风扇压气机设计技术

航空发动机风扇/压气机叶片激光冲击强化技术的发展与应用激光冲击强化(Laser Shock Peening，LSP) 技术是利用强脉冲激光产生的冲击波，从部件表面引入残余压应力的一种革新且最热门的表面强化技术。

该技术在部件表面形成的残余压应力深度比常规喷丸强化处理的深5~10倍，具有提高抗疲劳强度、延长疲劳寿命、抑制裂纹的形成与扩展、提高抗微动疲劳/抗磨损/ 抗应力腐蚀断裂特性等特点。

经过多年的开发与研究，美国于1997年将激光冲击强化技术成功应用于航空发动机风扇/ 压气机叶片，大幅度地提高了其抗外物损伤能力和高循环疲劳性能，并且于1998年美国研发杂志评为全美100项最重要的先进技术之一，被美国军方认定为第4代战斗机发动机的80项关键技术之一。

2003年以来，该技术又应用到F119发动机等第4代战斗机发动机高压压气机整体叶盘上，目前正在研究应用于包括激光难以进入区域的航空发动机轮盘等部件上[1-4]。

激光冲击强化技术原理与特点激光冲击强化技术的原理，是采用短脉冲（几十纳秒）的强激光辐射金属部件表面涂覆的约束层（如流动的水等），并通过约束层作用于金属表面涂覆的不透明涂覆层（如黑漆或胶带），涂覆层吸收激光能量发生爆炸性汽化蒸发，蒸发的气体吸收剩余的激光产生快速膨胀的等离子流，限定在部件表面与约束层间的等离子流产生急速增大的高压冲击波，冲击波产生的“冷作用”作用于金属表面并向内传播，形成由塑性变形引发的残余压应力[5-10]。

当冲击波的峰值压力超过被处理材料动态屈服强度时，材料表层不产生应变硬化，残留很大应力，同时微观组织发生很大的变化，显著提高材料的抗疲劳、耐磨损和防应力腐蚀特性。

虽然与常规喷丸强化类似，激光冲击强化技术也是通过在金属部件的表面产生有益的残余压应力提高部件的抗疲劳与耐损伤特性，但是由于引入残余压应力的方法不同，激光冲击强化技术处理的部件明显优于常规喷丸强化处理的部件。

（1）激光冲击强化一般采用钕玻璃、YAG 及红宝石的高功率脉冲式激光器。

第1篇一、实验背景随着科技的不断发展，动力风扇在各个领域得到了广泛的应用，如家用、工业、汽车、航空航天等。

为了提高动力风扇的性能，降低噪音，提高能源利用效率，本研究通过实验验证了一种基于引射效应的动力风扇的技术原理，并对实验结果进行了分析总结。

二、实验目的1. 验证基于引射效应的动力风扇的技术原理；2. 分析动力风扇的性能指标，如风量、风压、噪音等；3. 评估动力风扇在实际应用中的可行性。

三、实验方法1. 实验设备：3D打印动力风扇、压气机、输气管、白烟发生器、高速摄像机、风速仪、噪音仪等；2. 实验步骤：（1）搭建实验平台，连接相关设备；（2）将动力风扇安装在实验平台上，调整好相关参数；（3）开启压气机，观察动力风扇的工作状态；（4）使用白烟发生器产生白烟，通过高速摄像机记录流谱形状；（5）使用风速仪、噪音仪等测量动力风扇的风量、风压、噪音等性能指标；（6）分析实验数据，总结实验结果。

四、实验结果与分析1. 动力风扇工作状态：实验过程中，动力风扇启动后，白烟在涵道内部低压诱导气流向后加速的效果显著，第25秒时流谱形状清晰可见，证明引射效应在该风扇中得到了有效应用。

2. 风量、风压：通过实验数据，动力风扇的风量可达100立方米每小时，风压为0.034千克每秒。

该风量和风压满足实际应用需求。

3. 噪音：实验过程中，动力风扇的噪音水平较高，需进一步优化设计以降低噪音。

4. 性能评估：基于引射效应的动力风扇在风量和风压方面表现良好，但在噪音方面有待改进。

综合考虑，该风扇在实际应用中具有较高的可行性。

五、实验结论1. 基于引射效应的动力风扇技术原理得到验证，具有较好的应用前景；2. 该风扇的风量和风压满足实际应用需求，但在噪音方面有待改进；3. 实验结果表明，解耦的设计降低了系统设计复杂度，有利于提高动力风扇的性能。

六、实验展望1. 优化动力风扇的设计，降低噪音，提高能源利用效率；2. 研究不同工况下动力风扇的性能，为实际应用提供理论依据；3. 探索新型动力风扇材料，提高风扇的稳定性和耐久性。

XX大学毕业设计（论文）开题报告题目发动机CMF-56航空发动机风扇结构强度与噪声分析专业名称飞行器动力工程班级学号xx学生姓名 xx指导教师xx填表日期年月日一、选题的依据及意义：1. 选题的依据：现代人生活中有三大污染：空气污染、噪声污染和水污染。

前面两项都与航空发动机有关。

噪声污染是伴随着近代工业革命和航空喷气时代的到来而到来的。

现今，噪声污染已是一个全世界都十分关注的环境问题，过量的环境噪声对人的生理和心理都有影响。

长期暴露在高噪声环境下对人的听力和身体健康将造成严重的危害，一般性的噪声干扰则会影响人们的正常工作和生活。

在人们的生活中，噪声无处不在。

噪声的等级由声强级的单位“分贝”数表示大小。

我国国家标准（GB 3096-1982）中规定：居民生活区白天的允许值为50dB，晚上则为40dB。

根据生理健康测定：一般环境声音在30至50分贝时，不会影响人们正常的起居；声音达到60分贝以上时，人们便会有较大的感觉，导致失眠；在噪声级70分贝的环境下，人与人之间正常的沟通交流就会感到困难；80至90分贝时会觉得很吵，长期在这种环境下学习和生活，会使人体神经细胞逐渐受到破坏；若是在噪声级85至90分贝的环境下长期工作若干年，造成耳聋的几率达26%；长期生活在90分贝以上的环境中，听力会受到严重影响并产生神经衰弱头疼高血压等疾病；大于100分贝会使耳朵发胀疼痛，这样的声响达到人耳的痛阈。

痛阈以上的噪声危害更大，超过115分贝，大脑皮层的功能便严重衰退。

如果超过175分贝，可能引发心脏共振，导致死亡。

可见，噪声对人体的损害非常之大。

电风扇噪声为30分贝，洗衣机为50分贝，空调为70分贝，一个人声嘈杂、生意兴隆的餐厅噪声为75~80分贝，车水马龙的大街上可达85~90分贝，机声隆隆、马达轰鸣的生产车间大约为90分贝。

螺旋桨飞机附近的噪声约为105~110分贝，涡轮喷气发动机在中间状态工作时约为110~130分贝，加力状态可达180~192分贝。

涡扇15发动机原理以涡扇15发动机原理为标题，我们将详细介绍涡扇15发动机的工作原理。

涡扇15发动机是一种高性能的喷气式发动机，广泛应用于民用和军用飞机中。

涡扇15发动机是一种涡轮风扇发动机，它采用了涡轮增压器和风扇两个级别的压气机。

其工作原理如下：1. 压气机部分：涡扇15发动机的压气机由多个级别组成，每个级别都有一组转子和定子。

当发动机启动后，压气机的转子开始旋转，通过离心力将空气压缩并推向下一个级别。

这样逐级压缩的过程使得空气的压力和温度不断增加。

2. 燃烧室部分：在压气机的末级，空气被引导进入燃烧室。

在燃烧室中，燃料被喷射进入高温和高压的空气中，然后燃烧产生高温高压的燃气。

这些燃气通过喷嘴喷出，产生推力。

3. 高压涡轮部分：燃气喷出后，通过高压涡轮的作用，将其中一部分能量转化为机械能，驱动压气机的转子旋转。

高压涡轮的转子与压气机的转子通过轴连在一起，共同组成了一个整体。

4. 低压涡轮部分：燃气通过高压涡轮后，流经燃气发生器，再通过低压涡轮。

低压涡轮的转子则驱动着风扇转子的旋转。

风扇是涡扇15发动机的重要组成部分，它通过产生大量的气流来提供额外的推力。

5. 喷管部分：经过低压涡轮后，燃气流向喷管。

喷管的设计有助于加速燃气排出，产生更大的推力。

喷管还能改变喷气流的方向，从而提供飞行中所需的推力调整和机动性。

涡扇15发动机的工作原理可以总结为：通过压气机将空气压缩，然后在燃烧室中与燃料混合并燃烧产生高温高压的燃气，燃气通过高压涡轮和低压涡轮的作用驱动压气机和风扇旋转，最后通过喷管排出产生推力。

涡扇15发动机具有高效、可靠和推力大的特点，广泛应用于各类飞机中。

它的工作原理基于涡轮增压和风扇的组合，能够提供足够的推力和燃料效率，满足飞机在不同飞行阶段的需求。

不断的技术创新使得涡扇15发动机在性能和可靠性上得到了进一步的提升，为航空工业的发展做出了重要贡献。

第26卷第5期2011年5月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol.26No.5May 2011文章编号:1000 8055(2011)05 1059 07某涡扇发动机多级高负荷风扇/压气机气动性能数值模拟金东海,桂幸民(北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191)摘 要:针对某涡扇发动机高空低雷诺数下的应用需求,利用N umeca 三维数值模拟软件对其多级高负荷风扇/压气机进行地面0km 及高空21km 工况下各转速的气动性能评估和流场分析.结果表明:该4级风扇的三维数值模拟结果与实验结果吻合良好,仿真精度能够满足工程精度要求,从0km 升至21km,风扇进口叶弦雷诺数从106降至105量级,风扇流量衰减2%~3%,压比略有降低,效率衰减3%;在9级压气机的三维数值模拟中,考虑了级间引气对气动性能的影响,从0km 升至21km,压气机进口叶弦雷诺数同样从106降至105量级,流量和总压比略有降低,效率衰减随转速降低而增大,衰减量达4%~7%.关 键 词:数值模拟;高负荷;风扇/压气机;气动性能;低雷诺数中图分类号:V231 3 文献标志码:A收稿日期:2010 09 28;修订日期:2011 03 03基金项目:国家自然科学基金(51006005,50736007);中央高校基本科研业务费专项资金(YW F 10 02 013);凡舟 青年科研基金(20100401)作者简介:金东海(1977-),男,辽宁宽甸人,讲师,博士,主要从事风扇/压气机气动优化设计、数值模拟研究.E mail:jdh@bu Nu merical simulation of highly loaded multi stagefan/compressor of a turbofan engineJIN Dong hai,GU I Xing min(Schoo l o f Jet Pr opulsio n,Beijing U niversity of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100191,China)Abstract:According to hig h altitude and low Reyno lds number aero dynamic perform ance requirem ents of a turbofan eng ine,the fan/compressor on 0km and 21km o perating con ditions w ere simulated using three dim ensional (3 D)num er ical simulatio n softw are Nume ca.T he results show that:the three dim ensio nal numerical simulatio n results of the 4 stage fan ar e in goo d agreement w ith the ex perimental r esults,and the pr ecision can meet the eng i neering requir em ents;fr om 0km to 21km altitude,the inlet blade chord Reynolds number is reduced fro m 106to 105,the m ass flo w rate is reduced by 2%~3%,the total pressure ratio is decreased a bit,and the efficiency is decreased by 3%;in the 3 D num er ical sim ulation of 9 stag e co mpresso r,air bleeding is considered;from 0km to 21km altitude,the inlet blade chord Rey no lds num ber is also reduced from 106to 105,the mass flo w rate and to tal pressure ratio are decreased a bit,and the attenuation of adiabatic efficiency incr eases fro m 4%to 7%w ith the decrease of speed.Key words:numerical simulation;highly loaded;fan/compressor;aerodynam ic perfo rmance;low Reynolds number航 空 动 力 学 报第26卷航空发动机作为飞机的动力装置,因其研制周期长、费用高等因素长期制约着航空发动机的快速发展.20世纪80年代以来,随着数值计算方法的不断进步和高性能计算设备的快速发展,数值模拟技术在发动机研发领域中得到越来越广泛的应用,可以便捷地分析研究各种形式的燃气涡轮发动机气动热力过程,内部复杂流场和各转速特性,大大节约实验成本,降低研制风险,缩短设计周期,目前已成为现代航空技术的一个重要的发展方向.许多国家制定了各种研究计划,以推进数值仿真研究的发展和应用.如美国开展了推进系统数值仿真(numerical pro pulsion system sim ulatio n,简称NPSS)研究计划[1],俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)制定了CT3计划[2].叶轮机械内部流动具有三维、非定常、有黏性和可压缩的特点,流动结构十分复杂,包含有边界层分离、尾迹、叶尖泄漏和角涡等形式的二次流动,以及激波/边界层干扰等相互作用的流动现象.因此,精确地预测流场和评估其气动性能是一项重要且困难的任务.近几十年来,专业气动数值模拟软件的计算能力大大提高,不仅能够实现对跨声、黏性、多排、非定常复杂流场结构的模拟,而且随着高精度理论模型、空间推进算法等一系列新技术的应用,计算精度和收敛速度也得到了明显改善[3 11].商用软件一般具有较好的通用性和良好的可靠性,但实际计算精度需要进行细致的校核.本文采用N um eca商用软件进行三维数值模拟,该软件是针对旋转叶轮机械而发展数值模拟软件,因其良好的性能,在工程研究领域得到较为广泛的应用[12 13].该软件控制方程为三维雷诺平均Navier Stokes方程组,对流通量采用Jame son中心差分格式进行空间离散,黏性通量的空间离散采用二阶精度的中心差分格式,时间离散采用显式的4阶Rung e Kutta法,湍流模型为Spalart Allm ar as(S A)一方程模型,使用当地时间步长和多重网格等加速收敛技术.1 某4级高负荷风扇数值模拟本文采用数值模拟的方法对某4级风扇的内部流场进行研究,分析高空低雷诺数对风扇中气动性能的影响.风扇三维网格如图1所示.风扇转子采用多块网格结构,静子采用O型网格,叶片展向分布45个网格点,其中转子间隙展向分布9个网格点,四级风扇网格点数共计1280385.S A湍流模型要求在壁面外第一层网格y+满足1<y+<10,在地面0km和高空21km时叶片表面第一层网格y+分布都要满足湍流模型的要求.边界条件设定如下:风扇进口轴向进气,进口给定总温、总压、轴向气流角和径向气流角;出口给定轮毂处的静压值,静压的展向分布由简单径向平衡方程确定;壁面采用无滑移绝热边界条件.图1 风扇计算网格Fig.1 Computat ional mesh of fan风扇具有地面0km状态下的实验特性曲线,图2和图3分别给出了与数值计算的压比特性和效率特性对比结果.其中流量、压比和效率都为与设计点性能参数的相对量.从图2可见,风扇在60%转速下,Numeca计算所得压比特性曲线与实验特性曲线吻合较好,只是流量裕度偏低;随着转速的提高,数值计算特性曲线与实验特性曲线之间的流量误差加大,且特性曲线变得更为陡峭;转速提高至90%,两者在堵点流量误差达到0 02;转速继续提高之后(97.6%,100%),数值计图2 风扇折合流量 总压比特性曲线Fig.2 T o tal pr essure r atio character istic line o f fan1060第5期金东海等:某涡扇发动机多级高负荷风扇/压气机气动性能数值模拟图3 风扇流量 绝热效率特性曲线Fig.3 A diabatic efficiency char acter istic line of fan算特性曲线与实验特性曲线之间的流量误差逐步减小,特别是大流量状态下的特性曲线吻合较好,但是数值特性曲线的流量裕度比实验结果偏大.从图3可见,风扇在60%转速下,Numeca 计算所得效率特性曲线比实验效率特性曲线总体偏低,随着转速提高,两者的峰值效率误差逐步减小,至97.6%和100%转速,数值计算结果峰值效率反比实验结果略高.从Numeca 数值计算与实验特性曲线对比的总体趋势而言,两者符合较好,进一步验证了该软件较为准确的性能特性计算精度.图4和图5为风扇在地面0km 和高空21km 来流M a =0.7状态下,压比特性和效率特性曲线的对比.为了分析风扇的低雷诺数效应,风扇进口叶弦雷诺数Re 1定义为:Re 1=b 1W 1 1/ ,其中b 1,W 1和1分别代表第一级叶片中径处的弦长、图4 风扇0,21km 流量 总压比特性曲线对比F ig.4 Co mpar isio n o f total pr essure character isticline o f fan o n 0km and 21kmoperating co ndit ions气流相对速度和进口平均密度, 代表空气动力黏度.风扇在地面进口叶弦雷诺数为2.4 106,至高空21km 来流M a 为0.7时进口叶弦雷诺数为1.9 105,降低了一个量级.从图4可见,风扇从地面上升至高空21km 来流Ma =0.7时,相同转速下,流量衰减0.01~0.03,总压比也有一定降低;从图5可见,风扇从地面上升至高空21km 来流M a =0.7时,相同转速下,效率衰减2%~3%.在100%转速下,风扇峰值效率降低了2.75%;在97.6%转速下,高空峰值效率降低了3.01%,如表1所示.图5 风扇0,21km 流量 绝热效率特性曲线对比Fig.5 Compariso n of adiabat ic ef ficiency char acteristicline o f fan o n 0km and 21kmoperating co ndit ions表1 0km 与21km 峰值效率点性能参数对比Table 1 Comparison of aerodynamic parameters atpeak efficiency point on 0km and 21kmoperating condition 流量压比绝热效率/%100%转速偏差0.0130.092 2.7597.6%转速偏差0.0270.20373.01图6给出了风扇在100%折合转速近失速点叶片表面压力分布对比,其中C p 为压力系数.从图中可见,风扇在高空21km 来流Ma =0.7下,随着雷诺数的降低,风扇各级叶片的增压能力均有所减弱,且呈现逐级增大的趋势.各级叶片吸、压力面静压曲线的包络面积基本不变,低雷诺数条件下的气流损失相对增加,这进一步说明了表1中100%转速和97.6%转速总压比的降低,以及绝热效率的明显下降的原因.在地面0km 和高空21km 状态下,三维数值1061航 空 动 力 学 报第26卷模拟都是在第四级静子区域内首先引起计算发散,通过内部流场分析发现(如图7所示):在地面0km状态,风扇近失速点第四级静子叶片从叶根至叶中大概50%展高范围内吸力面存在大范围的分离;在高空21km状态,风扇近失速点第四级静子叶片吸力面也存在大范围的分离,并且在叶尖吸力面尾缘也出现较大尺度的分离.上述大尺度的分离流动成为导致风扇计算发散的主要原因.图6 风扇100%折合转速近失速点叶片表面静压分布F ig.6 Co mpar ison of static pressure distributio nsat near stallpoint图7 风扇100%折合转速近失速点S4吸力面流线F ig.7 St reamtraces of suct ion sur face o f S4near stall point at100%ro tating speed2 某9级高负荷压气机数值模拟某压气机共9级20排叶片,转子和静子网格拓扑结构主要采用O型网格,但其中静子S5和S7因为引气设置的需要,采用H型网格,第9级因为是串列静子,所以采用的是多块结构的网格(图8),其所生成的S1流面网格(图9)能够很好图8 压气机静子S9网格拓扑结构F ig.8 M esh to po log y of S9图9 压气机静子S9网格图Fig.9 M esh of S91062第5期金东海等:某涡扇发动机多级高负荷风扇/压气机气动性能数值模拟地满足网格正交性等要求.压气机三维计算网格如图10所示(无间隙),网格点数共计1492161,并保证在地面0km 和高空21km 时壁面外第一层网格y +满足1<y +<10,达到S A 湍流模型要求.图10 压气机三维计算网格Fig.10 Co mputatio na l mesh o f compressor边界条件设定如下:由总体性能匹配结果,给定压气机进口总温和总压,并简化确定进口轴向进气;出口给定轮毂处的静压值,静压的展向分布由简单径向平衡方程确定;壁面采用无滑移绝热边界条件.某压气机在实际工作过程中因为涡轮冷却、封严等需求,在级间某些位置需要一定量的引气.在地面0km 和高空21km 在压气机的总引气比率都基本保持在8%左右(引气比率为引气量与压气机进口流量的比率),而且第5级静子轮毂和机匣处引气量较大,分别占3%以上.因为压气机级间引气量大,所以在实际数值模拟过程中,就必须要考虑引气对压气机性能和内部流动的影响.在Num eca 三维数值模拟中,因为引气几何复杂、引气点数量多,所以没有构造实际的三维几何流路进行引气,而是通过在相应的位置设置边界条件,通过引气模型进行引气计算.压气机在地面进口叶弦雷诺数为1.8 106,至高空21km 来流Ma 为0.7时进口叶弦雷诺数为1.2 105,同样降低了一个量级.表2为压气机在0km 与21km 来流M a =0.7,100%折合转速近峰值效率点性能参数的对比.从中可见,在高空状态下,压气机折合流量和总压比略有降低的情况下,绝热效率降低了4.21%.图11和图12为压气机在地面0km 和高空21km 来流Ma =0.7状态下,压比特性和效率特性曲线的对比.从图11可见,压气机从地面上升至高空21km 来流Ma =0.7时,相同转速下,相对流量衰减0.020~0.055左右,总压比有明显降低;从图12可见,效率随着转速降低,衰减略有增大,总体衰减量在表2 压气机0km 与21km 性能对比Table 2 Comparison of aerodynamic parameters on0km and 21km operating condition流量压比绝热效率/%100%折合转速偏差0.0210.4694.21图11 压气机压比特性F ig.11 T o tal pressure rat io characteristic lineo f co mpr esso r图12 压气机效率特性F ig.12 A diabatic efficiency character istic lineo f co mpr esso r1063航 空 动 力 学 报第26卷4%~7%左右.图13为压气机在地面0km 和高空21km 飞行高度100%折合转速近峰值效率点根、中、尖三个截面表面压力分布对比图.从图中可见,在地面图13 压气机100%折合转速近峰值效率点叶片表面静压分布Fig.13 Co mpar ison of static pr essure distr ibutionsat near peak efficiency po int和高空状态下,压气机前三级转子进口都处在较大的负攻角状态.第5级静子根、尖处,以及第7级静子的尖部,因为有气流引出,其表面压力曲线不光滑.3 结 论采用Numeca 软件对风扇和压气机进行了地面0km,Ma =0状态和高空21km,M a =0.7状态的性能特性和流场分析,结论如下:1)从风扇数值模拟结果与实验结果的对比可见,Numeca 数值模拟的计算结果精度能够满足工程需求,气动性能参数和内部流场分析结果可以作为部件性能特性分析的依据.2)从地面0km 上升至高空21km 来流Ma =0.7时,4级风扇进口叶弦雷诺数从106降至105,风扇流量衰减2%~3%,压比略有降低,效率衰减2%~3%;9级压气机进口叶弦雷诺数同样从106降至105量级,流量和总压比略有降低,效率衰减随转速降低而增大,衰减量在4%~7%左右.3)对于该高负荷风扇/压气机而言,从地面0km 上升至高空21km 来流Ma =0.7时,进口叶弦雷诺数都下降超过一个量级,流量有一定降低,而风扇降幅较大,总压比略有减小,绝热效率衰减明显,且都随转速降低而增大.参考文献:[1] 金捷.美国推进系统数值仿真(NPS S)计划综述[J ].燃气涡轮试验与研究,2003,16(1):57 62.J IN Jie.A summ ary of numerical propuls ion sim ulation s ystem (NPS S)by NAS A [J ].Gas Tu rbine Experiment and Research,2003,16(1):57 62.(in Chinese)[2] 李存杰.涡喷(涡扇)发动机的数值模拟和数值试验技术[J ].飞航导弹,1995,11(1):56 60.LI Cun jie.Num erical sim ulation and numerical test tech nology of turbojet/tu rbofan 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t and Res earch,2007,20(3):18 22.(inCh ines e)[13] 金东海.某发动机风扇/压气机/整机性能特性数值仿真研究[D].北京:北京航空航空大学,2009.J IN Don ghai.Numerical inves tigation of aerodynamic performance of a fan/compressor/en gine[D].Beijing:Beijin gU nivers ity of Aeron autics and As tr on autics,2009.(in Chinese)1065。

收稿日期：2021-07-12基金项目：国家自然科学基金（51406011）资助作者简介：李鑫（1992），男，博士。

引用格式：李鑫，张韬，李伟伟，等.基于EFFD 参数化的风扇/压气机叶片-端壁一体化伴随优化设计[J].航空发动机，2023，49（3）：54-60.LI Xin ，ZHANG Tao ，LI Wei-wei ，et al.The coupled adjoint optimization of blade and endwall in fan/compressor based on EFFD parameterization method[J].Aeroen⁃gine ，2023，49（3）：54-60.基于EFFD 参数化的风扇/压气机叶片-端壁一体化伴随优化设计李鑫1，张韬2，3，李伟伟1，周玲4，季路成1（清华大学航空发动机研究院1，车辆与运载学院2：北京100084；3.北京动力机械研究所，北京100024；4.北京理工大学宇航学院，北京100081）摘要：为解决传统扰动参数化方法的设计能力不足等问题，以拓展自由变形技术为基础开发相应参数化方法以改进伴随优化系统，并对典型跨声速风扇/压气机转子Rotor 67进行叶片-端壁一体化伴随优化。

结果表明：经过伴随优化，Rotor 67转子在流量、压比等工况约束变化较小的前提下效率提升了0.74%，且整体特性同样得到了大幅改进，而优化前后的几何与流动变化表明，端区几何调整及叶片吸力面变化引起的吸力面加速减弱、激波强度降低、角区分离涡结构改进等，均是性能提升的内在原因。

关键词：伴随优化；拓展自由变形；风扇/压气机；叶片-端壁一体化设计；航空发动机中图分类号：V232.4文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.03.007The Coupled Adjoint Optimization of Blade and Endwall in Fan/Compressor Basedon EFFD Parameterization MethodLI Xin 1，ZHANG Tao 2，3，LI Wei-wei 1，ZHOU Ling 4，JI Lu-cheng 1（1.Institute for Aero Engine ，Tsinghua University ，Beijing 100084，China ；2.School of Vehicle and Mobility ，Tsinghua University ，Beijing 100084，China ；3.Beijing Institute of Power Machinery ，Beijing 100024，China ；4.School of Aerospace Engineering ，Beijing Institute of Technology ，Beijing 100081，China ）Abstract ：In order to solve the problem of insufficient design capability of traditional perturbation parameterization methods,a corre⁃sponding parameterization method was developed based on the Extended Free-Form Deformation (EFFD)technology to improve the cou⁃pled adjoint optimization system,and coupled adjoint optimization of blade and endwall was carried out for the typical transonic fan/com⁃pressor rotor of Rotor 67.The results show that,through coupled adjoint optimization,the efficiency of the optimized Rotor 67is increased by 0.74%under the premise of small changes in flow,pressure ratio and other operating conditions.The overall characteristics have also been greatly improved.The geometric and flow changes before and after the optimization show that the internal reasons for the performance improvements are the reduction of suction surface acceleration,the reduction of shock wave strength,and the improvement of corner sepa⁃rated vortex structure caused by the geometric adjustment of the end zone and the change of blade suction surface.Key words ：coupled adjoint optimization;Extended Free-Form Deformation;fan/compressor;blade and endwall integrated design;aeroengine航空发动机Aeroengine0引言现代先进航空发动机的内部流动非线性程度高[1]、设计参数众多，完全依靠设计师凭经验进行手动设计已难以满足日益提高的发动机性能发展需求[2]。

本文涉及的流动控制是通过采用小流量的射流或零流量的合成射流来改变主气流的流动特性，以延缓气流分离、减少气流阻力，从而大幅度提高发动机性能和减轻其重量。

这项技术几乎可以应用于航空推进系统的每一个重要部件德国流体力学专家普朗特早在1904年就提出用吹/吸附面层的办法来延缓气流分离的流动控制概念，并且已在超音速进气道中得到应用。

这里采用的流动控制定义为：用细小的修改（例如只占主流流量百分之几的流体射流或零流量的合成射流）来改变一股大得多的流动的特性，以延缓分离、加强或减弱混合、建立"虚拟"形状，以及减少阻力。

合成射流作为主动流动控制的一种潜在方法引起广泛关注。

合成射流是由面向主气流的底面封闭的空腔产生的。

这种装置称为合成射流作动器。

底面用压电、静电或电磁方法可做上下运动。

当底面向下运动时，主气流内的部分空气进入空腔；当底面向上运动时，进入的空气又被排出，进入主气流。

因此，这种人工射流的质量流量为零，而动量不为零，可用来进行流动控制。

风扇/压气机吸气风扇/压气机风扇/压气机的主要研究目标是提高级压比，改善工作稳定性或适用性，避免高周疲劳，以及降低噪声。

研究表明，在叶片表面吸气，可以延缓气流分离，从而提高级压比。

从1993年开始，美国空军科研局在麻省理工学院实施一项相关的叶轮机研究项目。

1998年，这个项目又获得国防部预研局的资金，进行吸气风扇的大尺寸模型验证。

麻省理工学院与NASA格林研究中心、普惠公司和联信公司合作，成功地发展了性能估算以及气动和应力分析方法，进行了吸气风扇的详细设计和试验。

结果得出两个方案，一个是低速风扇，可以大大降低民用涡扇发动机的风扇噪声和重量；另一个是高速方案，可以在军用涡扇发动机上用一级风扇代替三级风扇。

用1%～4%的吸气量，分别可获得1.6和3.5的压比。

前者已经试验验证，后者已用三维粘性数值计算方法验算证实。

该项目的长远目标是用3排叶片达到30的总压比。

TRENT-900型发动机压气机、涡轮、燃烧室结构设计特点分析摘要:本文主要通过背景,研制历程,基本结构等方面对遄达900型发动机做一个简单的介绍，并着重论述了风扇,压气机,涡轮,燃烧室等主要部件的结构设计与相对于遄达800的改进。

关键字：遄达 900、A 380、结构设计1 研制背景1996年，波音公司与空中客车工业公司先后提出研制下一代，将于2000年后投入营运的超大型、可乘坐800～900人左右的大型四发客机，即波音747-500X/600 X,A3XX-100/ 200的发展计划。

这些飞机所需的发动机，要求推力范围比用于波音747-400的高，比用于波音777的要低，且使用经济性要好许多，以便降低飞机的直接使用成本10%左右，当时，尚无能满足这些飞机所要求的发动机。

为此英国罗•罗公司推出了遄达900高涵道比涡轮风扇发动机来满足这些飞机的要求，它是在用于波音777飞机的遄达800基础上衍生发展的。

2004年10月，如期获得发动机适航证书；2004年8月，在A340-300飞行试验台上成功完成60小时试飞项目【1】；2005年春，为首飞的A380飞机提供动力；2006年3月首台遄达900发动机将交付给A380的发起用户--新加坡航空公司投入使用【2】。

罗·罗公司定出遄达900基本型的推力为324 KN ( 77 000 lbf) ,命名为遄达977。

另外还有推力稍大与推力稍小型,分别为遄达980 (推力为80 000 lbf即356 KN )、遄达969(推力为69 000 lbf即307 KN )。

为了降低发动机的耗油率与噪声值,湍达900采用了罗·罗公司从未用过的大于8 .0的涵道比,这是因为采用了比遄达800风扇直径大的风扇(大152 .4 mm )与比遄达800小的核心机(按遄达800核心机0 .9比例缩小)而达到的。

表1【3】给出了遄达900发动机的规格。

表1 瑞达900发动机规格2发动机结构分析图1【4】给出了遄达900的剖面示意图，并标出了其主要设计特点。

风扇压气机设计技术风扇/压气机设计技术——气动设计技术；间隙控制；旋转失速；防喘技术——发动机；风扇；压气机；定义与概念：压气机是燃气轮机的重要部件，它的作用是提高空气的总压。

压气机包括"转子"和"静子"两部分，"转子"是沿轮缘安装许多叶片的几个轮盘组合而成的，每个轮盘及上面的叶片称为一个"工作轮"，工作轮上的叶片称为工作叶片。

"静子"是有几圈固定在机匣上的叶片组成的。

每一圈叶片称为一个整流器。

工作轮和整流器是交错排列的，每一个工作轮和后面的整流器为一个"级"。

风扇是涡轮风扇发动机的重要部件之一，它的作用与压气机的相同。

风扇后面的空气分为两路，一路是外涵道，一路是内涵道。

风扇一般为一级，使结构简单。

风扇/压气机设计技术主要包括气动设计技术、全三元计算技术、间隙控制技术、旋转失速和喘振控制技术、结构设计技术、材料与工艺技术等方面。

国外概况：目前，战斗机发动机的推重比在不断提高，因此要求风扇/压气机级压比不断提高但又保持效率在可接受范围内，这始终是风扇/压气机设计所追求的目标。

美国80年代中期开始实施的"综合高性能涡轮发动机技术"计划（即IHPTET计划）的目标是在下世纪初验证推重比为20的战斗机发动机技术，风扇结构最终实现单级化，压气机也由9级减为3级。

俄罗斯的风扇/压气机的研制计划与美国IHPTET 计划相类似。

也就是说，研制高压比风扇/压气机已经成为风扇/压气机的发展趋势。

美国、俄罗斯等国家都已制订研究计划并已取得阶段性成果。

风扇单级压比在目前最先进战斗机发动机F119上已达1.7；在预研的试验件上，美国达2.2，叶尖速度475m/s；而俄罗斯试验件单级压比达2.4和3.2，叶尖速度则分别为577m/s和630m/s。

转子叶片展弦比则减小到1.0左右。

对于核心压气机，也呈现大致相同的发展趋势。

2023风扇压气机结构设计contents •风扇压气机设计总览•风扇压气机结构设计•风扇压气机动力学分析•风扇压气机性能评估•设计总结与展望目录01风扇压气机设计总览设计目标通过优化风扇压气机的结构设计，使其具有较高的空气压缩效率。

实现高效率降低噪音可靠性高易于维护在设计中考虑降噪措施，使风扇压气机在工作时产生的噪音最小化。

设计应确保风扇压气机在日常使用中具有较高的可靠性。

设计应使风扇压气机的维护和保养变得简单、方便。

需求分析明确设计需求，对设计方案进行初步评估。

性能仿真利用CFD等仿真软件对风扇压气机性能进行仿真分析。

方案设计根据需求分析结果，进行方案设计。

优化设计根据仿真结果，对设计方案进行优化。

CAD建模利用CAD软件建立风扇压气机的三维模型。

细节设计完成最终的细节设计，包括零部件材料选择、热处理等。

设计流程设计规范根据空气动力学原理，确定风扇压气机的空气动力学设计规范。

空气动力学设计规范为确保风扇压气机的结构强度和稳定性，需制定结构强度设计规范。

结构强度设计规范为避免风扇压气机在使用过程中产生振动和变形，需制定刚度与振动设计规范。

刚度与振动设计规范为方便维护和确保安全，需制定维护与安全设计规范。

维护与安全设计规范02风扇压气机结构设计1风扇设计23根据需求选择适合的风扇种类，如轴流风扇、离心风扇等。

风扇种类根据实际应用场景，计算并设计合适的风扇尺寸。

风扇尺寸为满足特定性能需求，如风量、风压等，需要对风扇的性能进行评估和优化。

风扇性能根据应用场景选择合适的压气机种类，如离心式、轴流式等。

压气机设计压气机种类根据实际需求，计算并设计合适的压气机尺寸。

压气机尺寸提高压气机的效率是设计的关键，需要优化压气机的结构、减少内泄漏和降低能量损失。

压气机效率根据风扇和压气机的设计结果，进行整体结构的设计和优化。

整体结构优化风扇和压气机的气流通道，降低流阻，提高气流效率。

气流通道确保整体结构的强度和稳定性，以满足运行条件下的振动、压力等要求。