大涵道比风扇/增压级叶尖间隙影响研究

陈云永， 万科， 杨小贺， 丁建国

中国航发商用航空发动机有限责任公司， 上海 200241

大涵道比风扇/增压级叶尖间隙影响研究

陈云永*， 万科， 杨小贺， 丁建国

中国航发商用航空发动机有限责任公司， 上海 200241

以某大涵道比风扇/增压级为例，分析风扇转子叶尖间隙对风扇/增压级性能的影响。通过风扇外涵计算及试验结果对比，表明在各转速流量、压比下吻合良好，其中高转速试验效率略高于计算结果，失速裕度基本相当；当转速降低时试验效率偏高更为明显，失速裕度略高于计算结果。分别分析1.0转速、0.85转速以及0.6转速风扇叶尖间隙对风扇/增压级性能的影响，结果表明当转速较高时，随着间隙的增加，激波-边界层干涉与间隙泄漏流掺混导致了大间隙状态二次流损失增加，外涵设计点压比、流量、效率均有所降低，当间隙增加到一定程度时，失速裕度迅速降低；对低转速状态的分析结果表明，随着间隙的增加，设计点效率下降幅度相比高转速状态有所降低，失速裕度随着间隙的增加而增大，风扇外涵特性对间隙的敏感性降低。在各转速下风扇转子叶尖间隙的大小对内涵性能影响不大。

风扇/增压级； 大涵道比； 叶尖间隙； 气动性能； 数值模拟

大涵道比涡扇发动机是现代民用飞机的主要动力装置，目前正不断向着高推重比、低油耗、低噪声等方向发展，作为关键部件之一的风扇/增压级对效率及失速裕度有着越来越严苛的要求。在现代风扇/增压级设计中，普遍采用全三维弯掠叶片流动控制技术，以保证其性能指标得以实现[1-5]。在此过程中，叶尖间隙的影响不可忽视。过去几十年，国内外对转子叶尖间隙开展了大量研究工作。Smith[6]对某低速压气机的研究表明，叶尖间隙的增加会导致压气机流量裕度降低。Moore[7]对某跨声风扇以及Wisler[8]对某低速试验件的研究也给出了类似的结论。Denton[9]利用熵增来反映损失，其研究表明叶轮机损失主要来源于三部分，分别为叶型损失、端壁损失以及泄漏损失。这三部分的流动损失在量级上大体相当，且绝大多数压气机都存在叶尖处基元叶型吸力面边界层率先失速的流动现象。Smith和Cumpsty[10]对某轮毂比为0.4的低速转子研究显示，当叶尖间隙高度由1%弦长增大到6%弦长时，最 大压升降低23%，失速流量系数增加15%，采用机匣处理可以使其失速裕度增加22%。Adamczyk等[11]的研究表明，叶尖泄漏涡和通道激波对于风扇失速起着决定性作用，具体表现为风扇前端间隙泄漏涡穿过通道激波产生的堵塞导致了失速。Wadia等[12]对径向叶片和前掠叶片进行了深入研究，比较了不同掠型对间隙敏感性的差异，前掠可以降低叶尖负荷，从而降低激波-边界层干涉并削弱低能流体在叶尖压力面的堆积。邓宝洋等[13-14]对某高负荷跨声压气机转子的间隙研究表明，在设计转速随着叶尖间隙增加，级压比和绝热效率均存在明显降低，而低转速情况下变化不大。

通过上述分析研究可知，转子叶尖间隙区域内的流动非常复杂，理论上转子叶尖间隙越小，其效率及失速裕度将会越高。而实际工作过程中，随着进口工况及试验转速的变化，叶尖间隙有可能会偏离设计值，在试验过程中不断变化[15-16]。由于试验测量难以得到所有的流动细节，随着计算流体力学研究和计算机水平的飞速发展，三维数值模拟技术作为复杂流动研究和叶轮机设计的重要辅助工具已经被广泛采用[17-18]。对于目前的大涵道比风扇，考虑到气动、强度、噪声等多方面因素，普遍采用小轮毂比、宽弦、弯掠设计，同时考虑到钛合金叶片以及复合材料叶片等不同材料伸长量亦有不同，因此研究风扇叶尖间隙变化对风扇/增压级性能的影响，是保证其稳定工作不可忽略的一个环节。

1 研究对象

本文所研究的风扇/增压级通过流线曲率法及任意中弧线造型方法设计得到[19-20]，流道形式如图1所示。其中包括风扇转子RF，外涵静子SF，内涵增压级S0、R1、S1、R2、S2、R3、S3。采用NUMECA三维数值模拟软件对该风扇/增压级进行数值模拟研究，计算域示意图如图2所示。

边界条件设定如下：计算域进口给定总温、总压和进口气流角(标准大气压，轴向进气)，内外涵分别给定出口平均静压，固壁为绝热、无滑移边界条件。在计算过程中通过调整出口静压获取设计点，此后固定内涵出口平均静压改变外涵出口平均静压，获取风扇/增压级外涵特性曲线，同样固定外涵出口平均静压改变内涵出口压力获取风扇/增压级内涵特性分布。计算网格采用AU-TOGRID进行划分，风扇转子RF和外涵静子SF的网格拓扑结构为O4H，增压级叶片的网格拓扑结构为HOH，叶片表面第一层网格的距离为5×10-6m，y+值基本保持10以下。风扇叶片的叶尖间隙为 1.0 mm，增压级叶片叶尖间隙为0.1 mm，计算网格与试验条件保持一致。其中，风扇叶片的间隙展向网格数目设置为33，增压级设置为13。最后生成的总网格数为688万。

图1 风扇/增压级流道Fig.1 Flow path of fan/booster

图2 风扇/增压级计算网格Fig.2 Mesh of fan/booster

2 风扇/增压级数值模拟分析

2.1 特性分析对比

图3和图4分别给出了风扇外涵无量纲压比及绝热效率特性(本文对流量、压比、效率及总压恢复系数均采用1.0转速设计值进行无量纲化，图中1.0_CFD表示1.0转速三维计算结果，1.0_EXP表示1.0转速试验结果，OPline_Air和OPline_Ground分别表示空中共同工作线和地面共同工作线)。试验时在1.0转速、0.85转速和0.6转速状态录取至风扇外涵喘点，1.037转速和0.939 转速仅录取至工作点附近，可见三维计算所得风扇外涵各转速压比、流量与试验结果吻合较好，试验测得的效率较计算结果偏高，主要是由于风扇/增压级试验采用温升效率，风扇外涵温比较低，在小温升状况下容易引起较大的试验误差。表1给出了1.0转速、0.85转速及0.6转速近设计点三维计算特性参数与试验数据的对比，可以看出试验测得的各转速设计点流量、压比与计算结果吻合良好，偏差不超过1.0%。试验测得的效率略有偏高，其中在低转速由于温比相对更低导致效率偏差越为明显。对于1.0转速，喘点流量相比计算结果偏小同时压比偏低，从而使得二者综合裕度也较为一致。以下将详细分析比较1.0转速、0.85转速及0.6转速下间隙对大涵道比风扇/增压级性能的影响。

图3 风扇外涵压比特性图Fig.3 Bypass performance characteristic of total pressure ratio

图4 风扇外涵绝热效率特性图 Fig.4 Bypass performance characteristic of adiabatic efficiency

表1 外涵无量纲特性对比Table 1 Comparison of normalized bypass performance

TypeMassflowTotalpressureratioAdiabaticefficiencyStallmargin/%1.0_CFD0.9970.9960.99715.651.0_EXP0.9891.0041.01915.860.85_CFD0.8030.8960.96812.800.85_EXP0.8020.8971.00415.560.6_CFD0.5490.7730.93618.200.6_EXP0.5540.7731.03518.73

2.2 间隙对性能的影响研究

通过上述计算及试验结果的对比可以看出，对大涵道比风扇/增压级三维数值模拟能较好地预测风扇外涵特性，为进一步研究风扇叶尖间隙对风扇/增压级性能的影响，采用数值模拟方法选取不同的叶尖间隙进行分析比较。在试验时风扇叶尖间隙约为叶片平均展高的0.3%，本文分别选取无间隙、0.1%叶高、0.2%叶高、0.3%叶高、0.5%叶高以及0.7%叶高开展分析研究，采用不同间隙时间隙内的网格数保持一致。

2.2.1 1.0转速对比分析

图5和图6给出了1.0转速不同间隙情况下风扇外涵无量纲压比及绝热效率特性(图中gap_0表示无间隙，gap_0.1表示间隙为0.1%叶高)，从图中可以看出，随着间隙不断增加，设计点压比、流量、效率均有不同程度的降低，图7给出了叶尖间隙与设计点绝热效率及失速裕度之间的关系，失速裕度采用综合裕度的定义，即以特性线与共同工作线的交点为设计点，计算其到喘点的压比、流量综合裕度。由图可知风扇设计点效率随着间隙的增大而不断下降，当间隙较小时，对效率的影响不大，而当间隙增加到一定程度时，效率迅速降低；对于失速裕度，当间隙较小时，失速裕度与间隙的关系并不明确，当间隙取为0.2%叶高时获得最大的失速裕度，同样当间隙增加到一定程度时，失速裕度也会迅速降低。

图8给出了不同间隙计算所得到的峰值效率点风扇转子无量纲绝热效率沿展向的分布，由于间隙仅影响叶片中上部分的流动，因此此处仅给出60%以上叶高进行对比分析。从图中可见间隙的影响主要体现在80%以上叶高，随着间隙的增加，风扇效率在展向80%以上叶高呈现先增大后减小的趋势，分析原因是当间隙增加时，间隙泄漏流随之加剧，导致叶片尖部的堵塞加强，效率降低，而在80%～95%叶高处的流动情况则得以改善，使得效率偏高。

图5 不同间隙下风扇外涵压比特性图Fig.5 Bypass performance characteristic of total pressure ratio in different gaps

图6 不同间隙下风扇外涵绝热效率特性图 Fig.6 Bypass performance characteristic of adiabaticefficiency in different gaps

图7 1.0转速叶尖间隙敏感性 Fig.7 Tip clearance sensitivity at 1.0 corrected rotatingspeed condition

图8 风扇转子无量纲绝热效率沿展向分布图 Fig.8 Radial distribution of normalized adiabaticefficiency of RF

图9给出了不同风扇转子间隙情况下内涵压比特性，根据上述分析，风扇转子叶尖间隙仅影响叶片80%以上叶高部分的流动，因此不同间隙对内涵几乎不产生影响，各间隙下风扇/增压级内涵特性几乎重合。

为深入研究叶尖间隙对风扇外涵流场的影响，选取0.1%叶高、0.3%叶高以及0.7%叶高间隙情况进行分析比较。图10给出了20%以上叶高设计点风扇尾缘S3截面熵(Entropy，单位为J/(kg·K))分布，可以看出叶尖低能流动与间隙泄漏流导致叶尖熵增明显，同时随着间隙的增加，风扇转子叶尖熵增量及影响范围随之加剧，这也反映了图8中间隙较大时导致的转子尖部效率降低。

图9 风扇内涵压比特性图 Fig.9 Core performance characteristic of total pressureratio

图10 风扇转子出口熵等值线图Fig.10 Contours of entropy at RF trailing edge

图11给出了风扇转子95%叶高设计点及喘点轴向速度(VelocityZ，单位为m/s)等值线图，其中轴向速度小于零的区域(图中黑色线条所包含的区域)意味着有回流，0.1_design表示间隙为0.1%叶高的设计点，0.1_stall表示间隙为0.1%叶高的喘点。从图中可以看出，在设计点回流区主要集中在叶片吸力面激波后的位置，随着间隙的增大，回流区的范围也随之增加，意味着间隙泄漏流在不断加强。对喘点而言，由于三种间隙条件下喘点处的流量差异较大，使得回流区范围变化趋势与设计点相反，但不难看出三种情况下回流区均逐渐向前移动至叶片前缘，导致失速。对比图11(c)和图11(f)可知，当间隙为0.7%叶高时，设计点回流区已经存在向叶片前缘发展的趋势，与喘点的回流区范围相差不大，从而也导致了其失速裕度较低。

图11 风扇转子95%叶高轴向速度等值线图Fig.11 Contours of velocity Z in RF at 95% span

2.2.2 0.85及0.6转速对比分析

在完成高转速状况下间隙对性能的影响分析后，对0.85及0.6转速状态开展类似的分析工作。其中，内涵特性与1.0转速状况一致，不同间隙对内涵特性几乎无影响。图12和图13分别给出了0.85及0.6转速不同间隙情况下风扇外涵无量纲压比特性，图14给出了1.0、0.85及0.6转速叶尖间隙与设计点效率及失速裕度之间的关系(此处为了对比方便，将0.85及0.6转速效率以其自身设计值进行无量纲化，1.0_efficiency表示1.0转速效率曲线，1.0_stall margin表示1.0转速失速裕度曲线)。通过对比可以看出，与高转速特征有所不同，在低转速状态随着间隙的增加设计点效率下降幅度明显减小，甚至存在先升后降的现象，可见由于低转速激波强度下降，减弱了激波与叶尖泄漏流之间的掺混，从而在一定程度上使得流场对叶尖间隙敏感性降低。同时可以看到，在低转速随着间隙的增加，失速裕度也不断增大，这也解释了0.85转速状态试验裕度要高于计算值，由于计算采用的是1.0转速热态叶型，当转速为0.85状态时，叶片伸长量相对较小，间隙偏大，计算表明失速裕度会有一定程度的增加。图15 给出了0.85转速状态20%以上叶高设计点风扇尾缘S3截面熵分布，与图10相比，间隙对风扇尾缘熵增的影响弱化程度十分明显，随着间隙的增大，风扇尾缘熵增及其影响范围变化很小，从而进一步验证了当转速降低时，间隙敏感性随之下降。

图12 0.85转速风扇外涵压比特性图Fig.12 Bypass performance characteristic of total pressure ratio at 0.85 corrected rotatingspeed

图13 0.6转速风扇外涵压比特性图Fig.13 Bypass performance characteristic of total pressure ratio at 0.6 corrected rotating speed

图14 叶尖间隙敏感性对比Fig.14 Comparison of tip clearance sensitivity

图15 0.85转速风扇转子出口熵等值线图Fig.15 Contours of entropy at RF trailing edge at 0.85 corrected rotating speed

3 结 论

1) 某大涵道比风扇/增压级外涵计算特性与试验结果吻合良好，在各转速下流量和压比偏差不超过1.0%，裕度基本相当。对于试验效率的测量由于是在小温升状况下，容易引起较大的试验误差，这在低转速体现得更为明显。

2) 风扇转子叶尖间隙仅对风扇80%叶高以上流动有所影响，故而各转速下不同风扇转子叶尖间隙对风扇/增压级内涵流场影响很小，特性线几乎重合。

3) 对1.0转速不同叶尖间隙的计算结果表明，随着间隙不断增加，设计点压比、流量、效率均有不同程度的降低。当间隙较小时，对效率及失速裕度的影响不大，而当间隙增加到一定程度时，效率及失速裕度迅速降低。通过对流场的分析表明，激波-边界层干涉与间隙泄漏流掺混导致了大间隙状态二次流损失增加。

4) 对0.85及0.6转速状态不同叶尖间隙的计算结果表明，随着间隙的增加设计点效率下降幅度相比1.0转速有所降低，表明流场对叶尖间隙敏感性下降，失速裕度与间隙的关联性也随之降低，对流场分析的结果表明，由于激波强度的降低，间隙增大后对流场的影响程度减小。

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(责任编辑： 鲍亚平, 李世秋)

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*Corresponding author. E-mail: chenyy@acae.com.cn

Influence of tip clearance on high-bypass-ratio fan/booster

CHEN Yunyong*, WAN Ke, YANG Xiaohe, DING Jianguo

AECCCommercialAircraftEngineCo.,Ltd.,Shanghai200241,China

An analytical study of tip clearance flows in the high-bypass-ratio fan/booster is presented. The results reveal that for all kinds of corrected rotating speed, the flow and the total pressure ratio predicted by CFD is very close to the experiment result; for the high corrected rotating speed, the efficiency is lower in CFD and stall margin is almost equal to the experiment results; for the decreased corrected rotating speed, the efficiency of the experiment is obviously higher, and stall margin of the experiment is lower. Evaluations are conducted under 1.0, 0.85 and 0.6 corrected rotating speed conditions for multiple fan tip clearance levels to obtain clearance sensitivities. When the tip clearance increases, the shock wave-boundary interaction and tip leakage flow mixing lead to secondary flow loss at high corrected rotating speed, and the performance decreases at the design point. Stall margin will rapidly fall when the tip clearance rises to a certain level. Similar results are obtained at low corrected rotating speed while the decline of efficiency is slower and stall margin rises as tip clearance increases, revealing the reduction of tip sensitivity as the corrected rotating speed reduces. There is little influence of tip clearance on the core flow at all kinds of corrected rotating speed.

fan/booster; high-bypass-ratio; tip clearance; aerodynamic performance; numerical simulation

2016-11-18； Revised： 2017-01-11； Accepted： 2017-03-06； Published online： 2017-04-17 18:12

V231.3

A

1000-6893(2017)09-520951-08

2016-11-18； 退修日期： 2017-01-11； 录用日期： 2017-03-06； 网络出版时间： 2017-04-17 18:12

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*通讯作者.E-mail: chenyy@acae.com.cn

陈云永， 万科， 杨小贺， 等． 大涵道比风扇/增压级叶尖间隙影响研究[J]． 航空学报, 2017, 38(9): 520951. CHEN Y Y, WAN K, YANG X H, et al. Influence of tip clearance on high-bypass-ratio fan/booster[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 520951.

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10.7527/S1000-6893.2017.620951