工程热物理所航空发动机用压气机设计取得进展

　　风扇/压气机是航空发动机的三大部件之一。随着军用航空发动机向高推重比/功重比的方向发展，压气机部件设计技术具有以下发展趋势：级数越来越少，平均级压比越来越高，压气机负荷不断提高。美国UEET计划的压气机平均级压比达到了1.86，平均级负荷则到达了0.44。高负荷压气机是军用航空发动机用压气机的发展方向。然而，负荷的增大一方面使叶片压力面与吸力面的压差增大而导致间隙流动和二次流动增强以及流动的径向迁移加大；另一方面使得扩散因子增大而引起叶型损失增加、流动容易分离以及端壁/吸力面的角区分离/失速加剧，这都会使压气机的内部流动恶化，性能降低，稳定工作范围减小。

　　为了对高负荷轴流压气机的流动特点和损失机理进行研究，从而为先进航空发动机用压气机设计提供理论支撑，针对中小型航空发动机用轴流压气机的特点，工程热物理所轻型动力实验室设计了2.5级高负荷轴流压气机（图1），其设计指标见表1，并在廊坊研发中心的高速压气机试验台上进行了试验测量（图2）。以此高负荷压气机为载体，初步研究了悬臂静子对高负荷轴流压气机性能的影响（图3）。研究表明，随着叶根间隙值增大，压气机的效率是降低的，而与0间隙相比，叶根间隙的引入扩大了压气机的稳定工作范围，其流量裕度扩大了2%；随着间隙值增大，静子约15%叶高以下区域的总压损失增加，且高损失区在径向上向叶尖方向扩大；而在约15%～35%叶高区域，静子的损失却是降低的。同时，对静子叶片端弯结构进行了研究（图4），研究表明，在近轮毂区积叠线近似直叶片时，静子的50%叶高以下区域的损失很大，随着正弯角增大，该区域的损失明显降低，而50%叶高以上区域的损失却有所增大。从流量分布看，随着正弯角增大，静子的30%叶高以下区域的流量明显增大，而在30%叶高以上的区域，流量是明显减小的，这说明随着叶片正弯角的增大，静子近轮毂区域的流通能力是增大的，而50%叶高以上区域的流通能力却是降低的。

　 研究团队还对悬臂静子以及叶片端弯对高负荷轴流压气机静子及压气机的影响机理进行了研究，该研究成果已经在2015年的ASME会议上进行宣读。下一步研究团队将以2.5级高负荷轴流压气机为试验平台，针对高负荷轴流压气机将开展包括端区流动调控、非轴对称端壁和串列叶栅等一系列基础性研究工作。

　　图1 2.5级高负荷轴流压气机

　　图2 压气机在高速试验台上

图3 静子间隙对高负荷轴流压气机的影响

图4 叶片端弯对高负荷轴流压气机静子的影响

（工程热物理所供稿）