大涵道比航空发动机风扇/增压级鸟撞性能数值模拟研究

杨小贺，李艾挺，曹 博，申 航，刘世文

(中国航发商用航空发动机有限责任公司, 上海 200241)

民航客机在低空飞行时非常容易遭遇鸟撞事件，美图联邦航空局(FAA)的统计数据显示，从1990年至2008年间，美国商用航空飞机共发生90 000次鸟撞事件，其中至少103架飞机在鸟撞事故中坠毁。发动机作为飞机的动力来源，其受鸟撞的威胁要显著高于其它部位。现代民航客机发动机通常采用大涵道比涡扇发动机，随着设计水平的提高，涵道比不断增加，受鸟撞的概率也在提升。发动机吸入鸟体后，首先对风扇叶片进行撞击，发生凹陷、变形、撕裂、掉块和断裂等现象，致使风扇叶片几何结构发生变化，运行特性向非设计工况偏移，进而引起整机气动性能和推力的显著降低。一台设计良好的发动机在受到鸟撞后应能在控制系统的调节下恢复至稳定运行工况，并且能维持一定的推力大小。反之，发动机将出现失速或喘振，并出现熄火、结构失效、超温或发动机推力不能恢复的情况。研究风扇鸟撞后特性的变化规律，能够为发动机鸟撞性能的评估提供依据。

鉴于发动机鸟撞对航空飞行安全的巨大威胁，上世纪70年代就有学者开始了相关研究工作。试验方面，Wilbeck[1]、Bertke[2]、吴大观[3]、Ikeda[4]、Lavoie[5]、陈伟[6]等对鸟冲击平板或叶片开展了强度试验研究，积累了珍贵的试验数据。数值模拟方面，主要分为基于有限元方法(FEM)的结构强度分析和基于计算流体动力学(CFD)的气动分析。其中结构强度模拟[7-11]的相关研究很多，方法也逐渐成熟，但关于气动性能的研究工作较为缺乏。

Bohari[12]和Li Yanling[13]分别对Rotor67和Rotor37压气机转子叶片前缘损伤前后的气动性能变化进行了研究。Muir[14]对某鸟撞风扇叶片的气动弹性问题进行了相关研究工作。国内杨杰[15]和陆嘉华[16]对小涵道比风扇的鸟撞特性进行过研究。已有的工作大多针对小涵道比发动机，计算域为单排风扇或压气机叶片，采用特定的鸟撞后叶片模型开展研究，缺少针对大涵道比风扇/增压级双涵道压缩系统以及较为通用的鸟撞后叶片损伤模型的研究。

本文针对大涵道比风扇/增压级系统鸟撞后风扇叶片损伤模型的气动性能进行研究，使用CFD方法对合理简化后的不同风扇损伤模型进行模拟，并对其特性和流场进行对比分析，为风扇/增压级鸟撞后的特性评估提供依据，进而支撑整机鸟撞后性能评估。

1 计算对象及方法

1.1 计算对象

本文以某型民机大涵道比风扇/增压级系统为研究对象，开展鸟撞后风扇损伤叶型数值模拟分析。风扇叶片采用全三维复合弯掠设计，叶片中上部后掠，以降低激波损失，实现高气动效率，叶片尖部前掠以满足失速裕度要求，提高气动稳定性，风扇直径接近2 m，叶片采用复合材料。外涵带有出口导叶，内涵包括三级增压级，如图1所示。

图1 计算模型

对于鸟撞问题，根据鸟体大小、鸟撞位置、风扇材料等因素的不同，叶片的损伤形式也有所不同，公开的试验数据也缺乏相关的统计结果。为使损伤模型具有典型性，对鸟撞过程进行有限元分析，结果显示，根据鸟撞位置的不同，风扇的损伤形式各不相同，但损伤基本发生在50%叶高以上，且损伤数量一般不超过三片，与文献[15-17]中的模拟分析结果基本一致。考虑到由于复合材料塑性较低，鸟撞后叶片通常直接断裂脱落，塑性变形不明显。因此，基于通用性的考虑，本文针对50%叶高以上叶片完全脱落的模型进行研究，分别对损伤一片(Single)、两片(Double)、三片(Triple)叶片的风扇模型进行模拟，作为对比还对完整叶片(Origin)以及完全缺失整片叶片(Lack)的风扇模型进行模拟，如图2所示。

(a) Origin

(b) Lack

(c) Single

(d) Double

(e) Triple图2 计算对象

1.2 网格划分

采用Autogrid5进行网格划分，风扇、外涵出口导叶、增压级叶片均采用O- 4H型网格拓扑结构，对风扇进行全周计算，外涵出口导叶和增压级采用单通道计算。分流环处采用C形网格布置，其中，风扇展向161层网格，外涵出口导叶展向101层网格, 内涵增压级展向69层网格，如图3所示。

图3 网格设置

第一层网格到壁面距离为5×10-6m，壁面y+在1～10范围之间。风扇热态间隙为0.7 mm，设置17个网格点，增压级三个转子热态间隙分别为0.6 mm、0.6 mm、0.7 mm，均设置13个网格点。针对Single、Double、Triple三个带有损伤叶片的模型，为简化网格生成，保证网格质量，将缺损部分设置为叶片间隙，其中缺损部位距离机匣高度0.3 m，共设置47个网格点。表1给出了各模型的网格数量，网格最小正交角不小于15°，图4为网格示意图。

表1 网格数量

图4 网格示意图

1.3 计算设置

采用Numeca的Fine/Turbo求解器进行三维定常计算。采用有限体积法求解，空间离散采用中心差分格式，时间推进采用4阶Runge-Kutta方法，采用Spalart-Allmaras湍流模型。进口来流为标准大气条件，轴向进气，出口给定展向中点背压，并通过径向平衡方程得到出口静压分布。固壁为绝热、无滑移边界条件。各级转静交界面均采用混合平面法处理。

分别对换算工况的高温起飞和经济巡航工况进行模拟。风扇顶部缺损主要对外涵特性产生影响，因此主要研究外涵特性的变化情况。具体方法为，将内涵出口静压固定为共同工作点背压，通过改变外涵背压获得外涵特性曲线。将近失速点定义为计算能稳定收敛的最高背压点，通过与已有试验结果的对比，该方法具备一定可靠性，可作为初始设计阶段性能评估的参考依据。

2 计算结果及讨论

2.1 特性曲线

在换算工况下分别对高温起飞(G) 转速和经济巡航(J)转速工况进行计算，其特性曲线如图5所示。可以看出高温起飞转速和经济巡航转速下，各叶型特性曲线变化规律是相似的。叶片缺损后，特性曲线整体向下方偏移，流量、压比、效率、裕度都出现显著下降。表2给出了共同工作点各损伤模型相对于完整叶型的性能参数下降程度(流量、压比为相对值，效率、裕度为绝对值)。

表2 性能衰退程度

(a) 流量-总压比特性

(b) 流量-等熵效率特性图5 特性曲线对比

缺损一片叶片时，流量、压比、效率、裕度均出现下降，但发动机仍然有一定裕度，运行安全有一定保障；缺损两片叶片时，性能参数严重下降，稳定边界已逼近共同工作线，风扇工作于近失速工况，发动机处于非常危险的状态；缺损三片叶片时，风扇/增压级的裕度完全丢失，发动机进入失速状态。对比可见，缺少一片完整叶片与缺损一片叶片的特性变化接近，说明顶部叶片的缺损是风扇/增压级外涵特性产生偏移的主要原因。

如上所述，缺损三片叶片时，风扇已工作在不稳定状态，实际设计中不允许出现，因此重点对Lack、Single、Double三个模型的流场进行分析。另外鸟撞的威胁主要来自飞机起飞爬升阶段，因此针对高温起飞工况进行分析。

2.2 风扇出口内外涵径向分布

图6(a)为风扇出口内外涵动静交界面位置(图3)的径向总压比分布，对应叶片缺损位置处开始，总压比下降。由于Lack模型整个叶片缺失，因此总压比在全叶高均出现下降。图6(b)为出口静压的径向分布，可以看出Lack和Single的出口静压基本不变，Double的部分叶片由于出现了流动分离，出口静压出现下降。图6(c)为出口径向子午速度分布，可以看出风扇内涵出口的子午速度均未发生变化，外涵出现了不同程度的下降，其中Double叶片中上部子午速度显著降低。图6(d)为径向等熵效率分布，可以看出对于Single和Lack，外涵效率小幅降低，而Double由于分离严重，效率下降明显。

(a) 总压比沿叶高分布

(b) 静压沿叶高分布

(c) 子午速度沿叶高分布

(d) 等熵效率沿叶高分布图6 风扇出口内外涵参数径向分布

2.3 叶片缺损区域的流场变化

图7为各模型90%叶高截面叶片缺损区域的相对马赫数分布云图，将各叶片按气流方向进行了编号。可以看出，90%截面呈现出明显的超声速叶栅流动特征。对于Origin，如图7(a)所示，气体以超声速进入流道，在接近2叶片前缘时，受前缘及压力面产生的压力波作用，形成一道脱体激波。其下半截伸向1叶片的吸力面，即通道激波；上半截，即外伸激波，在吸力面膨胀波作用下逐渐减弱。通过外伸激波的气流速度下降，但在膨胀波的作用下又重新加速至超声速向3叶片流动。当2叶片缺损后，如图7(b)、图7(c)， 2叶片前缘及压力面的压缩波消失，取而代之的是来自3叶片的压缩波，强度较低，致使通道激波向后移动，与1叶片交于约70%叶弦位置。同时，缺失叶片通道速度降低，使得叶片3的角度向吸力面偏折，造成叶片3攻角增大，叶片表面通道激波强度增加。如图7(d)所示，对于Double, 1叶片通道激波进一步后移，4叶片的攻角进一步增加，通道激波与边界层剧烈作用，诱发严重的流动分离。分离区的存在使叶栅堵塞，气流速度减小，从而引起5叶片的入口攻角变大，叶片5也产生分离。攻角增大的趋势会一直在吸力面叶片传递，直至叶栅堵塞效应减弱，流动附着。

图7 90%叶高相对马赫数分布对比

图8为90%叶高截面叶表等熵马赫数分布。可以看出对于上游叶片(图8(a))吸力面激波位置明显向后移动，叶片的负荷得到加强；对于下游叶片(图8(b))，入口攻角明显增大，吸力面的激波强度得到增强，其中Lack3和Single3叶片的负荷得到提升，对于Double4叶片，由于激波后出现严重流动分离，叶表等熵马赫数较低，叶片负荷没有明显提升。

(a)上游叶片

(b) 下游叶片图8 90%叶高截面叶表等熵马赫数分布

图9给出了各模型10%叶高截面缺损区域的相对马赫数云图，同样按流动方向进行了编号。可以看出10%叶高截面呈现出典型的亚声速叶栅流动特点。其中压力面发出压缩波，起减速效果；吸力面发出膨胀波，起加速效果。对于Lack， 2叶片的缺失意味着相应位置压缩波和膨胀波的消失，其结果1叶片吸力面速度增加，压力减小，而3叶片压力面速度降低，压力上升。对于Single，2叶片的根部仍然保留，但中上部叶片的缺失引起了径向压力的重新匹配，结果是2叶片根部叶片的压差减小，压缩波和膨胀波的强度减弱，最终使1，3叶片呈现出与Lack相同的变化趋势。对于Double，1，4叶片出现了同样的变化趋势。

图9 10%叶高相对马赫数对比

图10为10%叶高等熵马赫数分布。可以看出对于上游叶片(图10(a))，吸力面等熵马赫数上升，叶片的负荷升高；对于下游叶片(图10(b))，压力面等熵马赫数下降明显，叶片负荷也得到提升。对于缺损叶片，如图10(c)所示，其吸力面叶表马赫数减小，压力面叶表马赫数增大，负荷明显减小。另外叶片前缘等熵马赫数交叉，即入口出现负攻角现象，这是前缘压力梯度的变化导致的局部入口气流角的变化。

(a)上游叶片

(b) 下游叶片

(c) 缺损叶片图10 10%叶高等熵马赫数分布

2.4 叶表极限流线

图11(a)给出了1叶片吸力面极限流线和静压P分布云图，可以看出叶片缺损后，通道激波向尾缘移动，同时尾缘出现了小范围的流动分离。图11(b)为3叶片(包括Double4叶片)吸力面极限流线和静压分布云图，可以明显看出激波边界层相互作用引起的流动分离。另外缺损区域流速的下降，引起径向压力梯度的降低，进而导致径向迁移二次流的增强。

(a) 上游叶片

(b)下游叶片图11 吸力面极限流线和静压分布

3 结论

本文针对大涵道比风扇/增压级系统鸟撞后风扇损伤模型进行数值模拟，通过特性和流场分析得到以下结论：

1) 叶片缺损后，流量、压比、效率、裕度将出现明显降低，缺损两片叶片后风扇接近失速边界，缺损三片叶片后风扇进入失速状态。

2) 在一定限度内，缺损叶片的负荷可转移至相邻叶片，其中压力面一侧叶片激波后移，负荷增加，吸力面一侧叶片攻角增大，激波增强，负荷增加。

3) 缺损叶片下游(吸力面侧)叶片的攻角会出现增大的趋势并发生流动分离，是风扇失速的关键叶片，并且此趋势会继续向下游叶片传递，直到分离消失，流动附着。

4) 顶部叶片缺损后，径向参数重新匹配，其根部压力下降，负荷降低，做功能力下降。

5) 叶片缺损后，其相邻叶片吸力面径向迁移二次流增强。