航空发动机大涵道比涡扇发动机涡轮内部

单位：北京航空航天大学航空发动机气动热力学重点实验室

作者：邹正平周琨王鹏綦蕾

大涵道比涡扇发动机是现代民航客机的主流动力装置。随着航空工业的发展，对民用发动机提出更严格的要求，如具备更高经济性、更低的噪音、更少的污染物排放等。年，NASA围绕大涵道比涡扇发动机实施了“超高效发动机技术（UEET）”计划，目标是与GE90同水平的发动机相比，耗油率降低10%，噪声降低10dB，NOx排放量降低20%，使用费用降低50%；欧盟国家联合实施了高效和环境友好的航空发动机计划（EEFAE）、大幅降低噪声计划（SILENCE）、电力优化计划（POA）、环境友好的航空发动机计划（VITAL）、新型航空发动机方案（NEWAC）等，对发动机的经济性、耗油率、污染物噪声排放等分别提出更高标准。在这种情况下，作为发动机三大部件之一的涡轮部件，需要不断地提高气动性能、可靠性和寿命，并降低重量和制造维护成本，因此与涡轮相关的流动机理研究和设计技术有了很大进展。为此，本文将从几个方面分别评述大涵道比涡扇发动机涡轮部件内部复杂流动机理及气动设计技术的研究进展。

高压涡轮内部复杂流动机理及气动设计技术

高压涡轮作为核心机关键部件之一，为得到更高的性能，其热负荷和机械负荷不断提高。目前大涵道比涡扇发动机的涡轮前温度已达到K，转速已超过r/min；并且为了燃气在很短的距离内膨胀做功，高压涡轮还处于强压力梯度和强温度梯度中。在如此恶劣的环境下，其寿命还要达到~h，这就对高压涡轮的设计提出很大挑战。

1高压涡轮内部复杂流动机理

在小展弦比高压涡轮中，端区二次流损失是其气动损失的主要来源之一。为此国内外有大量研究工作：Wang[1]提出如图1所示的端区旋涡模型；牛津大学Miller等人[2]研究并获得了涡轮端区详细的非定常流动图画；剑桥大学Hodson等[3-5]研究发现，上游通道涡对转子内部的流动存在有利影响；綦蕾[6]、周琨等[7]研究发现，满足一定条件的上游非定常尾迹能够削弱下游涡轮端区二次流强度。

高压涡轮转子叶尖间隙对于涡轮气动性能会造成不利影响。研究表明，高压涡轮的间隙减小0.25mm，发动机耗油率下降1%，EGT减小10℃[8]。Moore、Sjolander等人[9]分别建立了涡轮叶尖间隙泄漏模型；Hodson等人[10]给出了低速大尺寸平面涡轮叶栅叶尖泄漏流的测量结果和流动结构；Denton[11]提出了不可压条件下叶尖间隙损失模型；邵卫卫等人[12]把该模型推广到可压缩流情况下；Yamamoto、Govardan等人[13]的研究还发现叶尖泄漏涡和通道涡之间会相互促进；剑桥大学Payne等人[14]通过试验和数值研究表明，受高压涡轮转、静子之间的相互作用影响，泄漏涡的强度和位置均发生了改变；綦蕾[15]深入分析了涡轮尖区非定常流动物理机制。

激波与叶片排之间的相互作用会引起强烈的非定常效应，从而影响涡轮性能。激波的非定常效应主要体现在以下三方面（如图2所示）：其一，周期性激波作用在下游叶片排时，使得叶片表面产生强烈的非定常作用力[16]，有可能引起涡轮叶片高周疲劳和叶片振动；其二，当激波作用在下游叶片边界层时，使得边界层附近的压力梯度急剧增大，可能引起边界层局部产生分离[17]；其三，受非定常流动影响，激波自身的周期性运动也会使流动损失增加。

冷气与主流之间发生卷吸和掺混，影响了高压涡轮的性能。Ammari[18]等研究表明传热系数比随着离射流孔距离的增大而减小；Ou、Mehendale[19]等研究表明，上游尾迹和冷气射流增加了吸力面传热系数；Rajendran[20]等研究表明尾缘冷气喷射对叶片表面压力分布影响较小；邹正平等[21]进行了大涡模拟研究，捕捉到如图3所示的方孔附近的大尺度旋涡结构，其在流场的演化中具有主导作用，此外还利用试验和数值模拟研究了不同冷气量和冷气喷射角度下轮毂封严气体与主流和二次流的相互作用。

由于“理想”膨胀过程和冷气源位置的选择方式不同，造成了冷却涡轮效率定义的不同。JoachimKurzke[23]提出了一种定义效率的方法，考虑了各股冷气的做功能力，并认为动叶上的冷气、缘板处的冷气和封严腔处的冷气不做功。剑桥大学Young和Horlock[22]则提出了3种不同的方法，最终认为FR的定义更为合理。

2高效高负荷高压涡轮气动设计技术

对高压涡轮内部复杂流动机理有了深入的研究和认识后，相关的气动设计技术就得到了发展和应用。三维弯扭掠造型是由我国的王仲奇教授和俄罗斯的费里鲍夫在20世纪60年代初共同提出的[24]。对此国内外做了大量研究工作：Harrison[25]研究表明弯叶片降低了涡轮叶片端区二次流损失，增大了涡轮级效率；SchobeiriM.T.等人[26]研究表明采用弯叶片能有效减小端区二次流范围，从而增大涡轮级效率；徐力平、邹正平等给出了叶片三维造型参数对于径向和弦向负荷分布影响的关系[27]；Hodson等发现掠型叶片的轮毂和机匣的端区损失分别减小了24%和39%，并提出主流径向迁移也是减弱端区损失的重要原因[28]。三维叶片造型技术已经在发动机中得到了广泛的应用，如图4所示，在Trent的涡轮部件中，高压涡轮导叶应用了弯扭造型，而中压涡轮动叶应用了大角度的掠型。

涡轮内波系组织技术可以总结为2个方面，控制叶背尾缘型线和采用收扩叶型。关于第1种方法，ToyotakaSonoda等人采用了叶背尾缘局部负曲率，总压损失明显减弱[29]；史文斌、周琨应用以下修型措施：减小尾缘弯折角、吸力面尾缘局部修型、减小吸力面喉道后曲率或负曲率、尾缘椭圆修型等，实验结果表明上述修型有效，且吸力面喉道后负曲率最佳，比原型的损失减少30%以上[30]。关于第2种方法，NASA和GE公司合作，设计膨胀比达5.5的高载荷单级高压涡轮，采用收敛扩散式叶型有效地降低了激波损失，如图5所示[31]；周杨将收扩叶型应用在马赫数高达1.5的某高压涡轮中，并已在中航工业涡轮研究院试验成功，整机效率高于91.0%[32]。

叶尖几何形状改进方法有叶尖处加肋条、叶尖加小翼2类。关于叶尖加肋条的研究工作有：Booth[33]证实了叶尖处加肋条与平叶尖相比具有优越性；Ameri[34]的研究表明凹槽形叶尖与平叶尖相比泄漏流量减小，效率没有明显改善；GE公司[35]在叶尖吸力面处安放肋条，同时在压力面附近安放搁板，结果表明吸力面肋条加斜搁板的情况泄漏流量最小，效率最高。关于叶尖加小翼的研究工作有：Patel[36]的研究显示通过叶尖加小翼，涡轮级效率提高了1.2%；Harvey和Ramsden[37]研究表明叶尖改型之后，叶尖泄漏损失降低31%，效率提高1.2%~1.8%；剑桥大学Schabowski和Hodson[38]对比研究了不同组合，结果表明肋条加小翼的组合最佳，与原始叶尖相比损失下降了22%；Booth等[39]尝试了不同小翼形状，使得涡轮转子的效率提高了0.6%。叶尖造型技术已在实际发动机中得到了广泛的应用，如新一代民用大涵道比发动机LEAPX，在控制叶尖损失方面发挥了重要的作用。

端区叶片前缘形状的改型有2种，带状结构和球状结构。Zess和Thole[40]研究得到了对二次流控制效果最佳的带状前缘；Sauer等人[41]研究表明一种吸力面侧加大的不对称球状前缘能起到削弱通道涡的作用；Becz和Majewski[42]对带状结构和2种球状结构的前缘改型均进行了研究，如图6所示，结果表明带状结构和小尺寸球状结构结合起来，能得到一种控制二次流损失最优的前缘几何形状。

非轴对称端壁造型是指对端壁型面进行新的造型，从而达到减小二次流损失提高效率的目的，如图7所示。Kopper等人[43]研究表明非轴对称端壁造型减小了17%叶栅流动损失；彭绍辉等人研究了5种不同的非轴对称端壁造型，结果发现采用上凸10%型最大可使涡轮效率提高0.57%[44]。非轴对称端壁造型技术已在实际发动机中得到了广泛的应用，Durham大学与R·R公司合作，成功地将非轴对称端壁造型技术应用于TRENT的高压涡轮上，使效率提高0.59%±0.25%[45]。此外，非轴对称端壁造型技术也用在高低压涡轮的过渡段中[46]。

级间过渡段内部复杂流动机理及气动设计技术

在大涵道比涡扇发动机中，高低压轴的转速差增大了高低压涡轮的直径差，二者需要采用过渡段连接，如图8所示。为了减重而缩短过渡段轴向长度，需采用大扩张角度；为了便于结构布局的考虑，过渡段内会安排若干厚度较大的支板；此外过渡段还要受到高压涡轮出口流场的影响。在这种不利前提下，既要保证自身流动损失小，又要减速扩压、为低压涡轮提供合适的来流条件，过渡段的设计难度大大增加。因此，有必要详细研究内部复杂流动的机理，从而为过渡段的设计技术提供必要的支持。

1大扩张角涡轮级间过渡段内部复杂流动机理

来流条件对于过渡段内的流动有很大的影响：Dominy和Kirkham[47]测得上游尾迹与主流的相互作用，使出口气流角产生4°的偏移。Miller等[48]研究表明，叶尖泄漏流使得叶片表面分离明显加大，叶型损失增大了约6%，如图9所示；Malzacher、Sanz等[49]均认为上游转子叶尖间隙有利于改善过渡段上通道流动，但叶尖间隙的损失系数明显增大；Marn等[50]研究得出叶尖间隙的大小影响分离的发展，同时没有上游转子边界条件便不能准确预测流场中涡结构；Arroyo等[51]研究表明2种非设计工况的总压损失系数均显著大于设计工况。

此外，过渡段本身的流道和支板叶型对流动也有很大影响。Gottlich[52]指出外端壁第一个转弯之后是最容易发生分离的区域；Durham大学[53]实验研究表明，厚支板带来的堵塞效应非常明显，使得过渡段效率从75.6%下降至54%；Turbomeca公司[54]的数值模拟结果表明，过渡段总压损失随着支板最大厚度与弦长之比的增大而增大。

2紧凑低损失涡轮级间过渡段的气动设计技术

在详细研究大扩张角过渡段内部流动机理的基础上，提出了若干设计技术。过渡段与支板的一体化设计技术是其中一种，Wallin等人[55]对一个大扩张角过渡段进行了流道和支板一体化设计和优化工作，使流动损失减小了约25%；Marn等人[56]完成一个过渡段的一体化设计并进行了实验研究，实现了整个叶高上的损失减小；大小支板设计技术也可以缩短发动机轴向长度减轻重量，Lavagnoli等人[57]提出在过渡段内包含16个大支板及48片小叶片，非定常计算和实验研究证实了这种设计方法的可行性。

低压涡轮内部复杂流动机理及气动设计技术

发动机涵道比增大意味着风扇转速的降低，进而限制了与之相连接的低压涡轮的转速，这使得低压涡轮基元级的做功能力很弱。为了满足输出功的要求，低压涡轮不得不具有尺寸大、级数多和负荷高的基本特征。同时，对于民用大涵道比涡扇发动机，巡航状态下叶片雷诺数较低，这成为影响低压涡轮性能的另一重要特征。由于低压涡轮部件的效率对整个发动机的影响很大[58]，因此，深入理解低压涡轮内部复杂流动机理，发展高效高负荷的低压涡轮气动设计技术对于民用航空发动机而言至关重要。

1低压涡轮内部复杂流动机理

对于大涵道比发动机的低压涡轮，由于尺寸大等原因，叶型损失成为影响效率的主要因素[59]。叶型损失中吸力面的损失是主要部分[60]。对于附着边界层，Denton[11]指出，边界层单位面积上的损失与当地边界层边缘速度的3次方成正比，表明合理的叶型速度分布形式是控制边界层损失的重要手段之一。此外，叶片吸力面的边界层一旦发生分离，叶型损失就可能急剧上升。Dovgal[61]等总结了分离泡不稳定及相关现象的研究进展。叶建[62]等利用大涡模拟程序对低压涡轮吸力面的分离流动机理进行了研究，如图10所示。该叶栅分离区的流动存在强烈的非定常性，和势流区的界面也极不规则，分离区的边界层离开壁面形成自由剪切层，初始连续的涡层卷起一个个展向涡向下游输运，尺寸不断增加。

低雷诺数对涡轮性能的影响主要体现在对叶片吸力面边界层转捩和分离等的影响上。图11给出了雷诺数对叶栅性能及叶片表面吸力面流动图画的影响[63]。由图可知，在高雷诺数情况下，边界层保持为湍流状态，流动损失较小，而当发生湍流分离时，损失才略增加；当雷诺数很低的条件下，流动维持层流状态，损失非常低，但是，一旦发生层流分离，流动损失就会急剧上升。当民用飞机在高空巡航状态飞行时，其发动机部件会工作于很低的雷诺数条件下，层流边界层趋向分离。

低压涡轮动叶叶冠的泄漏流与主流的相互作用会带来掺混损失，而叶冠的几何参数对损失的影响尤为明显。Bohn等人[64]研究了几何参数的变化对损失的影响。Porreca等人[65]指出，叶冠几何的微小变化对涡轮性能有显著的影响。Nirmalan等人[66]指出，叶冠的设计要兼顾考虑气动性能、冷却效果和结构的限制。研究者一直致力于叶冠泄漏损失模型的研究。Denton[11]提出的模型表明，为了减小泄漏流与主流在叶冠出口处的掺混损失，需要使泄漏流的周向速度更接近主流的周向速度。另外，如何在数值模拟中准确考虑叶冠的影响也是研究者







































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