硕士学位论文 大型涡扇发动机低压涡轮的气动设计及 相关问题研究 崔涛 哈尔滨工业大学 年 月 国内图书分类号： 学校代码： 国际图书分类号： 密级：公开 工程硕士学位论文 大型涡扇发动机低压涡轮的气动设计及 相关问题研究 硕 士 研 究 生： 崔 涛 导 师： 王松涛 教授 申 请 学 位： 工程硕士 学 科： 动力机械及工程 所 在 单 位： 能源科学与工程学院 答 辩 日 期： 年 月 授 予 学位 单 位： 哈尔滨工业大学 ： ： ： ： ： ： ： 摘 摘 要 要 大型涡扇发动机做为客机和大型运输机的主要动力，在航空发动机领域占据 着重要的低位，随着科技的发展，对大型涡扇发动机的性能以及技术要求越来越 高，低压涡轮作为大涡扇发动机的动力来源之一，为风扇和低压压气机提供必要 的动力，并且低压涡轮的重量占整个航空发动机的三分之一，多级高负荷低压涡 轮的在气动设计方面为该问题提供了一个研究方向，并且已经在实际的航空发动 机中得以应用，效果明显。本文的工作主要就是针对大型涡扇发动机的多及低压 涡轮进行气动优化设计改进并对低压涡轮中的一些问题进行研究分析。 本文首先对原型的五级低压涡轮的气动设计特点从一维、准三维 和全三维 的三个层面进行计算分析，对原型的低压涡轮的总体性能参数，参数的选择， 三维流场以及该低压涡轮的气动设计特点有了一定的认识。对美国高效节能发动 机计划的 低压涡轮进行三维还原计算，对该低压涡轮的气动设计参数予以比较 分析。 其次本文以原型计算为基础和依据，对该低压涡轮的叶型进行了气动优化分 析，鉴于有限的时间，气动计算的求解器选择工程上已经获得检验的准三维 序和拟子午型线回转变厚度 涡轮设计中比较常用的 中的 程 薄片程序，叶片的造型方式采用两种方式，一种是 参数法，另外一种商业软件 。气动优化的结果最终会采用三维 程序包 计算校核。 最终本文针对低压涡轮气动设计中的一些问题进行了单独的研究，其中包括 低压涡轮第一级导叶在较大扩张角流道采用弯叶片技术的研究，第一级导叶低折 转设计，以及通过正交试验设计对低压涡轮端壁冷气喷射的影响的研究。通过对 这几个问题的研究，来寻求低压涡轮气动性能提升到方法。 关键词：低压涡轮；高负荷；气动设计；优化；弯叶片；小弯度叶片；正交试验 设计 ’ ’ 目 目 摘 要 目 录 第 章 绪 录 录 论 课题来源 研究背景与意义 典型大型涡扇发动机的发展状况 国外典型大型涡扇发动机简介 国内典型大型涡扇发动机简介 大涡扇发动机低压涡轮设计特点与难点 低压涡轮级数多 过渡段以及流道扩张 叶型折转角大、负荷高 效率高 雷诺数低 非定常性、 效应 间隙控制复杂 噪声低 可靠性高、寿命高、成本低、工艺高、维护性良好 本文任务 第 章 原型低压涡轮的气动设计分析 引言 原型涡轮的设计点和几何参数 原型低压涡轮的设计点 原型低压涡轮的几何参数 一维分析 一维程序简介 一维计算与分析 准三维 计算与分析 准三维程序简介 目 录 计算结果的性能分析 计算级参数分析 计算参数沿叶高分布 全三维 计算与分析 数值模拟方法 总体气动性能分析 级参数分析 列参数分析 流场分析 低压涡轮核算分析 公司 低压涡轮三维核算 低压涡轮的设计特点分析 分层面对比分析原型涡轮的设计特点 总性能参数三个层面对比 级参数三个层面对比 列参数三个层面对比 本章小结 第 章 原型低压涡轮优化及改进工作 引言 一维优化 优化变量及目标 优化算法 优化结果及分析 拟子午型线回转变厚度 薄片优化 平台介绍 优化变量及优化目标 优化算法 优化结果分析 准三维 正问题优化设计 基于 基于 参数化叶型优化 造型优化 优化比较以及方案定型 本章小结 目 第 录 章 低压涡轮一导与子午型线结合弯叶片研究 引言 与子午型线结合弯叶片设计 与子午型线结合弯叶片思路 弯叶片积叠线与叶片参数化 低压涡轮导叶弯叶片研究策略 弯叶片样本空间给定 弯叶片计算域的选择 弯叶片批量计算平台 低压涡轮导叶弯叶片应用的影响分析 根部弯叶片技术的分析研究 顶部弯叶片技术的分析研究 本章小结 第 章 低压涡轮低折转导叶初步改进研究 引言 低折转的设计思想 低折转导叶的初步设计 叶型设计 准三维 正问题初步验算 三维校核与分析 总体性能 级参数与原型的比较 第一级流场分析 本章小节 第 章 低压涡轮端壁冷气对总体气动影响的数值研究 引言 试验设计简介 冷气几何参数以及试验计划 低压涡轮端壁冷气喷射计算的处理 正交试验设计计划 冷却对涡轮气动影响的总体分析 冷气对该低压涡轮气动性能的影响 端壁冷却典型算例三维 计算结果分析 目 录 本章小结 结 论 参考文献 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 哈尔滨工业大学学位论文原创性声明和使用权限 致 谢 个人简历 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 第 章绪 论 课题 来 源 本课题来源于中航工业航空推进技术验证计划（ ）的一部分：多级低压 涡轮气动优化设计技术研究。 研究 背 景 与 意 义 世纪初，面对世界形式的巨变，我国需要更多方面的突破，其中大飞机研 发制造迅速成为国家的新世纪的战略，为了开展大型飞机的研发工作，以满足国 家军事与民用双方面的需求，并推动我国科技设计、研发、加工等方面的大幅度 进步。之前，我国在大飞机研制方面做出过不懈的努力，由于各种原因，最后以 失败告终，但是在这期间也积累了不少经验，但是我国对大飞机的研发一直没有 放下，在这种情况下， 年，大飞机再次被列入国家长期科技发展纲要的重大 专项之一，并确定为中国未来 年里将重点实施的十六个重大专项之一 。 年，温家宝总理正是在国务院会议上明确指出，我国航空工业已具备发展大飞机 的技术和物质基础，至此，大型飞机的重大科技专项正式立项。在当今世界，能 够制造大飞机的公司只有美国和欧洲几个国家，中国在该领域属于刚刚起步阶段， 而现在局势的发展要求中国必须在该领域有所突破，将会面临强大的外部环境和 问题。 所谓大型飞机是指起飞总重超过 和民用大型运输机，也包括 吨的运输类飞机，包括军用大型运输机 座以上的干线客机，世界上通常将一个国家能否 研制大飞机作为评价该国科技及工业体系的一个标准，而在大飞机的整个产业链 中，航空发动机的价值最为突出，其被称为是飞机的“心脏”，甚至在整个工业环 境中，航空发动机被誉为“工业皇冠”，其技术的复杂性和难度非常之高。 大飞机的动力装置主要是涵道比较大的涡轮风扇发动机，大涵道比涡轮风扇 发动机是现代运输机使用最普遍的动力装置，在亚音速范围内能够兼顾经济性和 单位推力性能，并且在现有技术支持下，已经获得较低的噪声和碳排放，正逐步 成为友好的“绿色动力”。大涡扇发动机也是典型的军民两用产品，两者技术通用 性达 以上，国际上，航空发动机的制造商对其技术进行严格的封锁，现在的 状况是航空发动机的技术已经基本被美国的通用电气、普惠公司和英国的罗 罗 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 公司三家单位垄断。对此，必须充分认识到航空发动机是关乎航空工业的命脉， 并作为具有独立研发体系的战略级核心装备。 大涵道比涡扇发动机的风扇产生的推力相当于发动机总推力的 ，因 此对于大型运输机而言，驱动风扇和低压压气机的低压涡轮需要较大的功率，并 且需要保持较高的效率，低压涡轮是燃气发动机中庞大的单元体部件，约占发动 机总重量的 ，占发动机研制费用的 ％。为了提高大涡扇的推力，高涵道比是 航空发动机的发展趋势，这就对低压涡轮的气动性能以及机械性能提出较高的要 求，一方面要求显著减轻发动机重量，降低研制生产成本，另一方面要求低压涡 轮提高效率和降低噪声、排放污染，因此在这两方面的要求下高负荷低压涡轮气 动设计是面临的第一个难题，以往 的左右的级负荷系数已经达不到要求，外加 高空运行低压涡轮将会面临低雷诺数的流动状况，在 低压涡轮的气动效率将会下降 高空， 的条件下， ，对低压涡轮的气动设计而言，这也是另一 个难点。低压涡轮作为大涡扇发动机的一个重要部件，对于其研究至关重要，而 今高负荷低压涡轮的气动设计以及相关的流动问题研究仍至关重要，特别是我国 在大力发展大飞机的道路上，航空发动机的研发将会是非常重要的一个环节，而 航空发动机的每一个问题的解决都将是我们国家科技工作者需要为之奋斗的目标， 虽然气动设计是一个老的话题，但是面对新的环境和挑战，先进的气动设计将提 上日程，其研究工作仍需踏踏实实，夯实基础，不积跬步无以至千里 先进和创新 的技术永远都需要积累。 典型大型涡扇发动机的发展状况 燃气涡轮发动机经历了 多年的发展，其发展历程大致由最初的离心式涡喷 发动机过渡到单转子轴流涡喷发动机，再由双转子涡喷发动机到小涵道涡轮扇发 动机发展到大涵道涡扇发动机。在期间其发展主要的特点与要求是：更高的效率、 更好的可靠性、更加友好环保，这也是涡扇发动机相对于其他航空发动机的不同 优势而逐渐确立的 。大型涡扇发动机的发展状况的描述就是在展示整个航空工业 的发展历程。 国外典型大型涡扇发动机简介 大涡扇发动机的发展历程可追溯到 世纪 年代，美国首台军用涡扇发动 机打开了运输机动力的新起点。在此以后，涡扇发动机已经发展出四代，在整个 航空工业领域里已经形成了一个规模十分壮大场景，不论是在军用还是民用领域， 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 大涡扇的发展时时刻刻都扮演着一个非常重要的角色。 如果按照起飞推力衡量，现代大型运输机或者大飞机的发动机可以划分为如 下表所示的四个等级 ： 表 推力等级 推力范围（ 大涡扇发动机按照推力等级划分 小推力 中等推力 稍大推力 大推力 ） 典型机型 、 、 、 、 、 、 、 、 、 下面将根据大涡扇发动机发展历史上发挥重要角色的发动机为例，对大涡扇 发动机的发展做一个介绍，关于相关典型的大涡扇发动机的总体参数可以参见下 面的表格 。 系列 是由美国通用电气公司（ 列发动机具有较大推力（ ）研制的大型涡扇发动机的一个系列，该系 ）和较高涵道比（ 展历程经历了两个阶段，最开始的阶段代号是 为 和 ，匹配的机型为波音 系列；第二阶段的代号为 系列发动机是建立在早起的 ）。该系列的发动机的发 ，匹配的机型 和 。 涡喷发动机基础上， 其压气机的总增压比超过 涡轮进口的燃气温度甚至达到 ， 范围之内。 ，耗油率控制在 系列 系列发动机属于第二代发动机中的典范，被称为业界的传奇。 发动机的诞生最开始源于 发动机项目，涉及到两家著名公司之间的竞争故事， 同时也涉及了两个国家之间的故事，至此也造就了著名跨国公司—— 司（ ）的诞生。 发动机是由美国 公司和法国 国际公 公司合资（ 研制的中等推力的高涵道比的大涡扇发动机系列，其推力范围为 ，其下共有 、 、 、 道比为 ，涵 等几个型号，压气机的总压比为 间，涡轮入口燃气温度已经达到比较高的程度为 。 ） 到 之 系列涡扇发动机 前期与后期的风扇不同，区别在于前期的风扇是老式设计的窄弦风扇，后期风扇 采用宽弦设计思想 。 其基本上垄断了波音公司 上。 和 系列 系列现阶段已经交付使用数量超过 台，并且 系列各种型号的飞机，甚至还应用在空客公司的 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 和 动机系列中比较典型的两个。其中 力循环参数指标比较高，总压比在 气机和 至 之间，主要是由 至 ，其热 级风扇、 级低压压 的 级高压涡轮和 之间。分别应用于波音 、 、 系列的涡扇发动机将压气机的组成改为 等系列型号的飞机。 他的结构基本类似，推力增加至 和 ）涡扇发 系列推力范围出于 级高压压气机提供，与之搭配的是进口温度为 级涡轮，整机油耗水平较低，在 司的 ）推出的高涵道比（ 是美国普惠公司（ ，主要应用在波音 ，其 和空客公 、 上。 是英国罗罗公司民用发动机领域的产品，按照推力大小可分为两个级别： 的中推力系列和 的大推力系列。 罗罗公司的发动机，高中低压三转子是其发动机的显著特点，其基本组成包 含了三种类型的压气机和三种类型的涡轮相匹配，在现今的航空发动机领域，三 转子发动机可以说是罗罗公司独有的技术，该技术使得发动机的压气机具有较宽 的喘振裕度，使得发动机具有较高的变工况性能，但是结构上相对于双轴发动机 而言，其涡轮前燃气温度为 ，巡航下的耗油率基本在 系列的涡扇发动于 （ ）的发动机，而 内。 年代由国际航空公司推出的中等推力 是该公司的唯一产品，国际航空公司是一家多 国企业合资的公司，由多家公司构成，其中日本航空发动机公司公司负责风扇和 低压压气机，英国的罗罗公司负责高压压气机，美国的普惠公司负责燃烧室、高 压涡轮和排气装置，德国的 道比主要覆盖范围为 控制在 公司主要负责低压涡轮。 ，总增压比为 系列的发动机涵 ，涡轮前温度达 ，油耗率 范围内。 系列 发动机被誉为 世纪航空科技的巅峰之作， 世纪 年代末期， 各个航空国家在进行型号工程的时候，还开展了多个民用动力预研计划，其中最 著名为美国的高效节能发动机计划，而该计划为 强大的技术储备。上世纪 年代初，波音公司提出 商用飞机，发动机数目被限制为 发动机要降低 增长到 年代后的发动机的研制提供了 座级别的 系列 个，并且单台发动机的油耗相对于当时运营的 ，基本型的发动机推力需达到 以上，并且需求时可以 才能满足要求，除此之外，该型大涡扇发动机需要在长寿命、低噪 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 声等方面达到极高的要求。在这种背景下， 全新开发出涵道比为 （最高达 ），最大直径为 系列发动机。目前装备在波音 机起飞推力将会达到 推 力（ 米，总增压比为 。而 的 发动机，该发动机的 型号的新一代发动 系列 ，成为世界上推力最大的涡扇发动机。 表 型号 计划期间的技术储备， 飞机上的是 ，空气流量高达 推力至少 公司利用 ） 典型涡扇发动机的数据 耗油率 总增压比 涵道流量比 用途 （巡航） （巡航） （巡航） 系列 发动机共有两个型号： 旅客机， 应用于 货机。 和 。前者应用于 系列发动机是美国通用电气和 普惠公司共 同 研制的大涵道比涡扇发动机，其涵道比达到 ，整机的构成由 。其起飞推力为 级风扇， 级低压涡轮， 级高压压气机， 级高压涡轮， 级低压涡轮，低发烟的环形燃烧室构成，发动机的最大直径高达 米。整个 发动机的研制分工为通用电气公司承担核心机部分的任务，普惠公司主要承担风 扇和低压涡轮部分的研制。 系列的核心机采用的技术是 的 衍变 出来的，高压涡轮采用镍基合金粉末冶金轮盘和单晶镍钴叶片，具有良好的耐高 温能力。在该发动机的风扇的研制部分，风扇采用了独特的后掠式设计，并且用 钛合金空心制成，一方面提高了风扇的效能，另一方面降低了风扇的重量，强度 得以增加。由于该发动机的强大性能，使得超大型客机 有更好的经济性。总的来说， 与 相对于波音 一样，都是先进大涡扇发动机 中的典范。 世纪，大型涡轮风扇发动机的发展呈现出充满活力的局面， 、 系列发动机都代表了当前大推力涡轮风扇发动机的顶级水平，而据预测， 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 年以后，大涡扇发动机的耗油指标将会比现在低 率可以达到 ，并且发动机的总体效 以上。 发动机是 国际公司研制的新一代发动机，主要是为中国大飞机 研制的中等推力的涡扇发动机，与主流的 燃油消耗可减少 ，二氧化碳排放降低 系列发动机相比， ，碳氧化合物的排放不足其 ， 且更加安静。 发动机 为了增加气动效率，采用宽弦、三维设计技术以及数量加少 的复合材料加工的风扇，气动性能提升明显。 的低压涡轮使用新一代三维 气动设计思想。并且低压涡轮转子使用了先进的耐高温、重量轻的钛合金属间化 合物材料。低压涡轮导向叶片的材料为陶瓷基复合材料，其实量仅为传统材料的 二分之一甚至更轻，并且可以耐 ℃以上的高温，且无需冷却易于加工。 国内典型大型涡扇发动机简介 上世纪 年代美国普惠公司推出世界上首台涡扇发动机，中国不甘落寞，奋 起直追，在 年也开始启动涡扇发动机的研制工作，国内涡扇发动机研发较多 还是在军机方面，很多细节和项目还没解密，民机方面的大涵道比涡扇发动机的 发展还处于刚刚起步阶段，在研究和生产方面还是空白，亟待解决设计、试验和 制造等方面的关键技术。 “十五”期间，航空推进技术验证计划（ ）开展了 “大涵道比涡扇发动机设计技术验证”和“多级低压涡轮设计技术验证”等相关 课题的研究。 在中国涡扇发动机的发展史，可获得型号以及资料相对来讲是比较少的， 在 国内应用在军机方面，如歼击机，战斗机，轰炸机等上面的发动机大多是低涵道 比的涡扇发动机，中国现役伊尔 是引自俄罗斯的中型运输机，其发动机仍采用 低涵道比涡扇发动机，外形细长，与现在较为先进的大涡扇发动机的短粗相比， 截然不同。我国应用在大型运输机和客机上面的大涵道比涡扇发动机研制刚刚出 于起步阶段，因此仍需同行业的科技工作者不懈努力，为国产化大涡扇发动机的 进步和研制洒下汗水。 我国在大涡扇发动机领域涉足的及比较浅也比较晚，在上世纪 曾经为运 飞机研制过相配的发动机——涡扇 ，是基于美国 发动机的指标为起飞推力为 间研制了三轮，总共生产了 年代，中国 发动机。该 千牛，在当时还算比较先进的发动机。 台。后因运 年期 飞机停止研制，发动机相关方面的 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 研制工作也随即终止了。在这段时间中国在研制方面相关的各个领域的研究，以 及先关的总体安排取得一定的进步 。 世纪，中国在大飞机发展方面最为突出的进展是中航商法公司的成立， 进入 为我国自主研发大涵道比涡扇发动机的起步奠定良好基础，中国大飞机 已经 正在处于研发状态，并且装备的发动机的候选机型由我国正在研制的 大涵 道比涡扇发动机；其次，我国自行研制的大型运输机运 进入试验试飞调试阶段，运 吨级的飞机亮相， 年 到 月 日，运 天后，国产运 进行了第二次试飞。运 的发展追溯到 年，中航集团表示将有一款达 年年底，中国国防部通过新闻发布会证实了运 项 目， 首次飞行测试成功。继 首飞不 大型运输机于 年 月 年 日 月 ： 日运 在西部某试验基地 的第二次成功试飞表明其各项关键技术更趋成熟。运 大型运输机的动力装置采用的是俄罗斯的 发动机的最大推力为 已经完成验证机的生产， 发动机，该中等涵道比的涡扇 吨，涵道比 ： ，所以呈现出总体细长的特点，特点 是推力大、耗油率低、性能可靠。运 另一候补型号的发动机是国产涡扇系列的 某型发动机，具体性能参数不详，仍在研制阶段。 国内大涵道比涡扇发动机的发展相对于西方而言一直处于落后状态，加之西 方科技发达国家通过各种形式的技术封锁，将我国的科技发展封锁在先锋国家的 外面，这就对我国的科技工作者提出了更高的要求，我们必须在大涡扇领域像我 国航天事业一样走出自己的道路，为后续我国航空事业大涡扇发动机的发展迈出 这一艰难的一步，而且需要踏踏实实，稳固中求创新，不断发展。 大涡扇发动机低压涡轮设计特点与难点 大涵道比涡扇发动机相对于涡喷发动机和涡桨发动机的优势就在于其能够为 高速飞行的飞机提供较高的推进效率，特别是亚声速飞行，而现代大飞机的飞行 速度基本在 附近，并且涡扇发动机的涵道比越大，则其推进效率越高 。 为了进一步的提高大涡扇发动机的性能，对于民机来说主要是发动机在保证推力 的基础上尽量降低燃油消耗率，即每产生单位推力在单位时间内所消耗的燃油量； 而军机相对于民机，在之前需要强调主要是在特定的效率基础上争取推力最大化， 而随着现代技术的发展和需求，军机也逐渐要求达到较高的效率和较大的推力。 影响这两方面最直接的热力循环参数是压气机的增压比和涡轮入口燃气温度，而 这两个参数之间同时存在制约的关系。所以在设计整个涡扇发动机的过程中，如 何选定好的热力循环参数，对整个涡扇发动机的效率意义重大，现在的传统热力 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 循环设计的大涵道比涡扇发动机，如果在结构上不采取大的改动，并且整机的各 个部件的匹配已经设计完善，对于大涡扇发动机的最基本和最直接的改进将直接 定在各个部件的优化，不论是材料，结构，还是气动设计，都在追求一个部件的 完善程度，以发动机气涡轮气动设计为例，这里面的工作就是在保证基本参数达 标的情况下，尽可能优化气动设计，提高气动效率，降低油耗，除此之外，能够 在多学科结合的情况下，与其他学科互相耦合，彼此优势互补，使得发动机的性 能更高。 下面将会针对本文研究内容大涵道比涡扇发动机低压涡轮设计特点和其中关 键技术和问题进行介绍和分析。 大涵道比涡扇发动机的标志性使用状态一般包括：最大爬升状态、最大巡航 状态和海平面起飞状态。一般，最大巡航状态换算转速较高，并且各部件出于较 高的性能，所以大多设计大涡扇发动机多以最大巡航状态为低压涡轮的气动设计 参考点，但是有的时候根据实际需要也会选择最大爬升状态为低压涡轮的气动设 计点。作为低压涡轮，其气动设计首先满足设计点的要求，并且要在一个范围较 大的区域内具有较好的性能，同时兼顾发动机其他部分的运行状况，能够与高压 涡轮，风扇，低压压气机有良好的匹配，使得发动机具有较好的变工况性能 。 低压涡轮级数多 大涡扇发动机的风扇推力几乎占据整个发动机推力的 ，因而需要较高 的功率才能驱动整个风扇和几级低压压气机，根据涡扇发动机的推力构成和影响 因素，大推力高效率的发动机最直接的获得方式是通过增加涵道比来实现，而由 于气动、强度、机械等方面的要求，风扇外径是最佳的选择，在适当范围内，增 加风扇的转速是有益的，由于风扇强度、振动方面的约束，根绝风扇允许的最大 切线速度，风扇的转速被限制在一定范围之内，这也约束了低压涡轮的转速，从 而降低了低压涡轮每一级的焓降。因而导致低压涡轮的级数相对较多。一般根据 风扇等压气机部件的耗功，通常低压涡轮的膨胀比在 涡轮的级数在 之间，而相对应的低压 之间。关于涡轮的级数的确定主要是建立在功率是否满足的基 础上，但是至于究竟确切的数目，可以在设计的过程中进行相应的方案比较，对 于每个方案的各个方面进行比对，选出合适的，一般情况下可以根据膨胀比选取 经验值。或者可以根据 需要注意的是 图，由流量系数和级负荷系数也可以初步确定，但是 图的由来根据具有一定特点的涡轮总结出来的，选择的时候需 要慎重考虑，并不能完全的指导。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 图 涡轮效率与负荷、流量系数关系图—— 图 过渡段以及流道扩张 大涵道比涡扇发动机的外涵直径比较大，而核心机的直径相对较小，进而使 得驱动风扇的低压涡轮和驱动高压压气机的高压涡轮之间的过渡段比较弯曲。并 且，为了满足大风扇的需求的大功率和不增加低压涡轮的重量的前提下，为了尽 可能提高低压涡轮的输出功率，最直接而有效的策略便是增加涡轮叶片的长度， 因而在这种折转或者变化剧烈的流道中，局部损失是比较大的，如何设计过渡段 端壁的型线非常重要。为了增加涡轮的做功能力， 、 以及 系列 的涡扇发动机都采用了大扩张过渡段设计。同样也存在好的一方面，将子午流道 抬高后，叶片的高度就降低，相对而言叶片的设计难度也会因为这个原因降低一 些难度，同时减小根部离心应力。 另一方面，为了降低发动机的重量，超紧凑过渡段技术已经被提出来，目前 已经应用在高性能发动机上。超紧凑过渡段带来一个明显的问题就是过渡段的严 重弯曲使得燃气极易出现分离现象，使得低压涡轮的进口流场的均匀性大幅度降 低，性能下降，除此之外，非均匀性的流场使得低压涡轮的动叶承受周期性的气 动激振力，对涡轮叶片的机械性能有巨大的影响。为了掌握超紧凑设计段的技术， 欧盟在 年 第六框架计划中专门制定了超紧凑高压涡轮性能研究计划 ），以此达到发动机重量减轻 （ 低噪声源，是发动机的喘振裕度提高 ，耗油率降低 ，降低风扇转速，降 。 高低压涡轮的过渡段主要包含简单的直线型、锥形、环形、曲线环以及后来 发展的 型过渡段。前期科研工作这针对简单的环形扩压管道进行研究，研究包 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 含了扩压管道的设计和进口条件差异性的影响。 早在 年 小分离 将扩压型管道分成 ，大分离 图 个体系：没有分离 和超大分离 ， ，如图 。 扩压管道的四中流动状态 研 究 结 果 显 示 小 扩 压 率 和 小 轴 向 逆 压梯 度 的 管 道 对 应 较 小 的 损 失 ， 在 管道中存在较强的非定常性，扩压段长度非常小的情况下，大分离 的流动却呈现出好的效果。 在文献 的基础上， 等人 对扩压管道的设计影响因素之一扩压管 道的结构进行了实验与理论研究，结果表明：端壁型线的设计在扩压管道设计中 具有重大的意义。在小分离的扩压管道中，钟型管道相比于线性扩压管道能够获 得更高的总压恢复系数，主要是因为钟形扩压管道的前半段是凹式，后半段是凸 式，从而前半段的流动是逆压的，后半段的流动是顺压的，由于前半段的附面层 发展的很慢，不易发生附面层分离，后半段的易发生附面层分离，但是由于是顺 压流动，附面层分离的肯能性降低。而喇叭形的扩压段却恰好相反，在综合考虑 两个扩压段的基础上，设计出 图 型结构的扩压段。 不同结构特征的扩压管道 进口气流角对于扩压管道内的流动影响十分明显，气流角的存在在改变端壁 处压力梯度的同时由于切向速度的存在还会产生离心力，从而影响压力分布。 经过研究得出：较大的气流角对控制端壁附近的流动分离非常有帮助， 但是前提如果本身扩压段的分离就比较小，气流角的影响效果不是很明显。 年， 等人 离产生的影响，实验条件为 以线性环状扩压段为研究对象分析进口气流角对分 ， ，通过不同的气流角的实验结果 分析得到：切向速度仅受角动量守恒的影响，而与子午面的速度大小无关。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 等人 对不同进口气流角的环形扩压段的流场进行进一步研究，研究 的流动状况是在 下进行的，采用三孔探针对流场的速度和静压进行详细 的测量，结果显示，增大进口气流角，对降低端壁分离有益。 等人 对扩压段进口的来流尾迹进行了实验和计算研究，主要研究尾迹 在不同逆压梯度下的耗散率。实验中，尾迹采用上游的扰流圆柱提供，结果发现 尾迹耗散在尾迹下游三十个圆柱直径内随着逆压梯度的增加而逐渐增加，在 个 圆柱直径下游后耗散基本不随逆压梯度的改变而变化。 进口湍流度对扩压段内燃气的流动也会有很大的影响，较强的湍流度能够很 好地抑制附面层的分离，增强主流与附面层之间的掺混，从而降低扩压造成的气 动损失。 年， 等人 研究了逆压梯度以及流向曲率在锥形管道内对湍流结构 的影响，其中在端壁处，轴向和周向的湍流分量最大，而径向分量在远离壁面一 定距离存在最大值。 等人 在文中提处燃烧室出口主流区域存在较高的湍流度，这对压气 机出口的冷气流与燃烧室的热气流的混合是有利的，一般在高压涡轮出口，主流 的湍流强度在 范围之内，作者发现略微提高主流的湍流度，便会使得扩压 管道内的流动更加稳定，降低损失。 前面讲述的都是简单扩压段方面科研工作者所做的一部分工作；实际上在三 维曲率变化较大的高低压涡轮的过渡段的研究也有相关的而研究，并且该研究还 在深化研究过程中。对于高低压涡轮的过渡段，一方面作用是使得高低压涡轮之 间的过渡更加合理，为低压涡轮的来流创造一个均与的条件，另一方面是降低燃 气的流速。因此在涡扇发动机中过渡段的优化设计也是非常关键的。 针对过渡段的研究和设计，国外许多学者做了研究， 人 最早进行了相关的试验研究。试验在 验中，在 等 大学的低速风洞中进行的，试 型过渡段的前端只放了一列高压涡轮的导叶，为了模拟 型过渡段进 口存在的尾迹和气流角。试验中，研究了尾迹和气流角对过渡段内的流动状况， 结果显示，气流角和尾迹会对过渡段内部流动产生相应的影响，但是对流动的总 体损失影响不大，主要会对损失重新分布产生影响。 年， 等人 为了在接近真实的条件下研究过渡段的影响因素，在 过渡内安装了支板，支板的存在使得端壁的压力分布相对于无支板产生了变化， 使得机匣和轮毂的逆压梯度增加，研究结果显示，安装支板之后损失较没有安装 之前增加将近一倍，并且总压恢复系数减少了 附近。 ，损失最大的区域集中在支板 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 年， 继续对该实验设备的过渡段中的非定常性进行了实验 等人 和数值研究，结果显示，安装支板的过渡段相对于无支板的存在较大的非定常现 象。 年， 等人 对一个地扩压率的过渡段进行了详细的研究，试验 中含有一级高压涡轮和一列低压涡轮的导叶叶栅，分别研究了设计状态下和非设 计状态下附面层的分离状况，结果显示设计状态与非设计状态下均未出现分离， 但是在大进口气流角的情况下，低压涡轮的导叶的吸力面出现分离，并且设计状 态下的损失经过实验研究之后发现是最小的。 和 等人 采用响应面算法对一个高低压涡轮的过渡段进行了 优化设计，并用实验验证了优化的结果 。 在高速流动的过渡段中，科研工作者针对 年， 型扩压段做了详细的研究。 在牛津大学的跨音速试验台，利用快速响应探针测量流场的压力 等人 和马赫数，该高速试验台的出口马赫数达到 ，参见图 。作者在实验的基础 上进行了数值计算分析，经过对比在确定数值计算可信的条件下，对过渡段内的 我洗结构进行了详细的分析。结果显示：在流体流经过渡段之前，流体基本上是 被机匣和轮毂附近的漩涡、间隙的泄露涡和尾迹所占据，经过过渡段之后，流体 主要是被两个对象旋转的涡占据，其中尾迹已经基本上被耗散掉了，数值计算的 方式可以很容易的计算出轮毂附近的涡的强度，但是对于尾迹之后的涡的细节描 述的不是十分清楚。 牛津大学高速台试验段示意图及快速响应探针 图 等人 在 年在奥地利的 大学在一个跨音速试验台的基础上 改装成具有高低压过渡的试验台，并对试验段进行了详细的实验研究。作者主要 是针对动叶叶顶间隙泄漏流对过渡段内流动的影响进行研究，间隙方案为 和 ，实验采用五孔探针进行了稳态的测量，而是用 进行了非稳态流场 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 的测量，结果显示，动叶间隙对过渡段内的流动影响很大，在前半段只影响到前 机匣的部分，后半段整个流场均受到了间隙泄漏流的影响。图 是其实验测 量段部分以及实验测量截面。 图 大学高速试验台以及测量截面 发动机的低压涡轮的设计特点也比较新颖，不同于以往的子午扩张 遄达 的发动机的子午流道设计成等中径的形式，并且其叶片的设计也采 形式， 用了独特地设计思路“正交设计”。具体的示意图见图 ，这样的设计使得气流 在流经叶片流道的时候呈现出垂直的入射形式，降低了流动损失。 图 遄达 遄达 发动机的低压涡轮叶片采用正交设计的思想 发动机的低压涡轮仍然使用遄达 的低压涡轮设计，但是由于流 量减小了，叶片高度也随之减小，这样叶片的平均高度距中心线的距离加大，减 少了叶片的气动负荷，从而使效率稍有提高 。并且罗罗公司在该系列的发动机 的低压涡轮当中尝试使用非轴对称端壁成型技术使得低压涡轮的总体效率进一步 提升，降低端区损失 。 叶型折转角大、负荷高 将近 年，航空发动机的低压涡轮高负荷叶片方面进行了大量的研究。主要 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 是因为提高叶片负荷，一方面能够减少低压涡轮叶片的数目和涡轮的级数，另一 方面，可以降低涡轮的质量，并且降低低压涡轮的维护费用，从而提高了航空发 动机的推重比，和生命周期的效益。 低压涡轮中，由于叶片具有较大的 展弦比（一般 ），因此二次流动并不 是明显的。也就是这个原因，低压涡轮 在提高效率方面的工作主要集中在 流动，因而实验基本是基 于直列叶栅展开的。 文献 如图 中通过对数据的分析得到 中的各个损失所占的比例。可 以看见在低压涡轮叶片中吸力面的损 失最大，主要来自吸力面的边界层。吸 力面和压 力面的总损失占据 图 叶片中预估的损失比例 的比 例，可见低压涡轮叶型在设计中非常重要。 在 年采用控制体分析 了叶型的二维损失，因此主要都在改善低压涡轮吸力面的流动。尾迹损失也是非 常明显的。 等人 针对罗罗公司的涡轮为研究对象，通过实验研究的方法，探寻 如何让减少叶片数的同时又不能降低涡轮的效率，最后发现，针对于他们研究的 叶型，减少叶片数目，降低叶栅稠度，但是涡轮的损失却没有增加。 等人 在对叶栅的折转角和载荷系数进行了研究，主要是想研究不同 的叶栅在满足这两个条件相等情况下，二次流动如何受到载荷分布的影响，最终 研究结果显示，两种叶栅，载荷分布不同的情况下，二次流损失没有受到影响。 针对叶片的加载形式进行研究，研究的目的是希望得 和 到合理的加载形式来减少叶片数目，最终发现他们设计的前加载叶栅能够有效的 减少叶片数目，并保证了较高的效率。 等人 针对载荷分布对叶栅三维流动影响进行试验研究，研 究中，首先保证总的载荷是相同的，并且一套实验室针对高载荷叶栅的，另一套 是针对低载荷叶栅的，结果显示，载荷分布对损失有影响，前加载在该叶片下的 使用会出现高损失的现象。 á 等人以英国著名大学剑桥大学的非常出名的怀特实验室的低速平 面叶栅风洞为基础，进行了定常（图 ）与非定常（图 ）叶栅内部流动实验 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 研究，研究的目的就是针对如何进行高负荷叶型的吸力面和压力面的型线设计， 并且，非定常研究了来流尾迹对下游的影响。试验中采用当时典型的高负荷低压 涡轮叶片，且叶片的载荷系数相同。 文献 显示，在低压涡轮叶片设计中，采用高负荷设计的思路虽然能够增 加损失，但是设计好的高负荷叶型仍具有与传统设计一样的效率。图 文献研究的中的不同状况下的载荷系数分布，图 显示的是三种负荷下叶片表 面等熵马赫数分布。 图 图 低速定常实验叶栅 升力系数比较 所 示为 图 图 低速非定常实验叶栅 马赫数分布比较 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 经过几代发动机的设计发展，已经掌握了大量的叶型的设计特点，不同的工 况，不同的机型采用不同的叶型设计出发点，图 图 所示为三种状态下的低压涡 不同负荷状况下的涡轮叶型及相应的型面压力分布 轮和跨音速高压涡轮的叶型，图中可以明显的看出低压涡轮与高压涡轮叶型的区 别，高压涡轮的叶片比较厚，这也是因为高压涡轮所处的气动负荷、热负荷、机 械负荷较高决定的，其次高压涡轮的叶型流道收缩比较明显，最后一般造型方面 低压涡轮的叶片前缘呈椭圆形，不同于高压涡轮的前缘圆形造型方式，而且前缘 比较大。而低压涡轮叶型比较薄，总之低压涡轮的叶型本身根据不同负荷呈现出 明显的区别在比如折转角的大小，厚度分布，前缘成型方法。 效率高 高效率是低压涡轮的气动设计工作者不懈的追求，在理论上，大涡扇发动机 高效率的原因有两个，一是低压涡轮的冷却气体比较少，不同于高压涡轮冷气量 占高压涡轮入口流量的比例那么高，低压涡轮的冷气量基本上占涡轮进口流量 ，二是低压涡轮的级数较多，能量的利用率较高。另外，为保持低压涡轮 的高效率，通常采用主动间隙控制或自适应式间隙控制技术 ，目的是保证飞机 在所有飞行条件下涡轮叶片尖部和内封严环间的间隙较小，较小的泄漏流对应者 较高的效率。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 发动机为母型机的基础上衍生发展出来的，其低压涡 发动机是以 轮采用“特高升力”叶型，并且针对涡轮的端壁形状进行特殊的设计，叶型与叶 图 发动机高低压涡轮对转技术 图 发动机陶瓷基材料的 低压涡轮导向叶片 片的综合效果使得叶片数减少，整个低压涡轮的效率提高约 转向相反（图 ），这种设计理念源于普惠公司为 在民机领域， 。高低压涡轮论 战机生产的 发动机， 发动机也采用该技术，既能达到提高效率的目的，同时又能 降低零件的数目。 发动机的低压涡轮的气动设计思路是西方涡轮气动设计的典范，采用 了先进的三维气动设计方法。叶片的材料采用先进的质地轻，耐高温化合物材料 （图 ）。并且可以耐 ℃以上的高温，且无需冷却易于加工。 现在，先进的高负荷高效率的涡轮的设计与全三维设计技术联系紧密，全三 维气动设计将会是三大发动机公司的重点研究对象和设计工具，其中全三维气动 计划 中得到验证，与传统气动设计的高压涡轮 相比，新技术的使用使得叶片数降低 ，级负荷系数增加，效率提升，并且燃 设计所带了利益已经在 油消耗降低，维护成本降低，可靠性进一步提高。 雷诺数低 当飞机在高空飞行时，周边环境压力降低，空气密度较小，雷诺数随之下降， 雷诺数的降低与气动负荷的增加使得叶型的吸气面发生气流分离发生的概率大大 增加。所以，在低压涡轮叶型设计中，需要仔细研究叶型曲线的变化来抑制附面 层分离，将附面层的转捩推迟，从而降低该状况下的叶型损失，但是也要保证叶 型能够适应正常的雷诺数工况，增加涡轮的适应性，降低叶型的损失。 在巡航条件下，低压涡轮工作时的雷诺数处于 到 之间 。 这个时候低压涡轮叶片表面的会存在较多的层流区，并且层流的发展使得附面层 比较厚，从而增大了低压涡轮的叶型损失，降低低压涡轮的性能。文献 指出在 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 高空巡航的发动机，由于低雷诺数影响，低压涡轮的性能会下降 ，从而造成 较高的燃油消耗，甚至由于低压涡轮的功率供应不足，会造成高压涡轮的烧蚀与 损坏。除此之外，当飞行器飞行的范围是低密度气体环境也会伴随低雷诺数问题。 因此研究低雷诺数流动对现代低压涡轮的气动设计非常重要，比如现阶段一个主 要的研究重点就放在就是附面层气流的分离的问题上 吴中华教授 。 年发表的文章已经指出，叶片表面的层流向湍流的转捩 在 对低压涡轮的性能有很大的影响，且转捩发生在一个分离剪切层内。当减小进口 雷诺数并保证进口气流角不变，则会观察到流体分离提前，再附着将会延后；当 增加雷诺数，转捩的过渡点将会接近分离点，如果雷诺数继续降低，速度降低从 而推迟了分离之后的再附着 。 低压涡轮边界层流动不论是层流还是湍流均对多级低压涡轮的气动性能有很 大的影响，自从低压涡轮中低雷诺数问题研究被提上日程，科学工作者在该领域 做了很多研究。 等人 年采用流动控制手段中的主动控制方式来研究如何使用冷 气喷射 向 附 面 层内注入能量来控制吸力面和压力面的流动状况； 和 等人经过研究，发现只有当叶型表面出现失速状况，主动控制技术的 使用才能体现出效果。 等人对低压涡轮低雷诺数流动被动控制方面进行了 详细的研究，研究的试验工况处于较大雷诺数范围下，在雷诺数大范围变化的条 件下，为了延缓转捩和分离，在实验中采用了矩形块和绊线附于叶片的表面控制 分离流动。 非定常性、 效应 以往的涡轮设计和研究中，时常只考虑定常状态的流动，非定常流动究竟对 涡轮的气动设计和研究究竟存在多少影响。在涡轮气动设计中，特别是低压涡轮， 其由于雷诺数比较低和非定常性，层流流动状态过渡到湍流状态，明显地增加了 低压涡轮的气动损失，对于层流和湍流的研究，目前已经达到一定的深度，但是 在低压涡轮里，转捩的开始位置预估，转捩的范围预测仍然没有的都很好地解决， 现在低压涡轮设计已经达到了一个很高的水平，基本上多级低压涡轮的气动设计， 叶型的设计主要以大折转高负荷低压涡轮叶片为主，在这种情况下，极易出现吸 力面的附面层分离 ，涡轮做功能力下降，从而造成非常大的气动损失，对风扇 而言，将会是的风扇的推力下降，对整个发动机性能而言是不利的。 在非定常， 效应方面的研究已经获得一定的成果，西方在这方面开展 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 的工作比较早，针对于该领域的基础学科的研究已经在实际的航空发动机中应用， 并获得较为可观的成果。其中 发动机就是典型的例子，由于合理利用了 效应，使得发动机的高负荷叶型损失下降，因此最终上千多个叶片的数量 减少很多，整个低压涡轮的重量降低 ，其中的低压涡轮叶片见图 。 研究结果显示在整个发动机当中，低压涡轮的设计的优劣关 等人 系到整个发动机的耗油率，当飞机在 气动设计的非常好，气动效率 米的海拔高度飞行，如果低压涡轮的 的提升可以获得 的油耗率的降低。 的研究结果显示，当动叶在旋转的过程中通过静叶的尾迹的 教授 低能流体，而该低能流体在流经动叶的流道时会与动叶叶片表面的附面层发生相 关作用，这种非定常效应会很好的降低叶型损失，对整个低压涡轮的气动性能非 常有益。 等人 的研究不同于前人，他们考虑了涡轮真实流动中的非定常状态， 研究如何既能提高涡轮的负荷，同时也不降低效率，对低压涡轮的叶片设计起到 了积极的作用。 等人 详细的研究了尾迹是如何影响高负荷低压涡轮的气动性能的， 其研究结果表表明，在一定的工况下，由于尾迹效应的存在使得非常定常状况下 的气动性能要好于定常状况。 公司设计的低压涡轮叶片 图 国内，北京航空航天大学 在这方面做了很多工作，编写了可以适应复杂壁 面的可压缩流体流动的大涡模拟程序，并通过该程序对尾迹效应、边界层分离做 了相关的研究。图 中显示的是有尾迹和无尾迹状况下，平均流向速度，从中 可以明显的看出尾迹的存在使得，分离明显减小。并且在该基础上，北航还对无 人机的涡轮中的低压涡轮部件进行相关的设计工作，已取得很好的效果。 图 平均流向速度分布对比 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 等人 进行了非常详细的研究，对压气机和涡轮的尾迹的流动状况进 行了详细研究，分别对涡轮和压气机的尾迹效应进行试验研究，除此之外，针对 于层流向湍流转捩的位置也进行了相关的研究。 间隙控制复杂 在大型涡扇发动机的设计过程中，部件的效率必须要维持在一个较高的水平 上，例如 这样高性能的发动机，经过对各部件中哪些因素潜在地影响发动机的 性能，研究中发现发动机叶片的间隙对压气机、高压涡轮和低压涡轮性能构成重 大影响。不论发动机在装配的时候间隙设置的如何小，在整个发动机运行的条件 下，如果没有一种独立的控制方法，间隙是不能一直保持最小的状态，各种因素 将会影响动叶叶顶尖隙的大小。参见美国高效节能发动机计划 ，各种因素造成 的动叶的叶顶尖隙增加会降低发动机的性能，在低压涡轮中使叶顶尖隙变差的主 要有以下几方面构成： 瞬态热和机械膨胀 发动机在地面慢车到最大功率起飞后 秒至 秒的时间内，由于转子的旋 转和叶片的受热造成叶片伸长，相对于机匣的受热膨胀更快一些，叶顶尖隙将会 变小，甚至会造成摩擦。在低压涡轮中，固定的外环做成金属蜂窝式的，很容易 被动叶顶部的齿缝磨掉，当机匣变热后，它很快和转子分开，在外环和动叶封严 齿缝间留下间隙。 发动机弯曲 发动机弯曲是因为推力的作用必须传送到发动机外，通过发动机固定架传到 飞机的机体上，在海平面静止的最大功率起飞的推力将会比巡航状态下的推力增 大 倍，大的起飞推力造成发动机的机匣变形失圆，导向器的一部分外环会发生 摩擦，另一部分会造成间隙过大。当推力减小后，机匣回复到圆形，此时发生过 摩擦的地方间隙自然就变大了，此时蜂窝间隙处的间隙也变的大了。飞机的机动 负荷也会造成发动机的转子在短时间的大负荷状况下出现弯曲，导致动叶与外环 之间发生摩擦，从而造成间隙的不可恢复增加（不采取其他措施的情况下）。 转子和导向器振动 在发动机工作过程中，转子将会承受各种不同程度的振动，这取决于转子的 自然频率和发动机工作过程中可能存在的激振，当激振频率接近发动机转子本身 的自然频率，振动就会加重，机匣和导向部件也会振动，从而增加了动叶摩擦的 可能性。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 在 低压涡轮中主动间隙控制是通过收缩支撑静止封严的机匣来实现的，在 稳态巡航的条件下，机匣收缩是利用了金属 却实现的。把机匣冷却 高的热膨胀系数的优点将其冷 ℃时，机匣直径有可能减小 是用全功能数字电子设备（ ，机匣的冷却系统 ）来控制的。风扇转速、燃料流量和压气机的 出口温度、压力作为控制低压涡轮主动间隙控制系统的输入变量。 还针对 输入参数和特定的飞行状态合理确定最佳间隙，此时根据机匣和转子的在传热方 面的经验积累确定所需要的冷气量，然后确定一个合理的冷气控制阀门的开度。 噪声低 大涡扇发动机的噪音指标要求的非常苛刻，在民航领域，主要一方面的原因 是需要考虑对公共环境的影响，另一方面来自于乘客的舒适环境考虑。大涡扇发 动机的噪声来源一般包括风扇和尾喷口，而随着技术的更新，现在对与低压涡轮 的噪声要求也被提上日程，涡轮中的气动噪声问题一般来自于压力的脉动，比如 动叶以较高的频率通过来流的尾迹，以及涡轮中叶片排之间的合理安排也会对低 压涡轮的气动噪声产生一定的影响。 可靠性高、寿命高、成本低、工艺高、维护性良好 针对于大飞机的两个领域民机和军机而言，民机需要航空发动机具有非常高 的可靠性，高寿命，并且维护起来方便，维护价格低，这也是商业领域对民航客 机的最基本的要求。对于军用部分而言，大型运输机的要求在高寿命等方面要求 自然比较低，军用大型运输机的要求基本上包括发动机具有大推力，较好的机动 性能，较高的工艺性，良好的维护方式，较低的维护成本。现在的大涡扇发动机 的低压涡轮的在结构上设计趋势为尽量少的涡轮级数，尽量少的叶片数以进一步 降低低压涡轮的重量和维护成本，因此在设计上要求也是越为严格。 现在航空发动机最明显的突破性的设计思维有变循环发动机和变速齿轮传动 大涡扇发动机（图 ） ，这也是针对多工况的适应性、发动机的机动响应能力以 及部件之间的良好匹配需要作出的技术突破，属于科技发展到一定阶段的产物。 图 为未来低压涡轮的重点研究问题。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 低压涡轮未来重点研究趋势 图 图 齿轮变速涡扇发动机 本文 任 务 航空燃气轮机发展至今，各个学科和技术的要求已经达到一个很高的层次， 对于一些部件的性能追求已经达到很高的要求，并且设计手段和设计思路都在不 断的创新和改善，考虑的问题也更加细致。中国随着科技的进步以及军事的需要， 正大力发展大飞机相关事宜，而作为大飞机的心脏——大涵道比涡扇发动机的研 发相应必须提上日程，而作为大涡扇发动机关键部件低压涡轮方面存在相当多的 问题值得研究，正如前面所述。 本文第二章与第三章针对大涡扇发动机低压涡轮的气动设计进行分析理解， 并对低压涡轮气动设计进行优化设计。第四章至第六章对低压涡轮中一些相关的 问题进行研究。全文主要涵盖以下几部分： 针对大涡扇发动机的原型气动设计进行还原，分层次进行分析，对原始的 低压涡轮的气动设计有一定的把握，结合现阶段掌握的知识，找出现阶段低压涡 轮气动设计的特点和优缺点，并结合 低压涡轮的设计特点进行分析。 针对上面的分析，分别在一维、准三维、全三维方面考虑冷气和变比热的 影响，对原始的低压涡轮进行气动优化改进，分析获得改进后与改进前的差别， 初步进行改进设计，分别得出更加合理的设计方案，为低压涡轮的更细致且更深 层次的型线优化调整做准备工作。 在大涡扇发动机的高低压涡轮的过渡段一般存在流动的不均匀性，加上低 压涡轮一导叶片的大折转，必然造成显著的二次流动和出现流动分离现象，在此， 采用弯叶片技术对一导进行弯叶片设计，同时为了研究弯叶片对流动的影响，在 本文中采用枚举法的方式，分别研究弯叶片的各种造型参数对低压涡轮所带来的 影响。 随着叶轮机械科技的发展，引用压气机的冷气对涡轮进行冷却作为一种有 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 效的冷却手段不仅仅应用在高压涡轮中，高负荷的低压涡轮导向器也处于高温区， 因此，现在的低压涡轮均需要冷气进行冷却，而分层次计算均要考虑冷却的问题， 在此，本文针对低压涡轮的不同位置的冷气喷射进行了正交试验设计的研究，主 要是研究低压涡轮的端壁冷气喷射的角度和冷气缝的宽度对低压涡轮的气动性能 的影响。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 第 章 原型低压涡轮的气动设计分析 引言 叶轮机械的设计体系依托学科理论基础以及计算机硬件，软件的发展，叶轮 机械设计经历了一维经验设计、二维半经验设计、准三维设计、全三维设计、时 均设计及非定常设计、多学科耦合包括气动、传热，强度、振动、噪声等定常与 非定常设计的发展阶段，但是受限于计算机硬件，现阶段主要以准三维、全三维 甚至非定常计算为主要手段进行气动设计。 原型涡轮的设计点和几何参数 原型低压涡轮的设计点 根据给定的低压涡轮的参数，进口总温平均值为 ，计算得到原型机的总体参数，见表 出口静压 表 涡轮进口流 量 功率 ，总压 ， 。 低压涡轮其他设计要求参数 冷气量占涡轮 进口流量比例 叶片排 冷气占涡轮进 口流量比例 该低压涡轮的进口参数非常不均匀，参数沿叶高分布变化剧烈，在此直接列 出其平均值以示参考。 由给定的参数可见，冷气量所占的比例非常小，只占据低压涡轮进口燃气流 量的 左右。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 原型低压涡轮的几何参数 该低压涡轮原型机由 级构成，且子午流道存在较大的扩张角，整体的流道 设计属于中径扩张形式，不是典型的三种流道的设计思路，这也主要是由于低压 涡轮的本身的工作性质决定的，这已经在前面的绪论中阐述过缘由。冷气喷射的 位置见图 。每一级都有冷气，具体来的冷气量参见上一小节表格，其中原型机 计算的过程中每一条冷气缝的默认为 图 。 低压涡轮的通流以及冷气喷射示意图 三维叶片的几何参数表达的信息量较大，这里只简要的将直观的叶片的几何 信息列于表 。从中可以看出导叶具有较大的弦长，特别是第一级导叶，其次该 表 展弦比 叶片相关几何参数 稠度 折转角 度 安装 角 度 弦长 原型涡轮的稠度均在常规设计的合理范围内，最后，前四级的叶片均具有较大的 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 折转角，这也是现代高负荷低压涡轮叶型设计的体现，而第五级的导叶和动叶的 折转角较小。 一维 分 析 一维程序简介 在方案设计的时候，一维设计是最先进行的流程，一维设计需要一定的经验， 好的一维设计需要相当丰富的经验，并且好的一维程序在某种程度上讲是高效优 秀涡轮设计的好的开始。此一维程序，是由哈尔滨工业大学自主开发的程序，针 对带有冷气的涡轮设计的，并且该一维程序考虑了冷气掺混、损失模型和变比热 计算。在考虑冷气掺混时主要是遵循质量守恒、动量守恒与能量守恒。但冷气掺 混损失的计算，一维是计算不准的。因此要经验修正。其中的损失模型采用 涡轮损失模型，在损失计算中考虑叶型损失、尾迹损失、二次流损失、间隙漏气 损失、攻角损失等。其中燃气物性采用的是变比热计算方式进行的，但是对冷气 引起的组分变化以及比热和气体常数的变化，由于是方案计算，程序中做简化处 理。 本文首先利用一维程序对该涡轮的设计进行初步的分析，并对该一维程序的 计算结果进行对比，对一维程序的计算结果有一定把握，该以为计算选择半设计 问题对原型的低压涡轮进行还原。该一维程序的主要思路是通过对整个涡轮的能 量分配为依据结合损失模型修整和对冷气的考虑编写的，并且是变比热计算程序， 有较好的设计理念。但是一维程序并不能涵盖具体而完全的几何信息，因此，一 维程序评估计算，并不能完全细致的还原原型低压涡轮的所有气动问题，但是对 整体的设计把握还是非常有意义的。 一维计算与分析 原型低压涡轮的一维计算采用的是半设计正问题计算，主要是给定功率分配 系数和反动度进行计算，其他的输入参数可以根据已经获得数据经过换算得出。 原型计算结果参见表 。 从性能指标的参数来看，一维程序对功率的评估过大，等熵效率 评估 的过低，这是由于一维程序在对原型低压涡轮进行还原时没办法保证几何形式的 一致性，并且一维程序本身需要对流场本身有一定的认识，才能在这种情况下保 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 证计算的合理性。本文进行一维分析的原因，一方面是对原型低压涡轮的设计有 一定的认识，其次主要是利用一维正问题分析进行优化改进设计，找出更加合理 的气动设计方案。 表 原型低压涡轮的一维计算分析 功率分配系数 反动度 级功率 速比 级负荷系数 导叶出口绝对气流角 动叶进口相对气流角 级出口气流角 导叶能量损失系数 动叶能量损失系数 级等熵滞止效率 总 总等熵效率 功率 从各级参数的匹配来看，第五级的功率较低，级负荷系数也较低，而五级涡 轮的反动度分配到比较均匀，第一级的导叶损失较大，主要是因为第一级处于较 大的子午扩张加上导叶的折转角比较大，预估叶型损失和二次流损失比较大。第 五级的动叶损失较大。总的来看，前四级的效率相对较高，第五级的效率相对较 低。具体的其他参数的分配比较参考图 。 反 动度 （ 主 轴） 速 比 （ 主 轴） 导叶能量损失系数 （主轴） 动叶能量损失系数 （主轴） 功率分配系数 （次轴） 级功率 （次轴） 级负荷系数 （次轴） 图 一维参数的各级之间趋势分布 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 准三 维 计 算 与分 析 准三维程序简介 本文使用的准三维 计的分析。该 程序是采用的是正问题方式行进原型低压涡轮的气动设 流面计算程序，主要是计算多级涡轮的 流面参数，可以帮助 分析总参数，以及参数沿叶高的分布。在工程实践中通过实践的验证，该 计算的结果是可以满足工程计算要求的。其中该 程序 计算程序主要包含比较出名的 损失模型、ВТИ 损失模型和 ЦИАМ 损失模型，在本文的研究工作中，所有 的 计算均是 ЦИАМ 损失模型为基础的。 各个损失模型的作简要的介绍，所有的损失模型都是建立在大量的实 关于 验数据的基础上，并且经过了严谨的数据分析才得到的。 损失模型提出的 比较早，后期该损失模型经过了重新的修整。 ВТ И 损失模型是当中包含了多种损失模型：比如叶型损失、尾迹损失、激波 损失、漏气损失和攻角损失等，除此之外，还根据 ЦКТИ 的实验数据和 МЗИ 的经 验数据对常规的直列叶栅进行了三维效果的损失修整，并进行了相对节距和出口 对损失系数的修正。该损失模型对于损失的分类比较多，并且计算的 速度系数 数据比较精确。 ЦИАМ 损失模型是俄罗斯科技工作者在对 多套叶栅实验数据进行分析而 得到的比较准确的损失模型，该损失模型在设计工程中经过了工程实践检验，相 对的精度较高。 该 程序的输入程序包括了入口总温总压随叶高变化的取值，以及进口气流 角，出口给定的是静压和参考半径；同时该 程序可以进行变比热计算，其中需 要给定燃气的物性。 计算结果的性能分析 针对前面一维的计算，对该低压涡轮的能量分配有了一定的了解，并且对该 涡轮设计的负荷也有了一定的认识。 在一维的基础上进行更为详细的 原型分析， 相对于一维而言， 为原型 计算的气动性能。 对于低压涡轮的原型可以进行还原分析。表 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 原型低压涡轮准三维 功率 计算结果 流量 总 总等熵效率 出口气流角 ° 出口马赫数 计算的功率相对于一维来讲有所降低，流量也有所降低， 程序在计算上 采用的几何数据更加准确，相对于一维程序采用的特征参数而言更加细致。 算的功率更小，效率达到 计 ，出口马赫数也处于合理的范围之内。 计算级参数分析 准三维 气动设计的最明显又是在于可以分析涡轮气动参数沿叶高的分布， 以及通过正问题计算可以很好地进行涡轮参数匹配的研究，见表 表 原型低压涡轮 。 级参数 功率 功分配系数 总 总等熵效率 反动度 膨胀比 级负荷系数 流量系数 速比 计算的结果显示整个低压涡轮的功率分配的趋势与一维的计算结果是相同 的，并且 结果显示第五级的效率和功率均较小。 计算的级负荷系数前四级均 比较大，呈现出典型的高负荷设计思路，并且五级涡轮的每一级的流量系数较大， 而 计算出来的第一级的流量系数较大，实际上在该低压涡轮中出现这种现象的 可能性较低。 计算参数沿叶高分布 前面的工作已经从总参数和各级参数方面对该涡轮的设计有了一定的认识和 把握。现在将分析每一级每一列的相关参数是如何分配的，对原型设计参数沿叶 高的匹配有一定的把握。 主要分析的物理量包括两方面：级参数沿叶高的分布，包括：反动度，级负 荷系数，流量系数，速比。列参数沿叶高的分布，主要包括：每一列的出口环量， 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 出口马赫数，进出口气流角，负荷系数，能量损失系数。具体参数参见图 级参数沿叶高分布 级负荷系数 流量系数 反动度 速比 列参数沿叶高分布 。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 动叶相对出口气流角 导叶出口气流角 动叶绝对出口气流角 导叶进口攻角 动叶进口攻角 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 导叶折转角 动叶折转角 导叶出口环量 动叶出口环量 动叶相对出口马赫数 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 导叶出口马赫数 动叶绝对出口马赫数 导叶切向升力系数 动叶切向升力系数 导叶负荷系数 动叶负荷系数 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 导叶能量损失系数 图 由 动叶能量损失系数 准三 维 计算参数沿叶高分布 的计算结果可以看出，该涡轮属于一个高负荷的低压涡轮，并且在航空 燃气轮机中，既要考虑利低压涡轮排气与风扇排气方面设计影响，故要有较高的 流量系数，又要为风扇提供较大的功率，涡轮具有较高的负荷，按照现在两者所 处在的水平，为了提高效率两者之间是互相制约的，可见原型低压涡轮的气动设 计是非常优秀的。 由 计算结果可得，随着级数的增加级负荷系数在逐渐降低，并且第五级下 降比较明显，并且每一级的负荷都在距根部三分之一的位置比较大，随叶高的增 加而降低，主要是因为三分之一附近虽然相对叶根具有较小的旋转速度，但是由 于其折转的较强烈。反动度沿叶高逐渐变大，变化较为剧烈。一导的进口端壁附 近存在较大的负攻角，而动叶基本上进口均处于不同程度的负攻角状况下。导叶 基本上中部具有较高的升力系数，而动叶的升力系数随着叶高的增加而逐渐增加， 动叶中上部的做功能力较高。总的来说第一级导叶存在较大的二次流损失，而第 五级的导叶存在较大叶型损失，而动叶中第五级主流区中存在较大的损失。 全三 维 计算与分析 数值模拟方法 软件简介 三维计算采用商业软件 有专门的后处理工具。并且 ，主要是因为 软件针对叶轮机械领域具 软件本身的求解器相对于现有的其他商业软件更 加先进，其采用的求解器是基于有限元的有限体积法，在这基础上对于每个网格 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 单元的积分处理更加全面和完善，并且 使用全隐式多重网格耦合的求解技术， 这样处理方法的优点在于使得计算求解速度大幅增加，并且还具有良好的计算稳 定性；最后， 本身的并行求解能力也是值得称道的，在现在数值仿真进入网 格数量巨大的时代，高效快捷地并行求解能力也是值得考虑的因素之一， 软 件提供的湍流模型相对丰富，针对计算域的处理也允许分块分区处理，针对复杂 的计算模型具有加好的求解能力。 在本课题的研究方向上， 针对旋转机械有完整的体系，具有多年的专业 经验，在本文的研究中主要使用 法，可以参见 的版本完成的。关于 的数值计算方 。 的帮助文件，亦可参见文献 计算模型与网格划分 五级低压涡轮的网格划分采用的是哈尔滨工业大学启动中心 自编的 结构化网格程序，网格程序主要是针对气热耦合计算开发的，具有较高的通用性 和网格质量，对叶轮机械气动设计所涉及到问题均有很好地支持，本文的工作主 要是针对气动问题展开的，本文针对 及 自编程网格和 网格，以 商业网格程序进行过对比，在计算结果方面，自编程网格没有出现任 何问题。网格程序具有较好的使用适应性和较快的网格节点生成速度，能够进行 多列叶栅网格同时生成，网格文件的生成迅速，使用 查， 列流道的网格质量均在 对自编程网格进行检 以上。 针对几何模型的实际大小，以及流动情况和湍流模型的综合要求，对原型低 压涡轮 列网格数为 四核八线程 万、 万、 万分别进行计算， 万以上需两台 内存的台式机并行计算，经过对比分析，以及后续工作的安排， 最终选用总网格数为 万的网格设置作为模板进行网格划分标准。 本文三维计算湍流模型选用 模型，采用的是多组分，变比热进行计算， 并且给定随温度变化的导热系数，关于动力粘度采用萨瑟兰德公式。 总体气动性能分析 表 是三维 计算的低压涡轮的一维总参数。气动分析的目标为冷却叶 栅的气体动力学效率，在航空发动机的效率评估中，我们一般不会把余速动能作 为损失，因此在气冷涡轮中采用涡轮的功率与燃气与冷气的可用能的比之作为该 低压涡轮的效率的评估参数，如式 栅的冷却空气总流量； 。 叶栅进口处燃气流量； 代表的是涡轮的功率； 可用能，定义方式分别为式 和式 ， 主气流可用能， 通过叶 冷却气体 为叶栅出口静压。该公式针对五级涡 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 轮则选择涡轮机出口参数进行计算，对于涡轮每一级的冷却效率也同样采用每一 级的进出口参数进行计算。 表 低压涡轮三维计算总参数 功率 流量 总 总等熵效率 出口气流角 出口马赫数 级参数分析 表 中为三维计算级参数的处理，其中可见功率分配中间级较高，两边较小， 第五级的功率依然最小；效率方面三维计算显示 级的效率不足 级效率均超过 ，而第 。反动度的定义方法是采用静压反动度，前四级的反动度相对 较高。级负荷系数显示前四级均是高负荷设计。流量系数也较大。速比均在 近，基本上可以看得出原型设计的比较好。 表 功率 功率分配系数 总 总等熵效率 反动度 膨胀比 级负荷系数 流量系数 速比 低压涡轮三维计算级参数分析 附 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 列参数分析 经过上面关于低压涡轮总参数与级参数的分析，可见原型的低压涡轮设计的 比较优秀，并且相关的衡量参数都不同程度上反映了该低压涡轮在匹配上的设计 思路，图 为低压涡轮的每一列出口的参数沿叶高的分布。关于图中所示的相关 数据的处理方式，采用进出口参数沿叶高流管法的处理思路；关于导叶和动叶能 量损失系数采用公式（ 式中， ）。 叶栅进口处燃气流量， 却叶栅后混合气体的平均速度， 通过叶栅的冷却空气总流量， 冷 主气流可用能， 冷却气体可用能。动叶所 需要的参数为相对参数。 级参数 载荷系数 流量系数 压力反动度 速比 列参数 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 出口相对气流角 气流角 ° 出口气流角 气流角 ° 折转角 出口绝对气流角 气流角 ° 折转角 角度 ° 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 出口环量 环量 出口环量 环量 出口相对马赫数 相对马赫数 出口马赫数 马赫数 绝度出口马赫数 马赫数 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 负荷系数 负荷系数 负荷系数 负荷系数 能 量损失系数 能量损失系数 能量损失系数 图 能量损失系数 低压涡轮三维计算参数沿叶高的分布 根（黑色） 中（红色） 顶（绿色） 图 低压涡轮根中顶三个 截面的型面压力分布 型面压力分布 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 叶片表面等熵马赫数分布 根（黑色） 中（红色） 顶（绿色） 图 低压涡轮跟中顶截面等熵马赫数分布 流场分析 前面对低压涡轮的总体的设计特点进行了分析，本小节将会对低压涡轮的内 部流动进行一定的分析，分离较大的是第一级导叶，吸力面出现了较大的分离， 并且在端壁处出现了较为明显的马蹄涡，前缘鞍点距离较远，由于来流的温度场 压力场以及速度场的不均匀性，再加之大折转角叶型的存在，吸力面出现较大的 分离，从而导致第一动叶动叶在根部和顶部均出现相应的分离。图 五级叶型的吸力面和压力面的极限流线，其中 所示的是第 图圆圈中显示的是叶片尾缘吸力 面附近出现的分离现象，旁边的熵的等值线图，显示了分离造成了较高的损失区， 型线设计需要注意的地方。 吸力面 压力面 图 第一级导叶极限流线 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 吸力面 压力面 图 第五级动叶壁面极限流线 冷气 图 图 通道涡与冷气之间的掺混 图 周向平均马赫数云图 显示的是第一级导叶前缘下端壁的冷气喷出后，在前缘马蹄涡的卷吸下 脱离下端壁，进入通道涡的核心处，在该不均匀的来流条件下，冷气的覆盖效果 相对较差。图 显示轴向平均马赫数云图，从中可以的看的出第一季动叶两端 处均存在较小的马赫数，第一级导叶根部由于流道扩张存在较低马赫数去，说明 该处的流动速度低，也是分离发生的地方，而后面的三级可以看出叶片中下部分 出口呈现较大的马赫数，流动速度较大，在该子午扩张的形式每一列叶片的高马 赫数的区域基本均处于中下部，而顶部由于间隙及二次流泄漏流的影响，均出现 不同程度低速区，马赫数比较小。 公司 低压涡轮核算分析 根据公开发表的文献，对 高效节能发动机计划中 公司设计的五级 低压涡轮进行全三维还原计算分析，这小节的工作主要在于能够借鉴已有数据， 对业界内比较认可的低压涡轮的设计进行学习，其次借鉴文献数据，对 低压涡 轮某一种工况进行数值模拟还原，对本文低压涡轮总参数衡量有一定误差大小的 认识。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 低压涡轮三维核算 低压涡轮的三维核算所采用的几何以及计算的工况、冷气相关参数的数据 均来自于 公布的报告，具体的通流和冷气喷射位置如图 图 。 低压涡轮子午通流以及冷气示意图 低压涡轮的设计特点分析 本文所计算采用最大爬升作为气动核算的工况，采用商业软件 格程序同上采用哈工大气动中心 万，计算方法同 为 平台下的网格自动生成程序，计算网格 小节所述。总参数以及级参数见表 表 低压涡轮三维计算总参数 功率 流量 总 总等熵效率 总膨胀比 出口气流角 ° 表 功率 功率分配系数 总 总等熵效率 反动度 膨胀比 级负荷系数 流量系数 速比 计算，网 出口马赫数 低压涡轮三维计算级参数分析 和表 。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 低压涡轮的级参数以及列参数沿叶高分布的数据参数没有罗列，关于 对于 的工作主要是针对已有的设计不错的低压涡轮与本文的低压涡轮进行总参数匹 配的对比分析，其次鉴于 低压涡轮有真实的数据作为依据，可以对 的结果进行评估，由于本文涉及的低压涡轮所在工况与 此也可以此对本文 低压涡轮非常形似，因 计算的结果有一定的指导意义。 低压涡轮的总参数显示：其三维数值计算的效率为 数据 高出 计算 ，相比文献中的 。主要是因为在计算功率和后处理等熵滞止焓降两方面存在 误差，结合这两方面因素，本文认为在本文的计算工况下，所采用的网格量，以 及对三维数值时采用的湍流模型和后处理分析时对效率公式中变量处理的方式共 同决定的，其中网格数量的影响因素如果按照前面的计算显示误差在 左 右， 其他由上下两个原因构成，但是总的认识就是在这种工况下以现有的计算方式求 解，三维数值计算会对五级低压涡轮的效率高估 左右，因此同样也采取相同的 方式来看待之前三维数值计算原型低压涡轮的效率。 关于该 低压涡轮的气动设计可以明显的看出，其功率分配也遵循中间高两 侧低的思路，第五级的功率相对更小。相近的总功率，但是 系数更高，第五级的负荷却相对较小，不是高负荷设计。 计的均小于 ，且在 低压涡轮的级负荷 低压涡轮的反动度设 附近。最后整体涡轮的每一级的效率显示，中间 、 级 效率最高，第二级效率最低，第一级效率比第二级稍高。 分层面对比分析原型涡轮的设计特点 前面已经分别在三个层面按照设计的顺序单独介绍了原型低压涡轮的气动设 计特点，虽然最终以三维的计算来确定最后的设计特点，但是这部分的工作时必 须需的，因为在之后的改进过程中，不论是以那个层面的设计为几乎进行改进， 都需要对对这三个层面上的计算结果作出合理的认识和分析，如果改进工作只是 局限于三维优化设计，那么前面和两个环节的工作可以省略，但是在全新设计的 时候，这三个层面的认识和分析都很重要。 本小节的工作主要是将前面原型低压涡轮的三个层次的放在一起横向比较一 下，加深认识和理解。 总性能参数三个层面对比 总参数对比见表 ，一维的功率估计的过高，这主要原因有以下几方面， 首先一维计算采用欧拉功的计算，其次原型的几何模型以为是无法准确还原的， 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 而且此基础上等熵焓降的计算也不是十分精确，但是总的来说一维对整体参数的 大致范围估算还是值得参考的。相比较而言， 与三维的计算上，功率，流量、 出口马赫数都计算的十分接近，而三维对效率的估算比 计算的要高 ，出口 的估算与三维计算结果偏差三度，在理解范围之内。 气流角 表 原型低压涡轮三个层面总参数比较 一维 三维 功率 效率 涡轮进口流量 出口气流角 度 出口马赫数 级参数三个层面对比 原型低压涡轮气动 有直接列出来，可见表 结果与 和三维分析的级参数见见表 ，一维计算匹配参数没 。从原型低压涡轮的五级参数的匹配来看， 计算的 计算的结果数值上会有些差异，但是分布的趋势基本上是相同的，而且 数据非常接近， 但是第一级的反动度和流量系数，三维和 计算的结果存在差异， 关于反动度三维计算的结果较大的原因，主要是因为反动度的定义方式采用压力 反动度的形式，而对流场数据的分析显示，一导进口速度为 叶出口的速度为 与喉部面积比值为 ，再结合一导根中顶三个 ，第一级导 造型截面的流道最大宽度 ，而流道子午面上沿着流向是扩张的，这就可以分析出一 导的实际作用只是对高低压过渡后的高速气体起到折转的作用，而没有起到加速 的作用，进口的高速气体已具有合适的动能，所以压力定义的反动比较高。 通过以上的分析，基本可以确定原型的低压涡轮的气动设计特点： 叶片负荷 有前面的三维计算跟中顶三个截面的型面压力分布可以看得出，该低压涡轮 的型线设计已经优化的不错，第一级由于大折转角，较大的三维分离产生，叶片 中上部，叶片前半部分承受较大的负荷，这也是一导实际的作用的体现。后面的 叶片的加载方式为均匀加载的方式，有的地方为了更好的设计采用了前加载的形 式。 级负荷系数 对于低压涡轮而言，级负荷系数大于 的基本可以定位为高负荷，不论是 计算还是三维计算均显示，该低压涡轮的前四级均为高负荷设计，第五级负荷 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 较低，并且分配的功率也比较低，第五级的流动处于低雷诺数流动状态，在高空 中运行的发动机低压涡轮的效率会受到明显的影响，为此过高的负荷，必然造成 第五级的叶型叶型摩擦损失急剧加大。 流量系数 流量系数反应了速度三角形的进口的形状，较大的流量系数显示出该级涡轮 的做功能力较低，较小的流量系数显示该机涡轮的做功能力比较强，流量系数的 选取十分重要，参见本低压涡轮的流量系数均在 级的做功能力一般，相对于高压涡轮 附近，可见本低压涡轮的每一 左右的流量系数而言，低压涡轮的流量系 数确实较大。三维计算显示第五级的流量系数比较大，因此也可见其功率较低， 并且配合更多的叶片数，一方面提供合适的功率，另一方面改善流动，保持较高 的效率，对排气也有利。 原型低压涡轮三个层面级参数比较 表 功率 功率 分配 系数 总 总等 熵效率 反动 度 膨胀比 级负荷 流量系 系数 数 速比 几何折转角 由 节给出的平均半径处的叶型折转角可以明显的看出，该低压涡轮的叶 型前四级均采用了大折转的思路。这种设计思路可以增加叶片的气动负荷，但是 会造成较大的叶型损失，如何设计出优秀大折转高负荷叶型仍是现代涡轮气动设 计的难点和重点。 综上所述，原型为高负荷涡轮，各级的级负荷系数、每一级的流量系数、叶 片负荷和几何折转角均很大，显示出低压涡轮原型设计很优秀，这增加了改进设 计的难度。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 功率 总总等熵效率 反动度 膨胀比 级负荷系数 流量系数 速比 图 原型低压涡轮 、 和 低压涡轮 计算结果对比 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 列参数三个层面对比 本小节结合前面的工作针对 与 计算得到的匹配参数沿叶高的分布， 对该低压涡轮参数沿叶高的设计特点进行对比分析。总的来讲级参数与列参数沿 叶高的分布整体上两者的趋势是非常接接近的，三维计算由于更能精确的描述涡 轮内部细节的流动而在沿叶高分布的端区附近出现不同于 的分布，但是这不影 响对低压涡轮的参数沿叶高匹配的设计，至于流量系数和反动度的差异，前面已 经有阐述。总的来说， 的评估是非常值得借鉴的。而且由参数沿叶高的分布， 可以看得出原型低压涡轮采用可控涡设计的痕迹；并且均匀的压力分布再结合较 小前缘直径，导叶前缘偏向于设计成椭圆形，当然前缘也可由圆来表达。 本章 小 结 本章主要从一维、准三维 、三维 三个层面对原型低压涡轮的气动设计 进行详细的计算，对原型低压涡轮的整体参数，以及能量的分配，参数的匹配， 以及流场的流动细节进行研究，对原型低压涡轮的气动设计特点进行了分析，并 与美国高效节能发动机计划中 公司设计的低压涡轮进行了三维 数值仿真， 与本文研究的低压涡轮进行了详细的对比分析，对大涡扇发动机的低压涡轮的气 动设计特点有了更进一步的认识。 经过上述的总结，原型为高负荷低压涡轮，各级的级负荷系数、每一级的流 量系数、叶片负荷和几何折转角均很大，显示出低压涡轮原型设计很优秀。在此 基础上，对原型低压涡轮中存在一些改进性的思路和工作将会在下一章进行介绍。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 第 章 原型低压涡轮优化及改进工作 引言 针对以上对原型低压涡轮的认识，以及相应的流场分析，与上一章的工作思 路相通，分层次对原型低压涡轮的气动设计进行优化工作，根据时间需要和工作 量的分配，对每种层次的优化采取不同的措施进行。本章主要是在前一章的基础 上，分别在不同的设计手段上，针对不同的问题对原型低压涡轮的气动设计进行 优化，探索较好的改进方向，为下一步的更深一层三维型线调整指定方向，也在 同时对涉及到低压涡轮气动设计相关的改进工作有进一步的认识。本文的改进工 作主要是建立在叶型优化的基础上，而对于子午端壁改进涉及到其他相关结构的 变动，故不作研究。 针对原型低压涡轮的优化主要采取的措施叶片的造型截面的参数化的叶型进 行优化，针对流动存在分离而对叶片的积叠的优化，以及针对原型低压涡轮匹配 进行优化。其中由于时间方面的约束，以及 列叶栅相对较多的叶型参数，以及 三维计算较长的时间，因此前期工作为了提出效率，确定方向，采用一维和准三 维优化为基础，三维校核为指导的方式进行，主要是为最终确定合适的指导性的 的调整方案做基础，方便下一步的工作的开展，本章工作主要目的是在各个角度 优化改进的方案，选出合适的指导性的方案。下面将分别介绍本章具体的工作成 果。 针对原型五级低压涡轮的叶型优化工作主要是建立在一维正问题、拟子午型 线回转 薄片平台、准三维 计算的基础上，充分利用两者较快的计算速度， 加快选型工作。 一维 优 化 优化变量及目标 针对一维半设计问题的特点，以及本文的工作，一维优化选取的优化变量为 无级低压涡轮的功率分配系数和每一级的反动度。优化目标为总总等熵效率最大 化，同时为了保持原型低压涡轮的特性，需保持优化过程的低压涡轮的流量和出 口气流角不变。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 优化算法 由于对优化变量和优化目标之间的关系不明确，优化为单目标优化，以及一 维计算具有非常快的求解速度，根据优化算法的特点选取自适应模拟退火算法作 为一维优化的算法。 模拟退火算法的理论知识可以查阅相关的文献和书籍，针对模拟退火算法提 出的想法是建立在模拟退火的过程上，将组合优化这个过程与统计热力学的热平 衡问题进行了一定对比分析，两者具有很好的相似性，按照这个思想提出该算法， 具体一点的过程可以描述为：在优化的过程中，从初始点开始进行，每完成一步， 就会对该优化的目标函数进行相应的分析评估，算法本身设有相关的函数，对于 该计算步进行分析，并对下一个计算步产生一定的影响，随着算法中模拟温度参 数的函数值的下降，结合概率跳跃特性，算法可以在解空间随机寻找目标函数的 全局最优解。自适应模拟退火算法 是模拟退火的改进算法，相比于传统的模 拟退火算法而言具有更优良的全局求解能力和计算效率，自适应模拟退火算法具 有以下优点：能够处理任意系统、能有效的搜索全局优化解、非常适合处理连续 与非连续的设计空间、具有较好的收敛性、适合处理实数型和离散型的设计变量。 优化结果及分析 优化后的变量见表 的参数见表 ，优化目标效率由 提高到 。 表 功率分配 原型 系数 优化 反动度 原型 优化 原型方案和优化方案对比 。具体优化后 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 图 功率分配系数 图 表 参数 原型方案和优化方案比较 级 第一级 第二级 功率分配系数 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 级等熵滞止效率 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 级功率 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 级反动度 第三级 第四级 第五级 第一级 级负荷系数 反动度 第二级 第三级 第四级 单位 原方案 优化方案 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 参数 级 级负荷系数 第五级 第一级 第二级 级出口气流角 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 导叶能量损失系数 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 动叶能量损失系数 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 速比 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 导叶出口绝对马赫数 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 动叶出口相对马赫数 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 动叶出口绝对马赫数 第三级 第四级 第五级 单位 原方案 （续表） 优化方案 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 参数 级 单位 原方案 （续表） 优化方案 第一级 第二级 导叶出口绝对气流角 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 动叶进口相对气流角 第三级 第四级 第五级 第一级 第二级 动叶出口相对气流角 第三级 第四级 第五级 透平出口气流角 总等熵效率 总轮周效率 总功 经过对原型方案和优化后的方案进行对比，优化结果显示将前三级的功率提 高，并降低第四级和第五级的功率，并且提高前四级的反动度，降低最后一级的 反动度，效率提高了 。 反映在速度三角形如下面的示意图：图中前三级的速度三角形如图 级的速度三角形如图 ，第五 ，有速度三角形明显得出，前三级的做功能力下降，并且 反动度升高。而第五级的做功能力较大，流量系数变小，反动度略降。 图 前三级速度三角形优化前后对比 图 第五级速度三角形优化前后对比 由能量损失系数可见前三级的导叶能量损失均下降，而后两级导叶能量损失 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 均升高，动叶的额能量损失系数均下降。 拟子午型线回转变厚度 薄片优化 平台介绍 本文所采用的拟子午型线回转变厚度 确的几何模型为基础，借助 的涡轮开发的 薄片计算平台是哈工大气动中心以精 全三维粘性求解器，针对可以带有叶片气膜冷却 流面计算平台，主要作用是对型线设计的快速计算反馈估算的程 序，并且在一定程度上可以应用于多级涡轮的匹配设计。相对于以往的平面等厚 度的 流面程序而言，可以考虑环形效应、冷气影响以及最重要的多级计算能力。 计算流程见图 。 叶形 叶形 叶形 跟中顶三截面 跟中顶三截面 跟中顶三截面 三 维叶 片 文 件 三 维 叶片 文 件 三维叶片文件 子 午型 线 几何读取 薄片域的展向位置、厚 程序 度径向网格数均由网 优化算 格程序输入变量控制 法 网格划分 程序（直接处理成薄 片域） 全三维计算分析 薄片网格文件 全三维计算分析 全三维计算分析 图 计算平台的流程图 其中流程图中的虚线框内进行三维 薄片计算，有两种处理思路：一是将 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 跟中顶三个薄片的计算分别调用 域用一个 求解器进行计算，二是可以讲三个薄片计算 求解器进行计算，两种思路都是可以的，考虑到并行计算资源的问 题，可以选用第二种思路，并且整个流程的实现会更加方便。 图 拟子午变厚度 薄片计算域网格 优化变量及优化目标 薄片优化所采用的叶片造型程序是有哈工大开发的 程序（图 参数法造型 ），该叶型程序的设计思路非常适合涡轮气动设计，造型程序具有利 于涡轮气动设计的控制变量，具有较好的物理意义。在优化方面方便优化改进设 计。 其中优化目标的定义方式如公式 ，只是将冷气组分去掉即可。 参数化叶型示意图 图 本文将所有原始叶片采用三个界面的拟合方式进行拟合，得到 型文件，每个叶片三个截面， 变量进行优化分析。再结合 列叶片 个截面，对这 参数法的叶 个截面共计 个 优化 薄片计算算的特点和功能，以及对涡轮设计的把握， 主要选取的优化变量有，第一级导叶三个截面的有效出口气流角、其余所有截面 的几何进气角和有效出口气流角。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 优化算法 本小节采用的 薄片计算的方式，五级低压涡轮 列全部计算的时间为 分钟。并且针对该问题，不能把握最优解集的空间，因此仍采用全局搜索的优化 算法，结合计算时间和算法特点，选取多岛遗传算法 作为 薄片优化的算 法。 多岛遗传算法是在遗传算法的基础上发展出来的，其思想是由生物进模仿生 物遗传繁殖机制，算法本身在优化的时候会对优化的解空间的每一个个体进行编 码，编码的形式有多种，并对相应的遗传的编码进行先关操作，操作的形式类似 于生物进化中的遗传，比如选择、交叉、变异等，经过一定次数的繁殖更新便会 从新优化出来的种群中寻找最佳的解。多岛遗传算法经过了多次的改进和发展， 现在具有更好的适应性和更高的循优效率。 根据优化变量个数，研究问题，优化算法特点，合理给定多岛遗传算法的给 定参数。 优化结果分析 所示为优化前后变量的改变，其中变量的说明如下： 代表导叶的几何 表 气流角， 代表动叶的几何气流角；后面的三个数字，第一个数字代表导叶或动 叶的进出口，定义方式同叶轮机械原理相同，导叶是 叶是 和 和 和 （ 和 ，第二个数字代表叶片排序号，第三个数字代表由跟至 顶三个造型截面。 表 优化变量 ）；动 优化变量优化前后对比 原型 优化 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 优化变量 原型 优化 （续表） 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 优化变量 原型 （续表） 优化 对于每个截面的优化后的三维校核结果见如表 。 薄片优化后将三个截面 组合后进行全三维校核，校核的结果显示根部界面的优化效率提高最为明显， 叶高处效率提高幅度较小，而顶部截面的效率降低 率提高了 ，最后总的三维的气动效 。 表 三个截面优化后的结果对比分析 方案 效率 效率提升 三维校核 表 为三维校核后的具体参数： 表 薄片优化后三维计算总参数 功率 流量 总 总等熵效率 出口气流角 对于优化后每一级的参数参见表 出口马赫数 ，优化后的结果反动度与动率分配两方面 与一维优化的结果的趋势是接近的，反动度前四级升高，最后一级降低，而功率 分配是前三级降低，后两级升高，前三级的级负荷水平降低，后两级略微升高。 效率方面来看，优化后第一级效率降低，第二第三级效率增加，从优化后的气流 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 角来看，导叶有效出口气流角改变基本上负荷常规设计思路，唯一不同的是，在 流量改变较小的情况下，其优化后的角度改变在径向体现出差异性，改变动叶功 率沿叶高的分布实现的，从而实现功率的增加。 表 薄片优化后三维计算级参数分析 功率 功率分配系数 总 总等熵效率 反动度 膨胀比 级负荷系数 流量系数 速比 准三 维 正 问 题优 化 设 计 通过前面的分析， 说十分近似，而且由于 础上，采用 对该五级低压涡轮的评估与三维粘性计算的结果总的来 计算速度快，因此在前面一维优化和 流面优化的基 程序对该五级涡轮的设计进行匹配优化。针对叶片造型程序的设计 特点，选用两种设计思路的造型程序进行优化设计，主要是基于 法和 的 两种叶型设计思路；关于 的特点，前面已经介绍。 参数 参数法的叶型设计软件 这个造型方法是建立在几何的基础上的，并且 操作界面良好，所见即所得使用感受对叶轮机械的气动设计非常有帮助，并且， 由于纯几何式的造型软件在涡轮设计的时候也有其非常重要的一面，无论前期的 改进，还是后期的型线调整，均有较好的使用价值。 基于 本小节以 参数化叶型优化 参数法的形式参数化叶片，以准三维 压涡轮进行优化设计，由于 计算为依据，对原型低 是建立在准确的几何形式上的计算程序，因此 可以针对几何做的优化比较多，比如叶型优化，弯叶片优化，子午流道优化，以 及叶片排间距优化，但是根据 现有程序的特点，我们仅以叶型优化为例作介绍， 其他的工作不在本文介绍，针对叶型的优化，由于 计算程序对于叶型型线的精 确程度的敏感性不强，因此优化工作主要偏向于匹配相关的角度的优化。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 优化变量及算法 由于造型方法与 薄片计算是相同的，并且 对叶型型线细微的变化敏感 性不是十分强，因次本小节在进行优化变量的选取上，同上一小节，主要选择的 是几何进气角、有效出口气流角，叶片采用相同位置的三个截面参数化的叶型表 达。 优化算法选取的原因与 薄片优化的相同，不同之处在于 算法的岛代群的参数不一样，相对而言， 优化多岛遗传 计算具有较大的样本空间。 优化是保证流量变化在合理范围之内，满足要求，出口气流角也在约束范围 之内。 优化结果分析 表 所示的是基于 表 优化变量 参数法优化之后优化变量前后值对比。 优化变量优化前后对比 单位：度 原型 优化 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 优化变量 基于 参数法的 原型 优化 优化气动效率由原来的 后的结果进行全三维校核，三维校核的结果见表 （续表） 提高到 和 。 。对于优化 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 对于最关注的三维校核的气动效率而言，并没有提升，反而降低，该优化方 案下，第一级和第五级的功率降低明显，整体涡轮的气动性能下降，其中第一级 的气流折转造成的静压的升高，这对损失的增加有利，这也是 程序和三维程序 处理之间的差异造成。 表 优化后三维校核性能参数 功率 流量 总 总等熵效率 出口气流角 出口马赫数 表 优化后三维校核级参数分析 功率 功率分配系数 总 总等熵效率 反动度 膨胀比 级负荷系数 流量系数 速比 从级参数的分析上来看，优化之后的结果第一级、第二级、第五级的效率均 下降，只有第三级和第四级的效率提升。 造型优化 基于 造型程序相对于 参数法造型程序而言具有较好的型线控制能力， 并且方便型线设计，其次改造型程序对于叶片角度相关的物理量的控制较好，因 此本文小结采用 程序作为叶片几何优化的工具，仍将以 计算为基础， 优化的出发点还是建立第一级和第二级叶片在轴向与径向的匹配，之所以选择第 一级和第二级，是因为前两级的流动状况较差，损失相对加大。最终对优化后的 结果进行三维校核验算。 叶片造型简介 造型程序偏向于纯几何形式的造型程序，针对一些问题具有很好的 优势，加上良好的用户界面，对于叶轮机械的叶片以及流道设计非常实用。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 轴流涡轮的叶片造型根据 一、 的特点，主要由以下几部分构成： 流面定义 本文低压涡轮叶片造型采用的是平面流面，见示意图 。第一级导叶由于原 始叶型相对较复杂，选取四个截面对一导进行拟合，第一级动叶和第二级采用三 截面的造型方式对原始叶片进行拟合。 机匣 流面 轮毂 图 二、 平面流面定义 图 积叠点位置定义 积叠定义 积叠定义一般涉及到三个相关因素，一是基准截面位置，二是积叠点的选择 （图 ），三是积叠截面的偏移量（图 和 ）。本小节的优化没有改变原有 的积叠方式。 向 展 向 展 顶部 ╳ 顶部 ╳ α α α α α α ╳ ╳ 根部 根部 θ 图 三、 轴向积叠线定义 周向积叠线定义 二维叶型定义 本小节二维叶型的定义，采用的是 构建的。其中控制叶片角度的量见图 和 图 与 ，本文的优化变量选取的是 的 形式 ， 。这三个几何形式的量反映到二维叶型上便可以对叶片的几何进气角， 安装角，几何出气角进行控制，但是这三个角度不与物理意义上的角度相对应。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 贝塞尔曲线控制点 贝塞尔曲线 控制点 中弧线 吸力边 曲线 β γ β 压力边曲线 中弧线 轴向弦长 图 中弧线定义 图 压力边和吸力面压力边定义 优化设计 整个优化过程如下：前期需要将四列叶片的 个界面的叶型拟合好，将原始 的数据点文件拟合成上一小节介绍的参数化形式的叶型文件，关于拟合的精度问 题，设计者可以根据自己的经验来把握，只要合理即可，本文的每个截面的叶型 拟合的精度较高。将拟合好的参数化文件作为优化软件的写入文件。其次将拟合 后的参数化文件 （ ）转换成 文件为 计算程序的 这个过程中涉及到叶片前尾缘的拟合工作。最终利用 文件做准备， 程序进行计算。整个过程 由优化软件调用，进行循优。 本文给的优化变量的范围基本在 范围内，优化样本空间在 基本收敛。 优化结果与分析 优化之后的优化变量整理如表 表 优化变量 第一级导叶 造型 优化后 ： 优化前后对比（单位：度） 原型 多， 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 优化变量 优化后 （续表） 原型 第一级动叶 第二级导叶 第二级动叶 对 优化后的结果进行三维校核，优化后的效率由原来的 。对此进行三维校核。 三维校核结果见 和 。 提高到 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 基于 的 功率 优化后三维校核总参数 流量 总 总等熵效率 出口气流角 表 出口马赫数 基于 的 优化后三维校核级参数分析 参数 功率 功率分配系数 总 总等熵效率 反动度 膨胀比 级负荷系数 流量系数 速比 通过加过可以看得出，明显低一级分配的功率不够，前两级效率非常低，而 三级的效率也非常低，可以确定的是二三级匹配不够好，第一级的出口气流角优 化不合理，流量变小，喉部面积不够，除此之外前两级的三维流场显示，流动分 离较大，叶型损失较大。 其实针对于最后优化后的叶型与原型之间的对比，可以看出， 角 度变 化过大造成了动叶叶顶型面出现的流道收缩特别剧烈的现象，并且出口几何气流 角与有效出口气流角之间存在较大的差值，结合三位计算结果分析，这对流动是 极为不利的，而本小节仅仅采用 进行角度优化，实际上如果能结合吸力 面和压力面的控制点进行优化，将角度与型线之间的匹配结合起来会更加合适， 但是过多的优化变量也是另一个要面对的问题。 优化比较以及方案定型 本章的工作主要是通过优化技术在叶轮机械气动设计优化领域所带来的便捷 性以及较低的经验依赖性，通过优化来选取低压涡轮气动改进的方向，在优化的 过程中选出合适的方案，为进一步的型线设计工作做基础。从本文低压涡轮以不 同的设计方法的基础上进行的气动优化结果来看，采取 造型方式的优化 结果并不十分理想，整体的总参数均没有满足要求。因此，以拟子午型线回转变 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 厚度 薄片优化和 参数法 匹配优化两个为对象，对比分析优化后的结果， 并进行最终的选型。 初步选型的依据建立在以一维参数的基础上。总的来说，基于 结果相对于 参数法 薄片优化的 优化的要好。 原型 原型 薄片 薄片 优化 优化 功率 总总等熵效率 原型 原型 薄片 薄片 优化 优化 反动度 膨胀比 原型 级负荷系数 原型 薄片 薄片 优化 优化 流量系数 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 原型 薄片 优化 速比 图 以图 相对于 原型、 薄片优化、 为例，其中总的来讲， 优化三维校核对比 薄片优化对原型得压涡轮的参数匹配改动 优化改变的幅值要大一些，对整体的功率的分配，和反动度的改变都要 大一些。 薄片优化的结果，功分配和反动度的变化趋势与一维优化在变化趋势 上非常相似，前三级的负荷均下降，略微提高了后两级的负荷，而相应的流量系 数均出现了减小，负荷改变的同时，降低流量系数来保持做功能力，并保证了五 级的效率。 下一步的工作可以建立在 薄片优化的结果上，针对低压涡轮的叶片进行更 为细致的修改，从流动的本质方面寻求对效率的提高。 本章 小 结 本章针对上一章原型低压涡轮的气动设计特点进行了分析，对大型涡扇发动 机的低压涡轮的气动设计特点有了深刻的认识，并且在该基础上进行一维优化， 紧接着以准三维 计算为基础针对气动设计中的一些问题进行了优化设计，并得 到了显著的成果，一方面在气动优化上得到更高效率的气动设计参数，另一方面 针对气动设计中的一些问题的把握认识更清楚。其次，采用拟子午型线回转变厚 度 薄片的气动优化方法，针对原型低压涡轮进行气动改进设计，提升效果明显。 最后针对所有的优化工作，选择 进一步的工作。 薄片优化的结果做为低压涡轮气动优化设计的 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 第 章 低压涡轮一导与子午型线结合弯叶片研究 引言 综合前面三位计算结果，第一级导叶存在较大的折转，造成气流在流动的时 候存在较大的横向压力梯度，并且，扩张的流道自然而然带来的是上下端壁处的 分离程度变得更加容易，在这两者的作用下，第一级导叶便会出现较大的二次流 现象，吸力侧和压力测马蹄涡的形式都相对明显，而且由于在低压涡轮里，第一 级导叶想的现场相对较长，叶片的高度相对较小，因此无论叶片的展弦比相对较 小，一方面需要对气流进行折转，一方面有会存在横向流动，因而便使得形成的 上下两个通道涡占叶高的比例很大，因此如何提高第一级导叶的效率，降低叶型 损失是可行的，有损失沿叶高分布可见，如何降低第一级导叶的端区损失，二次 流损失时更加重要的。 在端区损失控制技术和降低二次流的可行性方法中，主要有子午流道的几何 设计、可控涡的设计想法、附面层处理、机匣处理、叶片的三维设计。涡轮中， 弯掠叶片技术的使用要更加普遍，弯叶片在涡轮中的应用已经是非常常见了，但 是在涡轮设计中已经是一个必须要考虑的设计因素之一，因此本小节将会对这个 比较老的技术进行必要的研究分析，以此来考量弯叶片技术在大折转大扩张低压 涡轮导叶中的应用状况如何，研究弯叶片技术在低压涡轮中所带了的影响。 与子午型线结合弯叶片设计 与子午型线结合弯叶片思路 在传统设计涡轮叶片的时候，一个三维叶片的形成是由多种思路可以设计的， 基本上都可以归纳为一个三维叶片是由多个基本的造型截面沿着一条积叠线穿起 来形成的，其中积叠线的形式没有太多的形式，基本上只有弯和掠两种形式，相 比较而言叶型的设计形式就比较多，比如平面设计、圆柱回转面、圆锥面、斜平 面、径向无量纲高度翘曲面等，其中非平面设计的都可以称为三维型面设计，而 三维型面设计的好处就是在针对三维流动比较复杂的情况下，针对平面设计的攻 角在设计的时候相对较复杂，三维成型就比较好的解决了该问题，并且在端壁附 近的叶型设计的时候，三维型面设计就会方便许多。为此一些商业软件真对叶轮 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 机械的造型设计开发了三维型面设计的方法，但是由于三维型面设计的自由度更 多，一般情况下的几何设计都是纯几何式的设计思路，仅仅伴随着较少物理意义 明确的物理量，在设计的某些情况下不是十分方便。而在涡轮的气动设计中， 的设计方法是非常具有使用价值的，但是其设计型线是在一个平面上 进行的，因此针对子午扩张较大的叶片设计需要将设计平面放到流道外边，而在 这种情况下进行弯叶片的设计时，如果弯流道过渡缓慢，弯叶片在流道内的分布 比较合适，但是子午流道过渡迅速，成弯叶片在流道流向上存在的空间分布会不 均匀。常规弯叶片的设计时候，采用的积叠方式直接针对原有的造型截面直接进 行周向轴向的偏移。 弯叶片积叠线与叶片参数化 上一小节给出了与子午型线相适应新型弯叶片提出的原因和思路。本文所述 的新型弯叶片的思路如下：首先按照正常的 叶片几何文件（如图 方法得到没有弯掠形式的 ） ，针对原始的叶型文件与子午型线进行相贯线的求解， 并且以上下端壁的子午线对整个三维叶片进行插值，这样会得到一定数量的翘曲 的叶片型面（如图 ）。 积叠线的参数化如（图 线的参数个数为 参数 θ ，理论上积叠 ），它的组成形式是 个，包括 θ， ， ，∝ ，∝ ，∝ ， ， 。但是实际上其中的 是可以去掉的，因此在本文的设计过程中只有七个变量。而积叠线设计是 无量纲的，根据每个轴向位置的叶高在还原到三维叶片上。 由子午型线截取的翘曲叶型得到的坐标点结合子午型线截取的弯叶片积叠线 的偏移量偏移原始翘曲型面而得到三维的弯叶片，而改弯叶片是随着子午扩张的。 这样，避免原始弯叶片的形式由于子午型线的剧烈变化而导致叶片前缘部分没有 弯掠效果。 图 原始的造型截面示意图 图 经过子午插值的截面示意图 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 向 展 顶部 ╳ α α α ╳ 根部 θ 图 积叠线的参数化 低压涡轮导叶弯叶片研究策略 由于弯叶片的应用现在还没有一个特定的研究成果显示究竟在合适如何应用 弯叶片技术，以及弯叶片是如何进行设计的。在这种情况下，本文针对该低压涡 轮导叶在设计工况下采用弯叶片技术进行研究。为了尽可能方便而全面的了解弯 叶片应用的效果，本文针对特定参数化弯叶片积叠线的参数采用枚举法进行大量 的计算，通过编程实现了自动计算自动分析。 弯叶片样本空间给定 本文的低压涡轮的导叶进口存在较大的气流角，并且气流角沿叶高分布不均匀， 针对这种情况下，弯叶片的设计不确定性较大，因此采用试验设计里的全因子的 思路，进行批量的计算，研究弯叶片设计在低压涡轮中的应用，并分析其对流畅 的作用情况。 由于每个变量存在较大的变化范围，因此变量的水平数较多，比如每个变量有 三个水平，则会形成 个计算样本空间，现有的技术无法完成这样的计算量。因 此，本文为了降低计算的数量，一方面合理的分配没一个变量的水平数，另一方 面假设两端的积叠线只对相应附近部分的流动产生影响，将整个积叠线分成上半 部分和下半部分，分别进行批量计算研究。因此，现在的计算量分别是 个，但是由于当 时，其他晾在变化的时候，积叠线的作用是不存在的，因此 筛除掉相同的积叠线，根部和顶部批量计算的算例分别为 弯叶片进行计算。 个，因此对 个 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 参数名称 根部弯叶片计算参数变化取值 参数组合变化取值 ， ， ， ∝ ， ， ， ， ， 度 根部弯叶片计算参数变化取值 参数组合变化取值 ， ， ， ∝ ， ， ， ， ， ， 表 参数名称 ， 单位 ， ， ， ， ， 单位 ， ， ， ， ， ， ， 度 弯叶片计算域的选择 弯叶片的几何形式必然会对叶片流道内的流动产生一定的影响，其中会改变 叶片表面的径向压力梯度，以及会导致低能流体的迁移，使得导叶出口截面的参 数径向分布发生改变。如果只计算单列叶栅无法给出合适出口边界条件，为此计 算域选择前两级进行计算，两级计算域的选择是在多种弯叶片形式下计算考核确 定的，基本上两级可以满足计算的要求。 弯叶片批量计算平台 为了能够对这么多的算例进行计算，本文编写了批处理程序，程序包含了计 算模型的建模，网格划分，以及计算，后处理，结果分析，结果文件归类存放等， 整个计算的流程见图 ，该平台是由 语言编译的。该平台会对计算完 成的算例进行后处理分析，并自动新建文件，实现结果文件的分类存放，以便后 期的分析处理，并且对每次计算的算例的计算结果进行分析，分析的数据信息会 直接存放到文本文件中，便于对批量计算的结果有直观式的比较。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 固定设计参数（叶型） 变几何设计参数（积叠线） 三维 气 动 计算 网 格 生成 工 具 气动计算网格 调用 求解器与后处理软件 循 环 迭代 计算 控制器（筛除 相同 的 积 叠 线） 气动特性参数 结果文件的分类存放 数据整理 图 弯叶片批量计算的平台 低压涡轮导叶弯叶片应用的影响分析 对于本文工作最关注的问题是在满足条件的情况下，达到最好的效率，首先是 研究导叶弯叶片对第一级效率以及匹配参数之间的影响，其次是通过对性能参数 影响较大的弯叶片的进行流场研究。 对于导叶弯叶片的研究中，效率的评估是这样考虑的：弯叶片的使用会对下游 流动产生影响，由于无法估算具体产生影响的大小，采用两级计算，因此衡量弯 叶片在效率方面的提升也建立在两级的基础上，而最终会放在五级当中进行核算 具体的收益如何。 单纯从效率的角度出发，针对根部和顶部分别采用弯叶片的技术而言，顶部叶 片的采用造成的两级涡轮效率变化范围为 ；而顶部会改变造成的范围为 定不对效率的影响比较大；如果从相对于原型效率的提高来看，根部采用弯叶片 仅仅使得两级涡轮效率提高 ，提升的效果不是很明显，第一级效率没有提 高，仅仅是由于采用的根部弯叶片使得第二级效率略有提高；顶部采用弯叶片技 术却使得两级效率提高 ，提升效果明显，第一级效率提高 。 针对于出现这样的状况，下面将会分别对根部与顶部两种弯叶片的所表现出来 的结果进行分析，分两方面：一是针对与原型之间的比较，分析为什么效率提升 的不明显；二是分析效率最优与最差的弯叶片方案出现该现象的原因。 ， 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 根部弯叶片技术的分析研究 我们将根部所有形式的积叠线的计算结果放在一起（图 率影响比较敏感的地方在 °， ， ），积叠参数对效 时，也就是说，当三个变 量分别处于这三个数值中的任何一个的时候，效率受其他物理量的影响造成的改 变会比较大。从图中标出的效率最小的边界线来看， ， 在取值的两端，如果与 配合的不合理就会出现效率低的情况，弯角越小，自然对效率的改变能力 也越差，但是相对地来讲，如果原始叶片设计的比较好，其采用弯叶片的可能性 也可以降低，并且这也是本质上的体现，在这三种情况下的，有其他两所带来的 变动实际上也是最大的。 图 所有根部弯叶片积叠方案的对比（图中 、 放大十倍） 从上述的图表中我们按照三条曲线，分别分析在这三种状况下，两外两个变 量是如何影响效率的。 从图 下， 至 与 中很明显看得出上面三种情况下的的效率分布图，在相同的 对效率的影响上， 和 在整个范围内均有获得高效率的可 值越大则效率越低。图中的网格点是所对应的计算方案，当 能性， 时，大部分的样本空间处于较高的效率范围内，但是这种状况下， 和 的匹配不合理的话，效率相反会更加低。当 处于较高水平的范围比较小，并且当 半个叶高，当 与 如果 处于较大值的时候，效率 的时候，弯叶片的几何改变已经占据 的绝对值比较大的时候，效率变化比较大，而此时 时效率较高，此时积叠线在几何上体现出来的是在无量纲位置 匀缓慢，当 ° 较大的时候，积叠线在几何上体现出来的是 值比较小 处折转的比较均 的位置折转的比 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 较迅速，但是效率却降低。 ° 图 、 效率等值线图 图 、 图 、 效率等值线 效率等值线图 其中一导根部弯叶片采用后效率最低与效率最高的方案与原型的方案气动参 数对比见表 。其中可以发现积叠线参数 一变量，对应的相应的积叠线参见表 当弯高较大的时候，并且 是三个算例中引起效率变化的唯 右侧。效率最高最低的方案均是正弯叶片， 值较大，呈现出的弯叶片过度的比较剧烈，效率降低 的特别明显。 对根部采用弯叶片技术的三个方案的流场进行分析，首先对第一级导叶出口 截面的总压云图进行分析，选取总压而没有选取损失的原因出于考虑匹配方面的 考虑，实际上我们关心的是能量传递到动叶的状况，由出口截面总压云图可以看 得出，弯叶片改变了出口截面的燃气能量的空间分布，弯高 的方案中根部的通 道涡和吸力侧马蹄涡分支两股低能流体核心位置均上移，其中的一股低能流体与 上端壁的通道涡的低能流体汇合，增加了掺混，除此之外由壁面极限流线看出吸 力面的出现了明显的分离和回流，而在设计弯叶片时是极力避免这种状况产生的。 相比较而言，弯高 的方案显示的结果显示第一级效率没有改变，而两级效率提 高，这也说明实际上进行弯叶片的设计的时候不一定要建立在一列叶片的基础上 去衡量，实际上弯叶片所带来的增益可以在后面的流动中体现出来，也显示了弯 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 叶片在匹配方面具有一定的实际价值。 根部弯叶片计算结果 表 效率最低 参数 方案 原型方案 效率最优 方案 效率 最高 度 流量 第一级效率 第二级效率 效率最低 两级效率 第一级功率 原型 第二级功率 效率最低 原型 效率最高 图 根部弯叶片原型、效率最低与最高三个方案流场对比 并且在该方案中根部的弯叶片改变了出口截面下通道涡核心低能流体的分布，使 得一部分的低能流体上移，每一部分的核心损失降低，出口损失的分布相对均匀， 叶片弯曲对燃气流动的径向力所致。出口气流角（图 处的气流角降低，但是端壁处的略微增加。而弯高为 ）也显示出根部通道涡 的方案中下端壁的通道涡 处的气流角变大，并且由于中部的分离和回流，中部的气流角变化剧烈，并且中 部和根部附近的平均气流角增加。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 原型 效率最高 效率最低 根部弯叶片原型、效率最低与最高三个方案出口气流角 图 顶部弯叶片技术的分析研究 采用根部弯叶片数据处理相同的而方法，将所有顶部采用弯叶片技术的计算 样本全部罗列于图 中。图中反映出了三个变量的绝对值越大，则对应的两级 涡轮的效率变化范围越大，而且弯角处于正值的时候，效率相对较高，并且效率 的波动范围降低， 值越大，效率的变化范围也越大，但是效率值较高的几率也 较大，也说明实际再设计弯叶片的时候关于 的值选取的时候尽量取 附近较 好。 图 所有顶部弯叶片积叠方案的对比（图中 、 放大十倍） 针对于顶部采用弯叶片技术的三个典型方案计算结果见表 示积叠线 ， 的状况下， 。计算结果显 对效率影响特别明显。当 流量略减少，两级总效率最低，第一级的功率降低，效率相对原型降低了 °时， ， 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 第二级功率同样也降低了，效率降低了 ；当 °时，流量略增加， 两级总效率最高，第一级与第二级的功率均略有增高，相应的效率均增加。 表 顶部弯叶片计算结果 效率最低 参数 方案 原型方案 效率最优 方案 效率最高 效率最低 度 原型 流量 第一级效率 第二级效率 两级效率 第一级功率 第二级功率 效率最低 图 原型 效率最高 顶部弯叶片原型、效率最低与最高三个方案流场对比 顶部弯叶片的方案经过上面的对比可以明显的提高两级涡轮的气动效率，效 率最低的方案是反弯，效率最高的是正弯，总的来说正弯叶片可以改善出口流场 的低能流体的分布，并且改善动静叶之间的匹配。从出口截面的总压云图可见， 顶部反弯可以使得上端部的通道涡上移，但是导致低能流体聚集较为集中，并且 由于反弯，使得顶部的尾迹的损失与叶片中下部的低能流体沿叶高分布在周向方 向上有一定的差距，而反弯叶片正好将原型叶片的差距进一步缩小。从而也体现 在出口气流角（图 ）在顶部附近的分布，可见正弯叶片方案顶部附近的气流 角比较大，反弯的最小。从避免极限的角度来看，反弯叶片很好地将叶展中部的 壁面的汇集流动现象很好地缓解了，但是在叶片积叠折转的部位出现了明显的分 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 离线。 原型 效率最 高 效率最 低 图 顶部弯叶片原型、效率最低与最高三个方案出口气流角 本章 小 结 本章针对本文研究的低压涡轮的第一级导叶进行了弯叶片设计的研究，由于 第一级导叶的来流不均匀，再加上流道的扩张角较大，并且第一级的弯叶片的折 转角较大，这样的条件的流场展现出来的是明显的二次流动，二次流损失较大， 一导吸力面出现较大的分离，弯叶片技术已经在实际应用方面得到验证，而本文 针对大子午扩张的大折转导叶特殊的情况下进行弯叶片研究，并且本文采用的弯 叶片造型的设计思路结合了大子午扩张流道的情况，通过枚举法的方式对前两级 涡轮进行了大量的弯叶片计算，对弯叶片积叠线的设计有了一定的认识，对本文 研究的低压涡轮大折转导叶伴随大子午扩张流道状况下的弯叶片设计有一定的指 导作用，本文的弯叶片研究结果也显示如果在多级涡轮中应用弯叶片需要考虑到 匹配的问题。鉴于本文采用的是非连续的积叠线的设计思路，在现阶段的弯叶片 的基础上还有进一步优化提高的空间。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 第 章 低压涡轮低折转导叶初步改进研究 引言 前面的工作都是针对原型低压涡轮的气动设计和气动优化改进的，对于高负 荷、大折转的低压涡轮的气动设计存在一定的难度，不论是流动分离造成的二次 流损失，还是叶型本身的摩擦损失，以及附面层发生转捩引起的损失等，在总的 气动设计的基础上，都需要进行专门更加详细的气动设计问题的研究，本小节将 会针对该低压涡轮的气动设计特点，分析其中存在的一些问题，进行低压涡轮相 关问题的研究。 低折转的设计思想 由前面对原型和优化的五级低压涡轮的分析可见，第一级导叶叶型是大折转 角设计，气动负荷较大，加上来流条件的不均匀性和子午扩张较大的形式，使得 第一级导叶流道内存在较大横向压力梯度，二次流比较明显，分离范围较大，因 此采取合理的措施改善第一级导叶内的流动状况显得十分重要。 在美国高效节能计划的研究过程中，另一家公司 公司设计的低压涡轮时， 为了提高低压涡轮的气动效率，开展了两方面的技术研究，一是亚音速实验叶栅 研究计划，二是边界层研究计划。其中在第一个研究计划中的第一个项目就是对 转式高低压涡轮研究，研究中针对低折转导向叶栅做了详细的试验研究。 针对本文研究的低压涡轮加大的来流气流角，以及第一级导叶的折转程度， 第一级导叶具有 度左右的折转角，因此可以通过低折转导叶的设计，来降低 气流的折转，一方面对气动性能有益，另一方面降低单个叶片的重量，甚至可以 减少叶片数，对发动机的重量减轻有益。 低折转导叶的初步设计 低折转导叶的设计工作实际上仅仅对导叶的改进可能不合理，需要和动叶的 设计一同进行，但是本文初步对低压涡轮导叶的重新设计首先忽略第一级动叶的 设计，两者的匹配初步以设计导叶为主，这样从第 列叶片排一直到第 排的叶型保持不变，只需要将原始的叶片镜像加工即可，但是对于本文的 列叶片 计 算而言，为了保证计算的速度，以及避免不必要网格划分工作，采用将来来流条 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 件中的切向速度分量的方向改变成原来的相反数，这样，针对叶型的处理，只需 要设计好叶型即可，带到实际出叶型线的数据的时候，将所有叶片的数据点镜像 即可。 叶型设计 对于叶型的设计，主要与前面做叶型优化的思路是一样的，主要包括造型截 面的型线设计，积叠点的选择和合适的积叠规律。本文除了型线设计转变成低折 转外，并采用了正弯叶片的设计思路。 在叶型设计的时候根流场的来流和原始叶片的有效出口气流角设计新的叶片， 合理的布置安装角，使得叶型型线光顺，厚度分布适当，叶片弯度自然，流道宽 度过渡平滑，并保证合适的厚度，可以以经验设计叶片数，也可以用 正问题辅 助设定叶片数，并达到一定的流量指标。 图 为设计前后的叶型的对比： 图 第一级导叶低折转与原始叶片中间截面叶型的对比 三个截面的叶型参数对比见表 低折转角叶型相对于原始叶片变得更薄，轴向弦长更短，加上叶片数减少， 载重量方面降低了，前缘尾缘直径基本上与原始的叶型一致，弦长基本上也保持 不变，对安装角做了一定的调整，出口气流角为了做了一定的修改，为了适当的 对第一级的功率进行调整。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 第一级导叶原型与低折转叶型参数对比 根部截面 原型 中间截面 低折转 原型 顶部截面 低折转 原型 低折转 叶片数 稠度 安装角 弦长 前缘直径 尾缘直径 几何进气角 有效出口气流角 本文首先进行的叶片设计是没有考虑弯叶片的，根据计算的流场分析，以及 结合进口气流角的分布，采用正弯叶片的设计思路，一方面改善流场的分布，另 一方面考虑到与来流的进口条件进行良好的匹配，初步设计的低折转导叶的弯叶 片的设计的积叠线与第四章的方法相同，但是由于较低的折转角没有采用顺应子 午扩张的弯叶片造型方式。具体的积叠线的参数见表 表 。 低折转正弯叶片积叠线参数 积叠线参 数 ° 准三维 ° ° 正问题初步验算 针对于每次设计的叶型都需要保证流量的在一定的范围之内，因此针对每一 次设计的叶型，需要对新设计的叶型进行准三维 计算，如果流量合理，效率与 功率达到适当的范围之内，则将该设计的低折转叶型进行三维计算分析，以确保 总参数的合理，其次是针对于第一级导叶的三位计算结果的流场分析。 三维 校 核 与 分 析 总体性能 表 功率 低折转导叶方案三维计算总性能参数 流量 总 总等熵效率 出口气流角 出口马赫数 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 经历了三次低折转导叶的叶型设计，最终采用低折转结合正弯效果的第一级 导叶的低压涡轮效率由 提高至 ，增加 的效率。 级参数与原型的比较 表 低折转导叶方案 三维计算级参数分析 参数 功率 功率分配 系数 总 总等熵 效率 反动度 膨胀比 级负荷系 数 流量系数 速比 从计算的结果来看，第一级的功率增加的很明显，这主要是由于在设计第一 级导叶的时候，有意识的针对顶部造型截面的调整，同时有保证流量的变化不大。 但也因此造成第二级功率的降低。第一级效率由原来的 提升至 。 第一级流场分析 图 所示为具有小弯角的低折转导叶与原型第一级导叶上下端壁壁面极限 流线。下端壁的极限流线显示小折转叶片的前缘的驻点接近前缘，并且壁面横向 流动的现象较原型明显减弱，吸力侧和压力侧的马蹄涡分支均贴近叶片两侧；上 端壁的极限流线与下端壁的流动状况非常相似，但是原型呈现出明显的横向二次 流动，但是驻点的位置相对于根部更加接近叶片前缘。 图 给出了小折转导叶的吸力面的极限流线图和出口总压云图，有前面章节 的介绍，可以明显的发现吸力面的径向二次流明显减弱，出口总压云图显示的低 能流体的核心位置也较原型更加靠近端壁，核心面积见效明显。图 给出了出口 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 截面的结局平均后的气流角沿叶高的变化，低折转导叶的方案相对与原型呈现出 均匀的出口气流角分布，通道涡的所致的气流欠折转区域变小并靠近端壁区域， 在均匀性较差的来流条件下出口中部大部分区域呈现出均与的气流角，为动叶的 来流条件非常有益。 图 低折转方案与原型上下端壁极限流线 原型 低折转 图 低折转导叶流场 图 原型与低折转导叶出口气流角对比 总的来讲，初步设计的低折转角的低压涡轮的叶型损失和二次流损失大幅下 降，对第一级效率提高效益明显。 本章 小 节 本章在前一章工作的基础上，对原型低压涡轮的第一级导叶寻求改进的方法， 针对上一章采用弯叶片技术的研究结果来看，弯叶片技术的使用在这样一种大折 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 转高负荷的叶型并伴有较复杂的来流条件而言效果是不明显的，相对而言低折转 而言在这样的情况下做更进一步的改善不失为一种很好的选择。因此本章开展了 针对高低对转式的低压涡轮小折转角导叶的研究。 从单纯的叶型设计到叶型设计与弯叶片结合设计过程中，低折转的低压涡轮 导叶的使用对整体低压涡轮的效率提升是非常明显的。本文初步设计的小折转角 的工作可以型线的设计作进一步的工作，初步的三维计算在性能方面的考核是可 以的。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 第 章 低压涡轮端壁冷气对总体气动影响的数值研究 引言 为了满足大涡扇发动机较高的性能要求，低压涡轮的必须要满足高效性，低 压涡轮的进口温度还是较高的，为了保证低压涡轮叶片以及端壁处于适当的温度 范围内，降低其所承受的热应力，增加叶片抗断裂和循环疲劳寿命，所以设计的 时候在轴向间隙处喷出冷气来辅助冷却，低压涡轮的叶片内部基本上不需要冷却。 本文针对原型的低压涡轮设计点处的工况对端壁冷却进行了研究，又前面的 参数可知本文低压涡轮设计点的冷气量比较小，只占涡轮进口燃气流量的 ，因 此在五级我路的气动性能影响上对效率的影响并不是很大，针对于该原型低压涡 轮非冷却与冷却两种状况进行了全三维数值计算，计算结果显示某种冷气射流状 况小的涡轮总效率比无冷气的状况下降低了 。在这种小流量情况下，冷气对 低压涡轮的而影响究竟如何，冷气喷射出来的形式，包括方向以及冷气缝的宽度 （在相同的冷却流量下反映出射流速度的差异）究竟会有什么影响以及效率受什 么因素影响最为明显，以此本文初步采用正交试验设计的方法进行研究，对小冷 气量对低压涡轮的气动设计影响有更多的理解和认识。 试验 设 计 简 介 试验设计（ ，简称 ）是指设试验设计的方法，在实 验目标明确的情况下，对实验过程中的各种影响因素、试验因素水平数以及试验 的次数等相关问题的研究。通过试验设计可以得到某些物理量或因素对我们所要 研究问题的特性产生的影响，并且能够得到影响的主要因素及其程度。试验设计 本身是数学上的一个分支，不过与科研工程等实际问题结合的非常紧密，有理论 方面的指导，使得在试验方面效率大为提高；除此之外，在生产的产品开发过程 中，以试验设计为指导的产品总能获得较好的性能。 在实践方面， 实际 年代，二次大战之后，日本从英国美国引入试验设计 这一科学技术的方法， 年日本田口玄一博士在实验设计的方法上又提出了“正 交试验设计”的方法， 年，田口玄一将正交试验设计的方法引入到电话机质 量设计上，收到了很好的效果。在 年，田口玄一又提出了“信噪比设计”和 “产品三次设计”方法，使整机的元器件或零件的各个参数合理的搭配，甚至对 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 于某些元器件使用低廉的配件也能保证整机的稳定性和高的可靠性。 随着先打计算机能力的飞速进步，越来越多的企业和研究单位采用计算机仿 真，但是对于某些复杂或者数值仿真需要较长的计算时间，因此不能够直接进行 优化计算，而 技术却能够帮助科研工作者以较少的计算量尽快的分析出问题 的重点，进而有效地开展优化工作或者设计工作。 的用途主要由以下几方面： 获得设计空间的信息：变量如何影响目标 函数和约束，以及他们之间的交互效应等； 进行敏度分析，确定影响过程的因素 及其相互作用，得到最佳的因子组合； 减少优化规模，提高优化效率 化的样本库，构建为优化使用的近似模型 而本文的研究工作，主要是借助 获得结构 帮助得到一个有效的改进方案。 技术，针对低压涡轮的端壁冷却对气动 影响的问题进行相关的研究分析，对小冷气量低压涡轮端壁冷却对气动影响有进 一步的认识，主要是借鉴 用，本章不需要进行 用途当中的前两个方面，属于试验设计最基本的应 的基础上做近似建模或者优化更深的工作。 冷气几何参数以及试验计划 低压涡轮端壁冷气喷射计算的处理 实际上低压涡轮的下端壁轴向间隙附近的几何形式如图 示，与实际上做气 动计算时候光滑的下端壁是不一样的。在航空发动机涡轮冷却的转子冷却当中， 主要包含以下几部分， 涡轮盘侧面径向吹风冷却； 轮盘侧表面局部射流吹风冷 却； 榫头装配间隙吹风冷却； 叶片伸根间隙吹风冷却； 空气膜阻隔冷却。其 中轮盘的冷却以及榫头附近的间隙冷却所需要的冷气均会存在一部分流向间隙进 入主流，在进入主流之前，冷气通过封严齿形成的喷射封，会对转子的根部以及 缘板处吹风，在其表面形成气膜阻隔燃气在该处通过叶片向转子内部传热，其实 另一方面冷气也是防止在某些位置出现燃气倒灌，以气体封住，当然有的地方会 略微让燃气流入轮盘中，这主要是环节热应力的不均匀。但不论怎么流动，冷气 的掺混必然对低压涡轮的气动性能有一定的影响，究竟端壁附近的冷气的形式是 如何影响的是本章要研究的。 实际上冷气在到达主流道中需要经过封严齿这个流阻非常大的流路，冷气流 出封严后的如何流进燃气中是由静子和转子缘板的几何形式决定的，对于每一级 的不同的情况，以及本文主要是研究冷气从缘板之间喷射出来的形式对气动的影 响，从这两方面，本文对几何上做了简化处理，取而代之的是用冷气缝的宽度以 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 及冷气射流的角度来简化处理小流量冷气的低压涡轮的气动性能如何受影响。 图 某低压涡轮下端壁轴向间隙示意图 对于端壁处的冷气的简化处理见图 中的 和 ）。 端壁 动静转子轴向间隙几何示意图 图 射流角度 简化处理参数示意图 端壁冷气边界简化处理示意图 本章的工作主要是研究低压涡轮的 个动静转子轴向间隙的冷气缝宽度以及 冷气射流角度对低压涡轮总体气动性能的影响，研究分析 缝两个变量，总计 个冷气缝，每个冷气 个影响因素之间与低压涡轮的气动参数有什么关系，什么因 素对于低压涡轮的气动性能影响较大，如果按照常规的方式，需要对每个变量进 行计算，再改变变变量的取值或者变量，一步一步通过人工的计算去分析，并且 不能够准确的分析出变量之间的交互作用，只能够简单的通过每一个变量的变化 趋势简单的分析，或者通过大量的计算，但是对于数据的处理如果没有合理而有 效地分析处理，是不能够得到满意的结果。 本章 计算中采用的网格生成程序是哈工大气动中心基于 的编 写的网格程序，方便生成多级涡轮的网格，并且可以模拟动静转子轴向间隙的冷 气缝，程序可以对冷气缝附近进行自动加密，见图 。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 一导尾缘下端 壁冷气缝 一导前缘下端 壁冷气缝 图 第一级导叶端壁冷气缝网格 正交试验设计计划 试验设计的算法基本上有 种，每一种算法都有其相应的优点和缺点，实际 选择优化算法的时候，主要根据研究问题的实际情况合适的选择 的算法。基 本上在选择的时候衡量的因素就是高效性和精确性。 本章以原型低压涡轮为研究对象，计算网格的要求参见第 格数为 章的 节，总网 万，由于每个算例的数值计算时间较长，并且分析的因素为 个，考 虑到既要兼顾高效，又要考虑实验设计的精确性，本文采用了效率较高的正交试 验设计的算法，并尽量保证每个变量的水平数不小于 。冷气缝宽度的因素为 ，冷气缝射流角度的因素为 ，具体的参数的值参见表 表中角度因素我们给出的是我们关心的角度值，在实际计算的时候， ，其中 解析的 是经过换算的冷气射流方向径向分量的大小。 表 宽度 因素 水平 正交试验设计相关因素及水平 角度 因素 水平 ° 根据以上的因素和水平，并考虑因素之间的交互作用，最终的正交表选择的 是 。二实验设计中通过研究总效率，总功率，流量以及每一级的效率和功率作 为分析的几个目标。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 冷却对涡轮气动影响的总体分析 在涡轮中，由于冷气的存在，实际涡轮的焓降图与无冷气的涡轮的焓熵图是 不相同的，假设冷气基本上是在叶片排尾缘之前排出，由于冷气的温度低，与燃 气的掺混会产生两个结果，一是燃气的熵降低，冷气的上升高，两者混合物的熵 是上升的，二是两者形成的掺混造成混合物的总温、总压降低，相对应状态之间 第一级导叶 第一级动叶 第二级导叶 第二级动叶 无冷却涡轮膨胀 Δ 图 多级冷却涡轮的燃气焓熵图 的可用能降低。冷气与燃气的掺混进一步造成涡轮的效率效率降低，具体的燃气 涡轮焓熵图参见图 。除此之外，冷气的存在在总体上会降低整个发动机的循环 效率，但是本文的小冷气量不论是对涡轮还是整个发动机的循环效率来讲影响是 很小的，但是对发动机其他性能方面而言，它的收益是很高的。实际上冷气如何 作用在真实涡轮流动中，既保证实际上需要的冷却或者密封作用，又能设计出合 理的冷气与燃气的掺混形式，使得掺混的过程中能够将涡轮出口状态点对应的熵 增量减小，也是带有冷却涡轮在设计时候需认真考虑的问题，本文针对低压涡轮 中的下端壁的 个冷气缝进行了正交试验设计，寻求冷却对气动设计气动效率最 小的研究。 冷气对该低压涡轮气动性能的影响 多元二次回归模型分析 根据全部计算的 个算例的结果显示，端壁 个冷气喷射的 正交试验设计正交表计算出来的结果即为两种类型的因素在 个因素按照 个不同位置的下端 壁的环境下对整个涡轮的效率的影响的一种反映。 本章最关注的问题是各个因素对低压涡轮是如何影响的，以及与效率相关的 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 因素有哪些。本章首先采用 中最常规的分析来予以分析，主要通过 图、 主效应图、交互效应图、相关性图进行分析。 对于正交试验设计计算结果的数据库中的效率建立多元二次回归模型： 式中，η 代表五级涡轮的效率， 代表二元回归模型系数， 代表正交试验设计中因素。 最终计算的结果如表 ，表中只包含线性项，二阶项和交互效应项没有在表 里面列举出来。 表 二元回归模型系数表 由二元回归模型的归一化模型系数的贡献百分比，可以看出第一级导叶前缘 冷气喷射角度对效率的反效应最大，而第五级动叶冷气对五级低压涡轮的正效应 最大，但是比例不是很大，总的来讲，在相应的冷气冷气流量条件下，该低压涡 轮的效率对第一级导叶进口冷气射流角度的灵敏度最大。并且针对所有计算结果 的第一级的效率来分析，第一级导叶前缘的冷气射流的角度与第一级效率的关系 见图 。首先，由图中可以明显的看出，第一级涡轮的效率在各种因素的影响下 的变化范围大于 级效率的变化范围达 ，并且由于第一级导叶前缘端壁冷气喷射角度而引起的第一 。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 拟合趋势曲线 每个 设计方 案 效率 总效率最高对应点 径向分量 图 第一级效率样本计算结果空间分布 图 不同冷气射流角度与缝宽 第一级效率分布 其次，图中显示的拟合的趋势曲线显示当射流角度较小的时候，即射流角度 为 °时，第一级的效率比较高，随着射流角度的增加，第一级的效率降低，其 中当射流角度较小的时候，第一级效率均要比其他角度的时候效率高，涡轮总效 率与第一级效率最高时并不是对应的，但是二者非常接近。 最后，当第一级导叶前缘端壁冷气射流角度不小于 °时，第一级效率受到 其他因素的影响比较小，实际上，第一级效率的 图中的结果显示，一导前 缘冷气对整个第一级效率变化的贡献所占的比重为 而其他因素的影响所占的 比例不超 图 。 中可以明显的看出第一级前缘不同冷气缝宽度和冷气射流角度组合下 第一级效率的空间分布，冷气缝的宽度对于第一级效率的作用并不是很明显，没 有明显的规律可言，冷气缝越宽，而给定的流量是很定的，冷气射流的速度就越 低，相应的吹风比就越小，在这种情况下的冷气与燃气的掺混所带来的熵的增加 一方面是不同的，对应的第一级的效率也不同。另一方面的其他的冷气缝的影响 对第一级的动叶，以及五级的能量分配会略微有一定的影响，从而会对第一级的 效率产生影响。但是从图中也可以看出，第一级导叶前缘的冷气射流角度对于整 个第一级效率作用是非常明显的，在射流角度为 °的时候，无论射流宽度如何， 效率均处于较高的水平。 图分析 对正交试验设计计算结果中效率 二次效应和交互效应项，见图 。 图分析，采用线性分析的方式，忽略 图可以直观的反映出目标函数受各种因 素影响敏感度，其中红色的代表反效应，蓝色的代表正效应，也就是说该冷气喷 射的角度越小，总效率的上升的相对于其他因素越明显， 析一致，其中，高于 的贡献率的影响因素有 图现实的前面的分 和 ，其他的因 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 素所占比例均很低，从中也可以看出，本文的射流宽度因素对效率所起的作用均 不如射流角度明显。 图 总 效率 图 图 涡轮流量 图 在涡轮中由于冷气的射流造成了冷气对流道的堵塞效应，从而降低了涡轮的 流量，使得涡轮的整体性能下降，图 中可以看得出对于涡轮流量影响明显的因 素主要是第一级导叶的前缘端壁处的冷气射流角度和第二级导叶出口下端壁冷气 射流角度，而其他的因素对流量影响的贡献不足 ，第一级前缘的冷气当射流 角度比较大的时候，冷气对流量的阻塞效应比较强，冷气的存在相当于进口燃气 通流面积的减小，而出口的冷气量相对于前缘的冷气而言由于冷气是在喉部之后， 并且冷气量相对较小，射流速度自然比较小，加上出口端区的流动状况比较差， 燃气的切向流动比较强，对流量的阻塞效应并不是很明显，相比较而言第二级导 叶出口的冷气，冷气量比较大，射流速度比较大，因此冷气射流方向对涡轮的流 量的负效应比较明显。 主效应与交互效应初步分析 本文前两小节的基本上介绍冷气的 本小节本将会对 各因素对小冷气量低压涡轮的气动影响， 个因素的交互相应以及主效应进行简要的分析，对于各因素之 间如何影响低压涡轮的气动效率。本章的在多因素实验中，对于实验数据处理当 中的主效应就是研究一个因素在其他因素不变的情况下或者将其他的因素的影响 平均之后是如何影响实验研究的因变量的，单独考察一个因素对因变量的变化影 响效应。交互效应反映的是一个试验研究中的两个或者两个以上的因素之间存在 的相互依赖，相互制约，共同对因变量产生影响的效应，换言之，在本文的研究 中，就是研究 个因素两两之间在彼此不同的水平条件下是如何彼随之改变的。 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 在进行主效应和交互效应分析之前，需要注意的是，主效应与交互效应之间的关 联性，否则得出的结论是错误的。 对于本文的 各因素之间的交互效应存在 个分析图表（不在此列出）， 由结果来看各因素彼此之间在总效率为因变量的交互效应非常不明显，并且主效 应由于平均之后也呈现不出明显的规律性，无法得到一个有价值的规律性的结论， 图 为以总效率为因变量的主效应图，其中可以明显看得出的是 和 具有明显的主效应，但是由于针对其他因素的状况取平均之后呈现上升 的现象，而实际上这种情况下的应用时需要谨慎注意的，因为涡轮的效率在这种 情况下的浮动是非常大的，受到其他因素的影响比较明显。但是在取低值的时候， 涡轮的总效率处于较高水平的概率是非常大的，具有一定的参考价值。 图 以涡轮总效率为因变量的各因素的主效应图 端壁冷却典型算例三维 计算结果分析 本章前半部分的工作主要是针对采用正交实验设计的方法对低压涡轮下端壁 的各个冷气缝的因素进行了研究，从整体上对各个冷气的射流角度和缝宽进行了 分析，结果显示了各个因素对整个低压涡轮气动性能影响的能力，主要是从数据 统计分析的角度方面提炼出关键影响因素也从中看出了各个因素的影响范围，在 实际气动设计的时候给设计者一定的经验上的认识。 四个典型方案冷气参数 本章后半部分将会对无冷气状况（ （ ）、效率最低（ ）、原型（ ）、实验设计中效率最高 ）四种方案的流场进行分析，从流场本质上的改变对下端 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 壁冷气对低压涡轮的气动性能产生的影响进行分析，以上四个方案的 表 个因素见 。 表 四种典型方案的 个因素所对应的水平 ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° ° 气动性能与级参数之间对比分析 端壁的冷气的存在对整个低压涡轮具体的气动性能和每一级的气动参数进行 对比，见表 和 。 表 四种典型方案性能对比 方案 表 参数 功率 功率分配 系数 四种典型状况下气动参数对比 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 表 （续表） 参数 总 总等熵 效率 反动度 级负荷系 数 单位时间 每一级可 用能分配 单位时间 整机冷气 可用能比 重 首先针对与冷气的存在与否对整体效率以及涡轮中的参数的影响进行概括总 结。通过对比可见，四种状况下，无冷气的状况下，效率相对于原型而言提高 而冷气的存在似的效率的最大值与最小值相差 ， ，冷气的存在的形式会改变低 压涡轮每一级的做功能力，效率最高的方案相对于原型而言，流量改变很小，但 是功率的改变对涡轮的总效率产生影响，但是对于冷气的存在在本章的研究状况 下，能量分配上是如何影响低压涡轮的效率将会通过对级参数的分析得出。总的 来讲，冷气的存在使得前三级的涡轮做功能力降低，第四级的改变不大，使得第 五级的做功能力提高，但是却使得每一级的涡轮的气动效率均下降，原因是功率 改变的同时，冷气的假如会造成整个涡轮的等熵滞止过程的可用能发生一定的变 化，这个变化由于冷气的存在以及本章研究的各种状态下的冷气的可用能发生明 显改变所共同引起的，首先针对有冷却和无冷却两种状况进行分析，冷气射流的 存在一方面造成涡轮进口流量的降低从而造成更多燃气可用能量的损失，前两级 涡轮的可用能降低的比较明显，另一方面降低了涡轮的做功能力，但是由于冷气 本身的补充相应会增加后面级的涡轮的可用能，所以后面级涡轮的做功能力得到 提升，使得整个涡轮的能量分配发生变化。其次针对存在冷气状况下不同方案之 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 间的差别进行分析，通过分析燃气能量分配以及冷气在征集中的能力比重，可以 看出，端壁冷气喷射的形式对于每一级可用能的影响不是十分明显，差别不是很 大，主要是冷气量较小，不同形式掺混下的造成的能量改变相对较小，但是对于 气动效率的构成而言，不同的喷气形势下的冷气在整个低压涡轮当中的能量分配 变化较为明显，从而对气动产生一定的影响，由于本文的冷气的边界条件给定的 是流量，射流角度和射流缝的宽度，在保证流量的状况下，冷气缝的的宽度与冷 气射流角度的匹配就对冷气的射流速度产生影响，从而使得冷气在不同状态下膨 胀至涡轮出口的等熵滞止过程的可用能存在明显的差别，而本文针对冷气的存在 仅仅分析其对整个低压涡轮的气动性能产生的影响，不分析冷却效率的问题，实 际上在进行冷却设计的时候，是需要互相考虑的，这样是比价合理的，但本章的 工作核心主要注重气动方面的问题。当冷气缝的射流角度较小的时候，冷气流至 出口膨胀比较大，可用能相对较大，并且冷其具有较高的射流动量，静叶前的根 部的冷气会对动叶的功率产生影响，例如第五个冷气缝在 于 °的射流角度下相对 °的射流角度下，冷气可用能提高两倍，但是对于第三级动叶功率的增加在 效率方面体现出来的增益却不及整体可用能的增加，从而气动效率相对较低。除 此之外，冷气的存在对于流量系数、速比等其他相关的级参数的影响还是比较弱 的，对第一级反动度略微有一些影响，但是比较小，毕竟如此低的冷气量对于涡 轮以为参数的影响是相对较弱的。 多级涡轮中每一级的冷气的存在对整个涡轮的气动效率影响方面来讲是比较 复杂的，本章中的冷气量相对较小，如果建立在大冷气量的多级涡轮中，如何合 理的分析冷气对于整个低压涡轮的气动效率的影响是非常麻烦的。 下面针对第一级涡轮为例，分析冷气的存在对低压涡轮的流场以及气动性能 产生的影响。 图 端壁截面的总压差云图 图 出口截面总压差云图 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 显示的是有冷气的 由图 方案与无冷气方案之间的差别云图，其中明 显看出一导前缘端壁的冷气对壁面低能流体的影响，冷气在马蹄涡两侧的影响下 与端壁的低能流体进行掺混，改变了端壁的流动状况，有前面章节的三维流线图 可以看出冷气被卷入通道涡核心处，掺混的过程降低了出口截面的总压分布，使 得核心处的能量降低。而一导尾缘后下端壁的冷气喷射对出口端壁较厚的附面层 来讲，从图 中可以看出端壁附面层的动能受冷气的射流的影响，动能相对无 冷气发生改变，既有增加又有减少的区域。在此基础上，继续分析第一级功率在 四种状况下受冷气影响状况。 功 率 差 别 原方案无冷气 原方案有冷气 效率最高方案 效率最低方案 差别（百分比） 典型状况下功率沿叶高分布及无冷气与有冷气功率差别 图 显示的是第一级涡轮四种典型状况下动叶的功率沿叶高的分布以及有 图 冷气方案与无冷气方案功率差别沿叶高的分布，冷气的存在使得第一级动叶的功 率沿叶高均呈现降低的趋势，并且最高与最低方案中功率分布基本上是相似的， 最高方案在根部 叶高附近的功率相对于其他的方案略微升高。其中有冷气和 无冷气的对比沿叶高分布显示出冷气方案对根部的功率增加比较明显，使得动叶 根部的功率平均降低 ，中上部的功率降低相对较小约为 。对于根部的功率 降低采用速度三角形的方式来分析，在此仅仅分析有冷气和无冷气状况下动叶进 口 叶高的速度三角形。 由图 可以看出冷气状况下，在 叶高处，有冷气的方案下出口绝对速 度的气流角增加，出口绝对速度降低，并且动叶相对进口气流角也增加，从而使 得动叶进口攻角减小，在原型的基础上呈现出动叶做功能力的下降，同时图 中是第一级导叶出口下端壁附近燃气与冷气的速度三角形示意图，其中由于冷气 （ ）的射流方向在根部燃气（ ）携带下会相应改变流动方向，最终合成端壁 附近的出口射流方向，而实际上冷气单独本身相对于动叶而言，实际上呈负攻角 状态，而动叶出口绝对气流角有冷气的状况相对较小，对于两种状况下的轮周功 哈尔滨工业大学工程硕士学位论文 进行分析可知，无冷气的轮周功较大，体现出该截面高度动叶做功能力的下降； 同时结合图 ，假如单独存在此射流方向的冷气对动叶的作用，明显的负冲角， 这一点的理解与汽轮机中末级水滴冲击动叶前缘背部的现象很相似，因此也提示 设计工作者在冷气射流方向的选择上注意与气动设计相结合。 无 冷气 图 端壁 燃气 有 冷气 第一级有冷气与无冷气 图 叶高速度三角形 端 壁冷 气 近壁面燃气与冷气速度三角形 本章 小 结 本章通过正交试验设计的方式对低压涡轮下端壁 个冷气射流角度和射流宽 度对整体低压涡轮的气动性能的影响进行了研究，实验设计最终得出第一级导叶 前缘端壁的冷气射流的角度对整个涡轮的总效率，流量等影响最为明显，第三级 静叶出口端壁冷气射流角度的影响次之。 其次本章对实验设计中的 个样本进行了筛选，选出典型的方案进行分析， 整体上对冷气的存在对五级低压涡轮的气动性能的影响从根本上进行分析，小冷 气量在低压涡轮的中对于其气动性能有一定的影响，但相对于高压涡轮而言不是 很明显。端壁冷气的存在降低了前三级涡轮的做功能力，相应的等熵滞止过程可 用能有所降低，对于后两级的涡轮而言，冷气的积累会略微提高动叶的功率，但 是由于考虑燃气与冷气可用能的增加更明显，反而不能提升该级涡轮的气动效率。 结 结 论 论 对于当今大涡扇发动机低压涡轮的发展而言，如何能够提低压涡轮的气动效 率并在保证不增加损失的前提下尽量减少叶片数目增大气动负荷降低低压涡轮的 重量已经成为研究热点，而如何在该背景下提出合理的具有一定经验价值的低压 涡轮气动设计方法尤为重要，随着技术的进步，对于低压涡轮的气动设计的研究 内容也变得更加细致与丰富，本文针对大型我扇发动机的低压涡轮气动设计进行 研究分析，并对其中存在于气动设计相关的问题进行单独分析，对低压涡轮的气 动设计有更深的认识。 本文首先归纳总结了当今大涡扇发动机的的发展，以及低压涡轮设计研制过 程中存在的一些列的问题，从整体方面包括气动设计、强度、噪音等方面有了全 面的认识，并对今后低压涡轮的设计发展趋势有了一定的认识。 其次在此基础上，对本文研究的低压涡轮的气动设计分层次进行了一维、准 、全三维的气动分析，对三种设计方法之间的差别有了一定的认识，并与 三维 美国高效节能计划 公司设计的低压涡轮进行比对分析，结果显示该低压涡轮属 于典型大折转角、高负荷、较高流量系数、均匀加载的气动设计特点，并且功率 分配采用中间高两端低的设计方式，除第一级的反动度均设计在 左右，并且第 一级存在较大的二次流损失，使得整体涡轮的气动效率不高。 针对原型低压涡轮的气动设计的特点和存在的问题，本文之后开展了整体和 局部的优化和研究工作。在整体方面，在最原型的低压涡轮子午流到保持不变的 基础上进行一维优化，拟子午型线回转变厚度 薄片优化以及准三维 正问题 气动优化，一维优化寻求能量分配方面获得整个低压涡轮的气动性能提升；准三 维 优化的结果进行三维校核，最终 率提高 薄片的优化使得五级低压涡轮的气动效 ，作为一种采用三维粘性计算为求解器的快速评估涡轮性能的方式来 讲，对于气动优化设计具有非常好的价值。而准三维 工作对于低压涡轮的提升仅限于 十分明显，并且有所降低，这也是 计算程序为求解器的优化 本身，实际在进行三维校核之后效率提升不是 程序与三维求解程序在处理损失方面存在差 异性决定的，但是作为方案设计而言， 程序的评估是被实际工程所接受的。 在局部工作方面，首先是针对第一级效率较低展开的，第一级导叶在大子午 扩张的情况下采用大折转叶型设计，流动过程中存在较大的二次流损失，因此， 结 论 本文后续采用了两种设计思路研究该问题： 第一，通过自编程实现大子午扩张流道下叶片弯曲与流道相适应的新式弯叶 片造型程序，分别对根部和顶部采用弯叶片进行枚举法的研究，分析弯叶片积叠 线的控制变量是如何影响涡轮动静叶之间的匹配和涡轮的效率，经过研究发现， 在多级情况下，第一级导叶不论是根部还是顶部采用弯叶片的设计思路，正弯设 计特点均有利于涡轮动静叶之间参数的匹配，弯叶片对涡轮导叶出口截面流体的 能量再分配产生很大影响；其次对弯叶片积叠控制变量的具体影响进行一定的研 究。 第二，针对弯叶片的研究情况进行更深入的分析，提出第一级导叶采用小折 转的设计思路，解决大子午扩张下大折转叶片在不均匀来流条件下的较大的二次 流动问题，全新设计的小折转叶片并结合正弯叶片，既适应不均匀来流条件，又 能顾及对出口低能流体的分布，最终经过设计的第一级小折转导叶使第一级效率 提高 ，五级效率提高 ，气动性能改善明显。 最后，对低压涡轮的端壁的冷气的射流方式进行研究，研究因素主要包含每 一个冷气缝的宽度和射流角度，采用的正交试验设计的方法，最后 图结果 显示第一级导叶进口端壁的冷气射流角度对于五级低压涡轮的气动性能影响最为 敏感，第三级导叶出口冷气缝射流角度对五级低压涡轮的气动性能影响次之。其 次针对四个典型的方案进行对比分析，冷气的存在均会对低压涡轮的功率产生影 响，相比较前几级涡轮的功率降低，冷气的存在会使得后面级的涡轮的功率增大， 但是冷气在不同形式下的膨胀比发生变化，对于单级涡轮的效率产生一定的影响 是非常明显的。最后采用速度三角形对第一级涡轮的功率变化进行根本分析，冷 气射流角度在周向上的分量将会直接影响冷气与燃气的掺混以及间接反映在对动 叶做工的影响上，冷气的存在降低了动叶进口的攻角，降低了来流的动能，从而 降低动叶的做功能力。 在本文现有的研究基础上，下一步的工作可以在大涡扇发动机低压涡轮的气 动设计方面进行更进一步的研究，将之前的工作结合在一起，综合性的分析，相 比之前单方面的分析而言更具优势，多方面总结出来的优点结合使低压涡轮的气 动设计的更进一步。 参 考 文献 参考文献 钱思佳 我国大飞机产业发展战略研究 上海交通大学 蔡瑞贤等 高效节能发动机文集 第五分册 航空工业出版社 黄太平 民用航空涡轮发动机现状与发展趋向 卢成文 世界飞机手册 航空工业出版社 鸿鹄千里心飞扬 中国大飞机漫谈 上篇 大涡扇发展历程回顾 ， 闫国志 李杰 首款国产大飞机发动机技术特点及其市场前景浅析 航空制 造技术 环球军事涡扇 发动机（代号 廉筱纯 吴虎 航空发动机原理 ） 西北工业大学出版社 胡松岩 大飞机发动机多级低压涡轮设计技术分析 层论坛暨中国航空学会 年学术年会论文集 大型飞机关键技术高 参 考 文献 参 考 文献 陈光 遄达 发动机的发展、特点设计 北京航空航天大学 民航经济与术 á ， ’ 参 考 文献 周杨 牛为民等 轮毂封严气体对高压涡轮二次流动影响的数值模拟 术， ， 推进技 ， “ ” “ ” “ ， ” 参 考 文献 邹正平 李宁 民用大涵道比涡扇发动机叶轮机部分技术研究进展 北京航空航 天大学 中国航空学会 年学术年会 动力专题 ； 蔡瑞贤等 高效节能发动机文集 第五分册 航空工业出版社 董平 航空发动机气冷涡轮叶片的气热耦合数值研究 哈尔滨工业大学 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 （一） 发表的学术论文 温风波，崔涛，刘轶，罗磊，王松涛 高压涡轮采用非轴对称端壁的研究 节能技术， ： （二）参与的科研项目 王松涛 等 多级低压涡轮气动优化设计技术研究 中航工业航空推进技术 验证计划（ ）课题 致 谢 哈尔滨工业大学学位论文原创性声明和使用权限 学位论文原创性声明 本人郑重声明：此处所提交的学位论文《大型涡扇发动机低压涡轮的气动设 计及相关问题研究》，是本人在导师指导下，在哈尔滨工业大学攻读学位期间独立 进行研究工作所取得的成果，且学位论文中除已标注引用文献的部分外不包含他 人完成或已发表的研究成果。对本学位论文的研究工作做出重要贡献的个人和集 体，均已在文中以明确方式注明。 作者签名： 日期： 年 月 日 学位论文使用权限 学位论文是研究生在哈尔滨工业大学攻读学位期间完成的成果，知识产权归 属哈尔滨工业大学。学位论文的使用权限如下： （ ）学校可以采用影印、缩印或其他复制手段保存研究生上交的学位论文， 并向国家图书馆报送学位论文； （ ）学校可以将学位论文部分或全部内容编入有 关数据库进行检索和提供相应阅览服务；（ ）研究生毕业后发表与此学位论文研 究成果相关的学术论文和其他成果时，应征得导师同意，且第一署名单位为哈尔 滨工业大学。 保密论文在保密期内遵守有关保密规定，解密后适用于此使用权限规定。 本人知悉学位论文的使用权限，并将遵守有关规定。 作者签名： 日期： 年 月 日 导师签名： 日期： 年 月 日 致 致 谢 谢 在本文完成之际，首先衷心地感谢我的导师王松涛教授。王老师在论文的进 展中提出许多宝贵的意见以及重要的思路，并且在学业中给予很多关怀、鼓励。 在与王老师的交谈中，深切体会到王老师严谨的态度，敏锐的思维以及积极地敬 业态度，在生活中，与王老师的交谈总能给我以启示，与王老师相处的两年时间 给了我太多的感触，让我学会很多，这些都帮助我更好地成长。 同时我也有幸得到冯国泰教授的指导与鼓励，冯老先生对一些问题提出了关 键性的想法，冯老师对大方向的把握眼光敏锐，冯老师积极的心态以及快乐地鼓 励，都让我在面对问题时候更加有勇气，在此对冯教授致以衷心的感谢。 在此也要感谢发动机气体动力研究中心周逊、温风波、陈绍文、杜鑫老师以 及杨燕秘书，在我的学业生活中，你们给与很多帮助，在本文完成的过程中与你 们的交流，让我开阔眼界，对问题的把握更全面更丰富。 感谢刘勋、卢少鹏、蔡乐、胡应交、凌敬、罗磊、王龙飞博士师兄们在科研 方面与我的交流，使我受益匪浅，无论本文的工作还是为人处事的方式与态度都 有我学习的闪光点，并对本文工作中给予实质性帮助师兄深表感谢；刘轶、王宇 峰、孙士珺、丁骏、张龙新、王晋升、洪博文、周志华等硕士同学在过去几年的 工作与生活中给我很多帮助和理解，并给我提供一个愉悦的科研氛围，在此一并 表示感谢。 感谢父母家人一直对我的鼓励与支持，没有他们的无私付出，我不可能取得 今天的成绩，在此对父母养育之恩以示感谢，我将继续努力。 个 人 简历 个人简历 年 年 月 日出生于辽宁省大连市。 月考入哈尔滨工业大学能源学院热能与动力工程专业， 年 月 本科毕业，并获得工学学士学位。 年 月—— 年 月，在哈尔滨工业大学能源学院动力机械及工程学 科学习，并获得工程硕士学位。