風(fēng)扇壓氣機設(shè)計技術(shù)

1、風(fēng)扇風(fēng)扇壓氣機設(shè)計技術(shù)壓氣機設(shè)計技術(shù)——氣動設(shè)計技術(shù)；間隙控制；旋轉(zhuǎn)失速；防喘技術(shù)——發(fā)動機；風(fēng)扇；壓氣機；定義與概念：壓氣機是燃氣輪機的重要部件，它的作用是提高空氣的總壓。壓氣機包括“轉(zhuǎn)子“和“靜子“兩部分，“轉(zhuǎn)子“是沿輪緣安裝許多葉片的幾個輪盤組合而成的，每個輪盤及上面的葉片稱為一個“工作輪“，工作輪上的葉片稱為工作葉片?！办o子“是有幾圈固定在機匣上的葉片組成的。每一圈葉片稱為一個整流器。工作輪和整流器是交錯排列的，每一個工作輪和后

2、面的整流器為一個“級“。風(fēng)扇是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的重要部件之一，它的作用與壓氣機的相同。風(fēng)扇后面的空氣分為兩路，一路是外涵道，一路是內(nèi)涵道。風(fēng)扇一般為一級，使結(jié)構(gòu)簡單。風(fēng)扇壓氣機設(shè)計技術(shù)主要包括氣動設(shè)計技術(shù)、全三元計算技術(shù)、間隙控制技術(shù)、旋轉(zhuǎn)失速和喘振控制技術(shù)、結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)、材料與工藝技術(shù)等方面。國外概況：目前，戰(zhàn)斗機發(fā)動機的推重比在不斷提高，因此要求風(fēng)扇壓氣機級壓比不斷提高但又保持效率在可接受范圍內(nèi)，這始終是風(fēng)扇壓氣機設(shè)計所追求的目標(biāo)。美

3、國80年代中期開始實施的“綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)“計劃（即IHPTET計劃）的目標(biāo)是在下世紀(jì)初驗證推重比為20的戰(zhàn)斗機發(fā)動機技術(shù)，風(fēng)扇結(jié)構(gòu)最終實現(xiàn)單級化，壓氣機也由9級減為3級。俄羅斯的風(fēng)扇壓氣機的研制計劃與美國IHPTET計劃相類似。也就是說，研制高壓比風(fēng)扇壓氣機已經(jīng)成為風(fēng)扇壓氣機的發(fā)展趨勢。美國、俄羅斯等國家都已制訂研究計劃并已取得階段性成果。風(fēng)扇單級壓比在目前最先進戰(zhàn)斗機發(fā)動機F119上已達1.7；在預(yù)研的試驗件上，美國達2.2

4、，葉尖速度475ms；而俄羅斯試驗件單級壓比達2.4和3.2，葉尖速度則分別為577ms和630ms。轉(zhuǎn)子葉片展弦比則減小到1.0左右。對于核心壓氣機，也呈現(xiàn)大致相同的發(fā)展趨勢。核心壓氣機平均級壓比從50年代的1.16提高到90年代的1.454，而葉尖速度從291ms提高到455.7ms。目前，美國現(xiàn)役戰(zhàn)斗機發(fā)動機和正處于工程和制造發(fā)展階段的90年代先進戰(zhàn)斗機（ATF），其核心壓氣機基本上是70年代研制成功的。GE公司下一代核心壓氣機正

5、處于研究起步階段，目標(biāo)是比目前最高級壓比再提高25%。由此可見，追求更高的級壓比一直是各國研制風(fēng)扇壓氣機的發(fā)展方向。風(fēng)扇壓氣機的級壓比的提高主要有以下途徑：一是進一步發(fā)展傳統(tǒng)的跨音級風(fēng)扇壓氣機。傳統(tǒng)的跨音級風(fēng)扇壓氣機是指轉(zhuǎn)子相對來流葉尖超音、葉根亞音，靜子絕對來流亞音。目前各國現(xiàn)役發(fā)動機風(fēng)扇壓氣機進口級均屬此類型。進一步發(fā)展傳統(tǒng)的跨音級風(fēng)扇壓氣機即進一步提高葉尖切線速度，如采用小展弦比前緣后掠式葉片，將葉片設(shè)計成掠式幾何形狀以合理控制通

6、道激波的強度，在利用氣流跨越激波產(chǎn)生壓比突躍的同時控制激波的損失。二是研制超音通流風(fēng)扇。80年代后期NASA劉易斯研究中心開始實施一項超音通流風(fēng)扇計劃，研制出的此類風(fēng)扇進出口軸向氣流速度均超音。與傳統(tǒng)跨音風(fēng)扇相比，當(dāng)葉尖切線速度相同時，超音通流風(fēng)扇可實現(xiàn)更高的級增壓比。多重網(wǎng)格法計算迭代步數(shù)最少，所用機時也最少。無粘計算結(jié)果，流量比設(shè)計值大一些，壓比偏高，葉背M數(shù)峰值偏后，激波前M數(shù)葉偏大，但葉片進口的氣流方向計算較為準(zhǔn)確。這種方法在壓

7、氣機設(shè)計中可用做驗算葉片型面設(shè)計好壞和改進葉型設(shè)計。求解NS方程歐拉方程加上粘性項就是納維爾斯托克斯（NS）方程。求解NS方程所需要的條件比求解歐拉方程更高，電子計算機計算速度每秒高達億次或幾億次，并且需要有大的內(nèi)存和外存設(shè)備。因為計算粘性流，沿壁面計算站之間距離非常?。ㄒ话阍?.10.2mm左右），計算站和計算結(jié)點非常多，計算工作量巨大。計算粘性流需要解決的另一個問題就是紊流計算模型。目前，計算紊流采用零方程、一方程和雙方程。普遍認(rèn)為

8、雙方程模型與混合長度模型（計算分離點）相結(jié)合，效果更好。NS方程解得的葉片排內(nèi)流場與實際測得的更吻合，這使得壓氣機設(shè)計又向前邁進了一大步。3、間隙控制技術(shù)現(xiàn)代航空發(fā)動機先進的氣動設(shè)計與試驗方法已使壓氣機效率高達88%以上。再要進一步提高發(fā)動機性能，就要盡量減小氣流泄漏，減少流道中的端壁損失。葉尖間隙損失是通道端壁損失的重要組成部分，這種損失是由動葉和機匣間的間隙造成的。中等推力、中等增壓比的發(fā)動機，葉片高度較大，由葉尖間隙造成的損失還不

9、很嚴(yán)重。隨著增壓比的增加，葉片高度顯著縮短，高壓壓氣機后幾級的葉高有的已縮短到2030mm，這樣葉尖間隙造成的損失變得非常顯著。根據(jù)實測，葉尖間隙相對值（即間隙葉片高度）增加1%，效率約降低1%；而效率降低1%，耗油率約增加2%。因此，為了保持發(fā)動機在主要工作狀態(tài)下間隙最小，在其它狀態(tài)不發(fā)生干擾摩擦，提出了間隙控制問題。葉尖間隙控制的方法可以分為被動控制和主動控制兩種。被動間隙控制被動間隙控制，即不隨發(fā)動機工作狀況調(diào)節(jié)的間隙控制技術(shù)。主

10、要對轉(zhuǎn)子和靜子在不同工作狀態(tài)下的受力狀況進行認(rèn)真分析，尤其是對機匣在各種工況下的熱變化進行精心設(shè)計，以求轉(zhuǎn)、靜子之間的熱配合恰當(dāng)，使間隙保持在允許的范圍內(nèi)。一般過去研制的發(fā)動機都采用這種方法。主要是通過減小裝配間隙、采用雙層機匣或低線膨脹系數(shù)的合金做機匣等途徑來減小發(fā)動機工作時的徑向間隙。美國GE公司的CF6在前安裝節(jié)處增加一個切向連桿，使壓氣機機匣最大局部變形由1.8mm減小到1mm，從而減小壓氣機間隙。美國普惠公司的JT9D在外封氣

11、環(huán)上噴覆陶瓷涂層，在葉尖上敷以碳化硅涂層，以改善環(huán)與葉片之間的可磨合性。在JT8D高壓壓氣機外環(huán)上噴涂鎳鉻聚酯易磨材料，使轉(zhuǎn)子葉片旋轉(zhuǎn)時，利用葉片在外環(huán)上磨出環(huán)槽，以減小間隙。英國羅羅公司的RB211采用雙層結(jié)構(gòu)機匣，保持氣流通道的內(nèi)層機匣僅承受氣動載荷，外層機匣則承受并傳遞結(jié)構(gòu)載荷，剛性較好的外層機匣變形小，可以使RB211在飛行時保持均勻的葉尖間隙。在設(shè)計機匣時，應(yīng)使機匣在不同的發(fā)動機工作狀態(tài)下直徑的變化與轉(zhuǎn)子葉尖的徑向膨脹盡可能一