航改燃气轮机高低压压气机匹配技术研究

刘太秋，聂海刚

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

航改燃气轮机高低压压气机匹配技术研究

刘太秋，聂海刚

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

为适应航改燃气轮机研制需求，对其高低压压气机匹配技术进行了深入分析和研究。在完成设计压比相差大的高低压压气机设计特点和匹配特点研究基础上，利用多软件数值模拟和理论分析相结合的方法，制定了设计压比相差大的高低压压气机匹配的技术措施，并将技术措施落实到了全新设计的5级低压压气机设计中。5级压气机试验件试验结果全面达到或超过了设计指标要求，同时经燃气发生器技术平台验证结果表明：高低压压气机匹配良好，相关匹配设计技术为今后航改燃气轮机的研制提供了技术储备。

航改燃气轮机；高低压压气机匹配；数值模拟；设计技术；试验验证

0 引言

相对全新研制，航改燃气轮机具有研制风险小、周期短、研制经费节约、技术较为成熟的优点，因而，近年来被广泛采用，这方面有很多成功的先例。航改燃气轮机的燃气发生器相当于1台涡喷发动机，其中压缩系统中的高压压气机一般保持不变，低压压气机采用风扇部件切顶或全新设计。舰船燃气轮机性能要求高，特别在低工况时具有较高的热效率和良好的操作性，而通过风扇切顶设计获得的低压压气机很难满足这样的要求，因此，为了实现舰船航改燃气轮机的高低压压气机的良好匹配，一般低压压气机必须全新设计。RR公司的斯贝发动机改工业用燃气轮机时，低压压气机采用了前3级风扇转子切顶的方法，但在改舰船燃气轮机时，全新设计了5级低压压气机，这其中主要原因就是为适应舰船燃气轮机要具有较高的热效率和良好的操作性的需求。高、低压压气机匹配技术是航改燃气轮机设计必须解决的关键技术之一，特别是高低压压气机设计压比相差大的航改燃气轮机，主要原因为：一方面母型涡扇发动机自主进行高低压匹配的特点不能继承到航改燃气轮机上，极易造成高低压之间流量的不匹配；另一方面舰船用燃气轮机为保证慢车到最大状态具有较高的热效率，不允许采取放气措施保证燃气轮机的稳定工作，这些因素导致高低压压气机匹配技术成为航改燃气轮机必须攻克的难题之一。

本文阐述述了航改燃气轮机高低压压气机的匹配特点，并提出了相应的解决措施。

1 航改燃气轮机高低压压气机的匹配特点

高低压压气机之间的匹配，也就是“流路、流量、流场“的匹配，这是确保航改舰船燃气轮机的稳定工作前提条件之一。相反若匹配失调（压气机失速甚至喘振），整机就会进入不稳定工作状态，所以要解决航改燃气轮机高低压气机匹配问题，首先必须研究高低压压气机的匹配特点[1-3]，为制定高低压压气机匹配技术奠定技术基础。

1.1 航改燃气轮机途径

航改燃气轮机的途径主要有：（1）单转子航机改型，如Avon燃气轮机；（2）双转子航机改型，如OlympusTM3B/C、LM2500、LM6000和LM5000等燃气轮机；（3）3转子航机改型，如工业Trent燃气轮机。对于后2种航改燃气轮机就必须解决高、低压压气机匹配的难题。

1.2 航改燃气轮机设计原则

燃气轮机因工作环境、任务的不同，与航机存在许多差别。航改燃气轮机成功的关键是在充分考虑并满足与航机不同的工作环境和任务的前提下，实现燃气轮机的高可靠性、耐久性、维修性和性能的最佳折衷，而实现这样的目标所遵循的原则是继承性、简单性、通用性、经济性，同时相对母型航机设计参数适当降低，航改燃气轮机与其原型航机有关参数比较见表1，从表中可见其趋势：一般航改燃气轮机的燃气发生器涡轮进口温度比原型航机的降低60～100℃左右，总压比减小。

表1 航改燃气轮机与其原型航机有关参数比较

1.3 高低压压气机压比分配特点

国内外一些燃气轮机的压比分配及平均级压比情况见表2。从双转子航改燃气轮机来看，高低压压气机压比分配主要有2种倾向：（1）高低压压气机压比相差较大，但从平均级压比来看，高低压压气机的平均级压比相差不大，基本上在1.2以下；（2）高低压压气机压比接近，如LM1600燃气轮机，但是其高压压气机得平均级压比却低于低压压气机的平均级压比，其好处将在下面分析，本质上还是利于高低压压气机的匹配，进而实现整机的平稳运行。

表2 部分燃气轮机的压比分配

以某型涡扇发动机为例，计算分析表明：在发动机降转的过程中，其涵道比随着风扇换算转速N1R的降低而不断增大，某型航机涵道比与低压转速之间的关系如图1所示。从图中可见，在中低转速时内涵的空气大多被“挤”到外涵。由于涵道比变化，对发动机内、外涵空气流量进行再分配，解决了内涵道高低压压气机间流量匹配的问题。

图1 某型航机涵道比与低压转速之间的关系

相对于航空母型涡扇发动机，航改舰船燃气轮机的燃气发生器相当于涡喷发动机，没有了自主进行高低压匹配的特点。对于高压压气机，特别是压比高、负荷较重的高压压气机，中低转速流量下降很快，由于没有外涵，极易对低压压气机形成节流，使得低压压气机的共同工作线趋向于喘振边界，极易造成高低压压气机之间的不匹配，发生失稳。某型燃气轮机在降转过程中高、低压压气机流量转速比的对比如图2所示。从图中可见，随着转速的降低，高压压气机流量降低的速度要快于低压压气机流量降低的速度，这势必对低压压气机形成节流，造成整机的不稳定工作。

图2 某地面燃气轮机降转过程中高、低压压气机流量转速比的对比

根据压气机特点和发动机原理可知，对于高压压气机设计压比偏高的双轴涡喷燃气发生器来讲，将会失去双轴结构的优越性。其原因主要是由于高压压气机引起的。1台设计压比为2.6的压气机特性如图3所示，1台设计压比为25的压气机特性如图4所示。对比可以发现，设计压比高的压气机空气流量随转速变化非常剧烈：相对转速降低15%，相对空气流量变化约50%；而设计压比低的压气机转速变化45%，相对空气流量变化约50%。从二者流量随转速变化对比进一步说明，压比高、负荷重的压气机流量随转速变化更加剧烈，这无疑更增加了高低压压气机匹配的设计难度。

图3 设计压比为2.6的压气机特性

图4 设计压比为25的压气机特性

表2中的LM1600燃气轮机，高压压气机的压比和平均级压比均低于低压压气机的，所以这恰恰降低了高低压压气机的匹配难度。

2 航改燃气轮机高低压压气机匹配的解决措施

通常情况下，航改燃气轮机设计中核心机保持不变，所以，解决航改燃气轮机高低压压气机匹配问题主要方法是从与其匹配的低压压气机设计入手，在满足其设计要求的前提下，实现本身最佳综合气动性能，同时根据高压压气机特点，针对性地进行与高低压压气机匹配设计。

实践证明，级压比低及负荷轻的压气机，具有综合性能好（特性平缓，喘振裕度较大）的特点，因而，在高压压气机不变，特别是在高低压压气机压比相差较大的情况下，采用这样的思路进行与高压压气机匹配的低压压气机设计，是解决高低压压气机匹配的有效手段之一。表2中多级的单轴燃气轮机，由于其总压比高，级数众多，平均级压比选取不高，这也是从降低多级压气机级间匹配难度的角度考虑，从而实现整机的良好匹配，获得满意的性能。

几型成功的压气机特性曲线[3]如图5所示，相比MK202HPC高压压气机特性，MK202LPC低压压气机特性在中低转速特性更加平缓，这为高、低压压气机的匹配创造了良好的条件。最令人满意的是CS73380高压压气机特性，其特性不仅平缓，而且流量随转速降低变化缓慢，这相当于低压压气机出口节气门打开，有效扩大了低压压气机的稳定工作裕度，其出色的特性在于其所有静子叶片全部可以调节。

航改燃气轮机过程中，低压压气机的设计过程是折衷设计的过程，为在与高压压气机匹配前提下实现压气机最佳综合气动性能（高效率区宽、喘振裕度大），必须采用多种设计方法。

图5 几型成功的压气机的特性曲线

2.1 叶片排流通能力的控制技术

流通能力控制技术如图6所示。针对燃气轮机低压设计需求特点，采用转子流通能力逐级加强技术，好处是缓解了中低转速前喘后堵的矛盾，有利于扩大中低转速低压压气机的喘振裕度。

图6 叶片排流通能力的控制

2.2 子午速度控制技术

航机/燃气轮机通常的子午速度沿轴向分布形式如图7所示。燃气轮机设计通常采用直线1和直线2这2种子午速度轴向分布形式，曲线3和曲线4子午速度轴向分布形式是航机设计通常所采用的。本方案选择2这种子午速度轴向分布形式，其好处是可以缓和由于容积流量减小而使得叶高明显下降和基于核心机不变中介机匣当量扩张角大的矛盾。同时具有较低的出口轴向速度，从而利于中介机匣流路的设计，为实现高低压压气机的良好匹配创造有利条件。

图7 航机/燃气轮机子午速度沿轴向分布形式

2.3 静子端弯设计技术

端弯设计技术是将叶片叶根或者叶尖型面稍做“扭”（“扭”一般是叶型前缘稍作弯曲，后缘稍作平直，安装角变小）的设计，如图8所示，这种设计可以使得叶片根尖区型面适应端壁区轴向速度低的流动特点，从而降低端壁区的损失。其机理是端壁区由于附面层的影响，端壁区相对于主流区的来流轴向速度下降很快，因而，按照常规设计的叶片在端壁区的攻角必然很大，造成端壁区叶片气动性能的降低，进行端壁区“扭”设计的叶片，就适应了气流流动的这种变化，从而改善了端壁区的流动，提高了叶片在端壁区的气动性能，扩大喘振裕度。

图8 端弯设计

2.4 可控扩散叶型设计

可控扩散叶型设计机理主要是控制叶型表面Ma分布（如图9所示），从图中可见推荐的叶片表面马赫数分布形式，一般要控制吸力面Ma峰值不大于1.3，同时要在尽可能短的弦长范围内使得Ma峰值达到最大。相比传统叶型前缘小圆设计，由于椭圆设计使得叶型前缘处曲率变小，气流加速得到有效控制，叶型前缘处的Ma峰值得到有效降低，从而降低损失提高效率。

图9 可控扩散叶型表面Ma分布

2.5 叶型前缘椭圆设计技术

该项技术在国外已经广泛应用，但国内这方面应用还存在很大差距。数值分析表明：叶型前缘椭圆设计相比常规叶型设计，可有效提供效率，喘振裕度明显增加，叶型前缘椭圆设计及其机理如图10所示。

图10 椭圆前缘形状对气动性能的影响

2.6 静子弓形设计技术

静子“弓形”设计技术，一般主要针对出口级静子。“弓形”静子设计方法是采用一定的方式将各个流线面的叶型进行积叠，从而实现各种形式叶片的造型。目前常用的“弓形”设计（如图11所示）方法是给定叶型的质心周向偏移量进行叶片的造型。从图中可见，积叠线端部切线与径向的夹角γ为弯角，压力面与端壁成锐角为正弯，压力面与端壁成钝角为反弯。其机理是改变叶片表面的径向压力分布梯度，降低叶片两端靠近壁面端区型面的负荷，推迟气流分离和失速，从而提高喘振裕度。

图11 弓形静子

2.7 宽弦小展弦比设计技术

对于航改燃气轮机，特别是高低压压气机压比相差比较大的航改燃气轮机，低压压气机要求有高的喘振裕度，此时，可以压气机转子可以采用宽弦小展弦比设计技术达到这一目的，这是目前风扇/压气机设计的发展趋势。采用宽弦小展弦比设计，提高了转子的承载能力，这同时也有助于提高压气机抗畸变能力，展弦比分布形式如图12所示（转静子展弦比呈现锯齿形分布）。

图12 展弦比分布

宽弦小展弦比设计技术是先进风扇/压气机设计的发展趋势，采用小展弦比设计可以明显提高压气机的效率和增加稳定性，同时，可以提高叶片寿命，增强了抵抗外来物破坏和侵蚀的能力。统计来看，推荐取值在1.2～1.6，同时外国专家表示，在展弦比小于1.3，就不需要考虑叶片的颤振问题。

2.8 过渡段（中介机匣）设计技术

过渡段是连接高低压压气机的“纽带”，其设计的好坏直接关系到高低压压气机的匹配，进而影响到整机性能。

过渡段设计的核心是控制流路壁面附面层的发展，这样，可以保证较高总压恢复系数的同时，提高出口场的品质，为高低压压气机的良好匹配创造了条件。2.9 多叶片排静叶联调技术

多叶片排静叶联调技术，这是在燃气轮机压气机设计中最常采用的提高压气机气动性能的技术。对于多级压气机设计，特别是高负荷的多级压气机设计，良好的设计是获得良好性能的根本保证，但是偏离设计状态时，性能会恶化，偏离越远，性能恶化越严重，这时采用多叶片排静叶联调，是改善级间匹配，提高气动性能的重要手段，对舰船用燃气轮机来说，在不允许放气的条件下，这可以说是必不可少的技术手段。对燃气轮机而言，可调节叶片排级数的数量应占总级数的60%以上，有些燃气轮机，如图5中的CS73380压气机，采用8级导叶全部可以调节，加上进口可变弯度导向叶片，从而使得该压气机各个转速下气动性能非常优异。

2.10 处理机匣设计技术

处理机匣设计技术在国内外应用广泛，其机理核心是转子尖部间隙处气流流动的控制。气流经过转子叶片通道后，总静压均逐渐增加，当达到其压升极限的时候，气流开始分离，压气机进入不稳定工作状态。采用处理机匣后，转子叶片尖部一部分气流通过处理机匣向前回流至转子叶片前缘，在转子尖部，形成1个完整的回流流路。这种回流并不是发生在压气机的所有工况下，并且是否形成回流的关键在于上、下游之间的壁面静压差。当转子叶片叶尖在大攻角工况下工作，通过这种回流作用，有利于消除失速分离，扩大压气机稳定工作裕度的功能[5-7]。

采用上述方法综合设计了1台较高负荷的多级轴流低压压气机，自主研制燃气轮机的高低压压气机特性如图13所示，其与高压压气机无量纲流量-压比特性的对比，可以看出与图5中MK202燃气轮机高低压压气机特性分布相近。部件验证表明该压气机的气动性能全面达到并超过了设计指标要求，其中设计压比点的绝热效率超过了0.90；串装燃气发生器验证平台表明，高低压压气机匹配良好，整机运转平稳，证明了上述设计方法的有效性。

图13 自主研制燃气轮机的高低压压气机特性

3 结束语

通过对舰船航改燃气轮机高低压压气机匹配特点的分析，在舰船航改燃气轮机高低压压气机设计压比相差大条件下，分析总结了高低压压气机匹配的难点和原因，给出了解决舰船航改燃气轮机高低压压气机匹配的设计方法和设计技术，并对这些设计方法和技术进行了深入的机理分析[8-11]。利用这些设计技术综合设计的5级低压压气机试验验证和燃气发生器验证平台试验验证表明，这些设计方法和设计技术对解决舰船航改燃气轮机的高低压压气机匹配这一关键技术是有效的，并且可以用于其它燃气轮机和航空发动机设计。

[1]胡晓煜.国外燃气轮机现状及发展趋势[J].中国航空信息中心，1997（1）：16-20. HU Xiaoyu.Status and development trend of foreign gas turbine[J].Chinese Aviation Information Center,1997（1）: 16-20.(in Chinese)

[2]马治和.航空燃气轮机船用化改装设计的若干问题 [R].沈阳：沈阳发动机设计研究所，2000：23-27. MA Zhihe.Marinization conversion design of aero gas turbine [R].Shenyang:Shenyang Engine Design and Research Institute, 2000:23-27.(in Chinese)

[3]Dring R P,Joslyn H D,Hardin L W.An investigation of compressor rotor aerodynamics [J].ASME Journalof Turbomachinery,1982,104（1）：84-96.

[4]朱行健，王雪瑜.燃气轮机工作原理及性能[M].北京：科学出版社，1992：36-64. ZHU Xingjian,WANG Xueyu.Principle and performance of gas turbine[M].Beijing:Sciences Press,1992：36-64.(in Chinese)

[5]Horlock J H,Denton J D.A review of some early design practice using computational fluid dynamics and a current perspective[J].ASME Journal of Turbomachinery,2005,127: 5-13.

[6]刑秀清，周盛，赵小路.掠弯叶片前缘曲线同流场结构的关联[J].航空动力学报，2000,15（4）:28-35. XING xiuqing,ZHOU sheng,ZHAO Xiaolu.Relationship between sweep leading edges and the flow field structure in transonic fans[J].Journal of Aerospace Power,2000,15（4）: 28-35.(in Chinese)

[7]季路成，陈江，林峰.轴流压气机设计中“掠”的另类认识[J].工程热物理学报，2005,26（4）:567-571. JI Lucheng,CHEN Jiang,LIN Feng.A different understanding on sweep[J].Journal of Engineering Thermophysics,2005,26 （4）:567-571.

[8]Gallimore S J.The use of sweep and dihedral in multistage axial flow compressor blading,PartⅠ:university research and method development[R].ASME 2002-GT-30328.

[9]Gallimore S J.The use of sweep and dihedral in multistage axial flow compressor blading,PartⅡ：low and high speed designs and test verification [J]. ASME Journal of Turbomachinery,2002,124：533-541.

[10]Corshi A,Rispoli F.Using sweep to extend the stallfree operational range in axial fan rotors[J].Journal of Power and Energy,2004,218:129-139.

[11]王绿江.JB.373处理机匣的流动现象、扩稳机理及应用研究[R].沈阳:沈阳发动机设计研究所，1998:14. WANG Lujiang.JB.373 Investigation of flow,enhancement stability principle and application of casing [R].Shenyang：Shenyang Engine Design and Research Institute,1998:14.(in Chinese)

Matching Technology of HPC and LPC for Aero-Derivative Gas Turbine Engine

LIU Tai-qiu,NIE Hai-gang
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

In order to adapt development demand,the matching technology between HPC and LPC was analyzed and studied deeply for one of the key technologies of aero-derivative gas turbine.The technology methods were made using the combination between multisoftware simulation and theory analysis method based on the design and matching characteristics of the bigger pressure ratio of HPC and LPC,The methods were applied to the new design of the fifth LPC.The rig test results meet and exceed the design requirement.The gas generator technology verification results show that the matching techonlogy is better for HPC and LPC and can provide technical foundation for aero-derivative gas turbine.

aero-derivative gas turbine;matching of HPC and LPC;numerical simulation;design technology;test verification

刘太秋（1972），男，高级工程师，从事叶轮机械气动设计工作。

2013-03-08