某型航空发动机涡轮多级气动优化设计

２００７年第３３卷第３期　航空发动机　７　

赵洪雷颜培刚韩万金冯国泰　

（哈尔滨工业大学，黑龙江哈尔滨１５０００１）　

摘要：采用将准三维设计和多级局部优化联合的多级涡轮气动优化设计流程，对某型航空发动机３级涡轮进　行了多级气动三维优化设计；采用人工神经网络和遗传算法对各列叶栅进行了三维局部优化，流场计算采用　全三维黏性流Ｎ—Ｓ方程求解。通过优化设计，调整了功率分配，改善了各列性能，并对各列间参数进行了优　化匹配，使总体性能提高，达到了设计要求。　关键词：航空发动机涡轮优化设计遗传算法人工神经网络　

Ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　Ｄｅｓｉｇｎ　Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ｏｎ　ａｎ　Ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ　Ｔｕｒｂｉｎｅ　

Ｚｈａｏ　Ｈｏｎｇｌｅｉ　Ｙａｎ　Ｐｅｉｇａｎｇ　Ｈａｎ　Ｗａｎｊｉｎ　Ｆｅｎｇ　Ｇｕｏｔａｉ　（Ｈａ￣ｒｂｉｎ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａ￣ｒｂｉｎ　１５０００１，Ｈｅｉｌｏｎｇｊｉａｎｇ，Ｃｈｉｎａ】　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ　３Ｄ　ｄｅｓｉｇｎ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ｏｆ　ａ　ｔｈｒｅｅ—ｓｔａｇｅ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｆｏｒ　ａｎ　ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ　ｉｓ　ｃｏｍｐｌｅｔｅｄ　ｂｙ　ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ｓｏｆｔｗａｒｅ　ｏｆｑｕａｓｉ一３Ｄ　ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　ｌｏｃａｌ　ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ．Ｔｈｅ　ｓｏｆｔｗａｒｅ　ｕｓｅｓ　ａｒｔｉｆｉｃｉａｌ　ｎｅｕｒａｌ　ｎｅｔ－　ｗｏｒｋ　ａｎｄ　ｇｅｎｅｔｉｃ　ａｌｇｏｒｉｔｈｍ　ｔｏ　ｌｏｃａｌｌｙ　３Ｄ　ｏｐｔｉｍｉｚｅ　ｅａｃｈ　ｒｏｗ　ｏｆ　ｂｌａｄｅ，ａｎｄ　ｕｓｅｓ　３Ｄ　ｖｉｓｃｏｕｓ　Ｎ—Ｓ　ｅｑｕａｔｉｏｎ　ｔｏ　ｓｉｍｕｌａｔｅ　ｔｈｅ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄ．Ｂｙ　ｄｅｓｉｇｎ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ，ａｄｊｕｓｔｍｅｎｔ　ｏｆ　ｐｏｗｅｒ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ，ｉｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔ　ｏｆ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｓ　ｏｆ　ｖａｒｉｅｄ　ｒＯＷＳ　ａｎｄ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ａｄａｐｔａｔｉｏｎ　ｆｏｒ　ｖａｒｉｅｄ　ｒＯｗｓ　ｐａｒａｍｅｔｅｒ　ｆｉｒｅ　ｐｅｒｆｏｒｍｅｄ，ＳＯ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｏｖｅｒａｌｌ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ　ｏｆｔｈｅ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｉｓ　ｉｍｐｒｏｖｅｄ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ｇｏａｌｓ　ａｒｅ　ｍｅｔ．　Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ；ｔｕｒｂｉｎｅ；ｄｅｓｉｇｎ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ；ｇｅｎｅｔｉｃ　ａｌｇｏｒｉｔｈｍ；ａｒｔｉｆｉｃｉａｌ　ｎｅｕｒａｌ　ｎｅｔｗｏｒｋ　

１　引言　

气动设计是航空发动机涡轮设计的核心，没有高　水平的气动设计也就没有良好的涡轮机械性能。过　去大量采用准三维设计方法¨．２　；近年来，普遍采用的　

优化设计方法都是通过改善气动设计来提高叶轮机　械的性能　Ｊ。目前还没有文献报道将现代优化设　

计方法与准三维设计联合进行优化设计的研究。　

本文采用将准三维设计和多级局部优化设计相　

结合的方法，对某型航空发动机３级涡轮进行了多　级气动三维优化设计。　

２优化设计　

２．１流程　多级涡轮气动优化设计流程如图１所示。　

收稿Ｅｔ期：２００６—０９—０２　第一作者简介：赵洪雷（１９ｒ７６一），哈尔滨工业大学在读博士研　究生，研究领域为叶轮机械的优化设计和气动熟力学。　毫　童　

图１

　多级涡轮气动优化设计流程　维普资讯 http://www.cqvip.com ８　航空发动机　２００７年第３３卷第３期　

由于是改型设计，所以，准三维设计以原型参数　为基础，直接进行ｓ２流面正问题计算，然后根据原　

型进行叶片选型。该计算采用哈尔滨工业大学的　ｓ２流面正问题程序　］，主要功能是计算Ｓ２流面参　

数，分析该参数沿叶高分布是否合理，确定流量、功　

率和效率等总体参数。　采用准三维进行初步设计，使参数分布尽量合　

理，可以初步提高总体性能，但很难达到设计目标，　所以需要采用现代优化设计方法继续设计。但是，　

对于多级涡轮，每列叶栅需要上百个变量描述，共有　几百个变量，若直接进行优化需要庞大的样本空间，　

对此，优化无法有效地进行。所以采用三维局部优　

化，每次只对某１列叶栅进行局部优化，使样本空间　尽量小，优化得以进行，并且可以使优化设计在较短　时间内完成；局部优化部分是整个设计过程中最困　

难，最费时，但也是最重要的部分。　

首先对准三维设计结果进行多级三维计算和分　

析，然后根据三维分析结果，逐次对各列叶栅进行多　

级环境下的局部优化，各列叶栅均进行优化后，第１　轮局部优化设计结束。若达到设计目标，优化结束；　否则，对第１轮结果再进行三维计算和分析。然后　

根据三维分析结果进行第２轮局部优化，如此循环，　

直到达到设计目标。对每列叶栅进行优化时，根据　分析结果，此列叶栅中可能存在较大的叶型、二次　

流、叶栅匹配和激波的损失，以及反动度分配不合理　等的１项或者几项问题，可以分别或者组合对它们　

进行优化。为了缩短优化时间，提高计算效率，三维　

流场计算均采用以粗网格进行计算，以细网格最后　校核的方法。　

２．２叶型参数化　

子午流道由多义线表述。对于动、静叶，均由７　个截面积叠加而成，每个截面采用独立的压力面和　吸力面表述。压力面和吸力面采用贝塞尔曲线，分　别在吸力面和压力面分布５个和４个控制点，与前　

缘、尾缘半径和尾缘楔形角控制点共同控制各截面　

的叶型，各控制点均以与中弧线的相对位置确定。　

中弧线采用２阶贝塞尔曲线，通过安装角、进口几何　角和出口几何角描述。空间积叠方式，静叶采用前　

缘积叠，动叶采用重心积叠，可以保证强度性能满足　

要求。轴向和周向的积叠线形式均采用两端为贝塞　尔曲线，中间为直线的组合方式描述。　

２．３优化方法　目前常用的优化方法有［７］遗传算法、模拟退　火、基于梯度法等。其中遗传算法和基于梯度法使　用广泛。基于梯度法可以有效收敛，但不能确保产　

生全局最佳效果　；遗传算法虽然有利于达到全局　

最佳效果，但可能需要进行上千步迭代计算　，直　

接与三维Ｎ—ｓ求解器进行耦合，计算量过大，不宜　

直接采用，需要与其他方法联合使用。　本文优化采用Ｎｕｍｅｃａ，／Ｄｅｓｉｇｒｔ３Ｄ软件¨引，将人　

工神经网络和遗传算法联合使用。主要优化思想　是：用人工神经网络代替流动求解方法执行连续设　

计估算，它允许以有效的方式使用遗传算法¨¨。优　化时，采用罚函数的方法控制效率为最优，即使其效　

率最大，但同时要使流量变化不大。　２．４流场计算　网格采用ＨＯＨ型网格，如图２所示。即人口和　

出口段采用Ｈ型网格，叶片域采用０型网格。表１　为优化和校核计算用网格汇总。流场采用定常计　

算，Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ湍流模型，空间离散为２阶迎　

风格式。边界条件为进口轴向进气，给定总压和总　温，出口给定静压，壁面给定无滑移边界条件。　

图２计算网格　

表１计算网格　

３结果及分析　

３．１总体结果和各级分析　

从表２中可以看出，改型后，各级的效率均提　高，总效率由９２．９２１％提高到９４．１７１％，提高了　

１．２５％；原型第２级功率过大，分配不合理，改型调　

整了各级功率分配，提高了第１，３级功率，降低了第２　

级功率，总功率由９．０４４９ＭＷ提高到９．２９５３ＭＷ，提高　

了２．７７％；而改型后总流量仅变化了０．５５％，变化不　

大。所以，改型后性能更优，达到了设计目标。

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３．２各列能量损失分析　表３为原型和优化改型各列能量损失系数汇　总，可以看出，改型后，各列能量损失系数均下降。　图３～８为原型和改型各列叶栅能量损失系数沿叶　

高分布，图中，“ｏｒｉ”表示原型结果，“ｏｐｔ”表示优化　

改型结果（下同）。可以看出，改型后，第１～３列静　叶的损失沿叶高均有所下降，但第１，２列动叶顶部　

及第３列动叶根部损失略有增加，可以继续优化，以　减小损失。　

３．３表面静压分析　分析第２列静叶和动叶的表面静压分布，其他　

各列与之类似。图９，１０分别为第２列静叶和动叶　

表面静压分布。　（１）优化改型后，第２列静叶的进口冲角大为　

改善，尤其顶部改善较大，而且，在顶部，最低压力点　压力有所增大，有明显的后部加载特性，最大负荷后　

移，逆压段减少，逆压梯度减小；同时，前部的横向压　力梯度减少，叶型、二次流和激波的损失均有所减　

小，总损失明显减小；根部和前部的横向压力梯度略　

有减小，二次流损失减小。但由于最低压力点有所　迁移，激波损失略有增大，此处的总损失减小很少，　与图５中的损失分布相符。下一步工作应继续对根　

部进行优化设计，以减小损失，改善性能。　（２）优化改型后，第２列动叶的进口冲角大为　

改善，尤其根部改善最大，而且在根部，最低压力点　

压力大为增大，逆压梯度明显减小，前部的横向压力　梯度也显著减少，叶型和二次流的损失都有所减小，　

同时尾迹损失也有所减小，总损失明显减小；在中　部，逆压段和逆压梯度都有所减小，叶型损失减少。　

但在顶部，压力面性能有所下降，对减小损失有不利　

影响，并且尾迹损失有所增大，总损失略有增大，这　与图６中的损失分布相符。下一步工作可以继续对　

顶部进行优化设计，以减小损失，改善性能。　

分析第２列静叶和动叶的极限流线图谱，其他　各列与之类似。图１１，１２为原型和改型的第２列静　

叶根部和吸力面下半部分的极限流线图谱，图１３，　

１４为原型和改型第２列动叶根部和吸力面下半部　分的极限流线图谱。　

（１）由于进口有较大的攻角，造成原型第２列　

静叶吸力面上有一分离泡，同时，径向窜流也很严　重，并且有较强的马蹄涡。改型后，减小了进口攻　

角，吸力面上的分离泡消失了，而且改型进口处的鞍　表２各级性能和总体性能汇总　

图３第１列静叶能量损失　系数沿叶高分布　能量损失参数　

图４第１列动叶能量损失　系数沿叶高分布　图５第２列静叶能量损失　

系数沿叶高分布　维普资讯 http://www.cqvip.com １０　航空发动机　２００７年第３３卷第３期　

能量损失参数　图６第２列动叶能量损失　系数沿叶高分布　

ｘ／ｂ　（ａ）根部（约５％叶高）　

ｘ／ｂ　（ａ）根部（约５％叶高）　能量损失参数　图７第３列静叶能量损失　系数沿叶高分布　

置　（ｂ）中部（约５０％叶高）　图９第２列静叶表面静压分布　

∞　Ｑ９　

０８　蚤０７　

Ｑ６　Ｑ５　

ｘ／ｂ　（ｂ）中部（约５０％叶高）　图１０第２列动叶表面静压分布　

点更靠近前缘，马蹄涡的强度降低了，同时径向窜流　也大为减弱，所以改型的损失大为减小，这与图５中　的损失分布相符。　（２）在原型第２列动叶可以看出马蹄涡较强，　分离区较大，径向窜流也较强。改型后，进口处的鞍　点更靠近前缘，马蹄涡的强度减弱，分离区减小，径向　窜流也减弱，性能更优，这与图６中的损失分布相符。　

４结论　

（１）通过优化设计，改变了各级功率分配，使之　

分配更加合理。　（２）通过优化设计，减小了各列叶栅的叶型、二　次流、激波和尾迹的损失，并且很好地进行了叶列问　

的优化匹配，各列叶栅的总损失均有减小。　（３）优化改型后，总效率提高了１．２５％，总功率　提高了２．７７％，性能提高，达到设计目标。　能量损失参数　图８第３列动叶能量损失　系数沿叶高分布