，流道面积减少，从C、D点后，子午流道趋近平缓，此时由各基元级截面叶型得到总的流道面积是增加的。此外，在构造收缩缩放流道的同时，为有效控制轮缘处激波过后的附面层分离，轮缘应当设计成收缩型的，但考虑到做功能力的影响，轮缘收缩量不宜过大。流道最小截面面积，可位于70％-95％轴向弦长处。为有效控制结尾正激波强度，最小截面面积应为出口截面面积的0.95～0.99倍之间。对于入口来流沿整个叶高超音，或入口来流沿叶高属于跨音的超音截面，其内部流动见图2，超音速来流经过入口激波后，降为亚音速气流，亚音速气流在喉部处加速到音速，并在后续扩张流道中进一步加速，在结尾处产生一道正激波，激波过后，气流的相对速度为亚音。对于入口来流沿整个叶高跨音的亚音截面，则亚音速气流直接在收缩流道内加速到音速气流，并在后续扩张流道内进一步加速，在结尾处产生一道正激波，气流相对速度降为亚音。当圆周速度达到一定值时，动叶在高负荷大转角气动设计下，下游静叶栅入口绝对速度沿叶高通常是超音的，为有效解决静叶栅中的流动问题，避免附面层分离，利用附面层抽吸进行流动控制，见图4，具体的抽吸方案取决于实际情况。

对本发明方法进行数值实验验证(如图1～11所示)：

1、对动叶进行设计验证。其主要设计参数选取如表1所示，在叶尖切线速度360m/s前提下，实现2.3的总压比。动叶采用轴向进气，转子部分几何参数如表2所示，进、出口几何角(与轴向夹角)沿叶高的分布如表3所示。

此外，为实现设计原理要求，即叶栅总流道面积变化呈收缩-渐放型，其子午流道形状设计如图2所示。其中AC、BF段为两段正弦曲线。其余段为直线。根据正弦曲线特点，AC、BD段子午流道收缩幅度大，相比较各基元级截面面积增加量，流道总面积缩小，激波过后亚音速气流能进一步加速。CE为直线段，DF段趋近平缓，此时以基元级截面面积增加为主，气流在经过临界截面后能够进一步加速流动。动叶中各截面叶型如图6所示，从图中可看出在各叶高处，转角都在50度以上，实现了叶栅的高负荷气动设计。

动叶中流场分析如图7所示，50％，10％叶高处结尾正激波明显，90％叶高处由于叶顶间隙泄漏流动存在，背压增加使得最大马赫数往流道内部移动。效率达到最大值91.32％，压比2.402。

2、对上述动叶进行静叶匹配

根据动叶出口气流参数，对其进行静叶匹配。部分静叶参数如表4所示，其叶型如图8所示，抽吸方案如图9所示，总的抽吸流量为3.7％。抽吸前后静叶的壁面极限流线如图10所示。级特性曲线如图11所示。

3、实验结果分析

利用本发明所述方法，进行压气机气动设计，在叶尖切线速度360m/s的前提下，实现了2.3的级压比，效率86.7％。

表1设计参数选取

叶尖切线速度	流量	轴向速度	总压比	效率	轮毂比
						360m/s	30kg/s	170m/s	2.3	)0.9	0.7

表2转子部分几何参数

出入口轮缘半径	出入口轮毂半径	叶片数	叶顶间隙	叶片长度
					0.3234/0.304m	0.2264/0.25m	30	0.0008m	0.194m

表3出入口气流角沿叶高的分布

表4静叶部分几何参数

出入口轮毂半径	出入口轮缘半径	叶片数	叶顶间隙	叶片长度
					0.304m	0.25m	50	无	0.107m

Claims (1)

1.一种高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法，其特征在于：所述方法是通过以下步骤实现的：

步骤一、动叶高负荷气动设计：

对动叶进行高负荷大转角设计：在轴向进气前提下，使动叶出口相对气流方向沿轴向，控制动叶各截面转角等于入口相对气流角的大小，各截面转角θ_max的数值可由公式(1)确定；动叶各截面上气流转角为50～65度，各截面上扭速等于各截面上的圆周速度；如果入口有正预旋，使各截面上扭速大于截面上的圆周速度；

${\mathrm{\θ}}_{\max }=a\tan \left(\frac{U}{V_z}\right)---\left(1\right)$

U代表该截面圆周速度；Vz代表该截面轴向速度；θ_max代表该截面气流转角；

步骤二、通流形式的设计：在动叶大转角条件下，结合叶型以及子午流道设计，使得动叶栅流道整体呈收缩缩放型；此时动叶中气流的流动状态如下：在动叶入口，超音速气流经过入口激波后，气流速度降为亚音速气流；亚音速气流在缩放流道中的收缩段继续加速，使亚音速气流在喉部处加速到音速，并在后续扩张流道中进一步加速；在叶栅结尾处产生一道正激波，激波过后，超音速相对气流降为亚音速气流；

使得结尾正激波波前马赫数小于1.2，出口截面面积与流道最小截面面积即临界截面面积之比不超过1.03；

步骤三、静叶设计：利用附面层抽吸有效控制静叶栅中的流动。

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