核心机驱动风扇级可变弯度导叶的试验研究

王 前，胡 骏，江星星

(1.苏州大学文正学院，江苏 苏州 215104)(2.南京航空航天大学能源与动力学院，江苏 南京 210016)(3.苏州大学轨道交通学院，江苏 苏州 215131)

先进航空发动机正向着高推重比、高效率、高可靠性方向发展，带有核心机驱动风扇级的双涵道变循环发动机是第四代航空发动机的典型代表之一。核心机驱动风扇级有单外涵和双外涵两种工作模式，工作模式的转换要求进口导叶出口气流角变化35°左右[1]，而级效率变化低于3%，因此必须采用可调进口导叶。可调进口导叶分为不变弯度和可变弯度[2]两种。不变弯度导叶通过调节安装角来调节出口气流角，安装角变化引起攻角的变化，从而带来较大的性能损失。可变弯度导叶有两种实现方案，一种是带有缝隙的可变弯度导叶，即将基础叶型从弦长的某处分开，中间留有缝隙，前段固定，后段可旋转；另外一种是形状自适应叶型[3]，即把叶片分为若干部分，各部分之间由组合铰链连接，表层采用鱼鳞片形式。与带有缝隙的可变弯度导叶相比，形状自适应叶型不存在缝隙损失，但结构和驱动装置复杂，对叶片表层材料的要求也较高，成本和加工难度很大。因此带有缝隙的可变弯度导叶的设计是保证核心机驱动风扇级性能的关键技术之一。

本文开展了带有缝隙的可变弯度导叶的叶栅试验，详细分析了试验所得的总压损失系数、气流转折角等参数，并与数值计算结果以及典型的不变弯度导叶、形状自适应叶型的试验结果进行了对比分析，在验证核心机驱动风扇级可变弯度导叶设计方法可靠性的同时，为进一步的优化设计提供试验数据支撑。

1 试验设备及方法

1.1 试验设备

平面叶栅风洞示意图如图1所示，主要由阀门、扩张段、稳定段、收敛段、试验段以及转动圆盘组成。风洞由一台功率为200kW的离心风机供气，由阀门控制试验段的进口马赫数，阀门全开时进口马赫数最大，可达到0.45。叶栅风洞内设有1个蜂窝器、2层阻尼网，以保障试验段进口气流的均匀性。试验段沿叶栅额线方向尺寸为300mm，沿叶片高度方向尺寸为100mm。图2给出了平面叶栅风洞照片，采用五孔探针进行流场测量。

图1 平面叶栅风洞示意图

1.2 试验件介绍

图2 平面叶栅风洞照片

图3 试验件叶型示意图

图4 叶片后段旋转示意图

2 试验结果对比与分析

图5 叶片后段旋转-18°、+14.5°叶栅正常特性试验结果与计算结果对比

将试验所得的带缝隙的可变弯度导叶尾迹流场与形状自适应叶型及不变弯度导叶的尾迹流场进行对比，形状自适应叶型参见文献[3]，不变弯度导叶采用经典的NACA0012系列叶型。图6给出带缝隙的可变弯度导叶、形状自适应叶型、不变弯度导叶在提供0°气流转折角时，叶栅出口的尾迹。横坐标为无量纲栅距，纵坐标为总压损失系数，从图中可以看出，在0°气流转折角工况下，不变弯度导叶的高损失区域最小，形状自适应叶型因其表面的鱼鳞片形式，叶型损失较大，尾迹区的最大总压损失系数略高于不变弯度导叶。带缝隙的可变弯度导叶因后段旋转后中弧线不再连续，且存在缝隙损失，高损失区域略大于其他两种叶片，但总体上3种叶片在0°气流转折角工况下的损失都不大。

图6 3种叶片的尾迹流场对比(气流转折角0°)

图7给出带缝隙的可变弯度导叶、形状自适应叶型导叶、不变弯度导叶在提供36°气流转折角时，叶栅出口的尾迹。从图中可以看出，不变弯度导叶依靠调节安装角来调节出口气流角，攻角变化过大，造成叶背出现大范围的分离区，造成很大的性能损失，高损失区占栅距的一半以上。可变弯度导叶在调节出口气流角时，攻角不变，在较大气流转折角工况下优势明显。形状自适应叶型在大弯角下，依然可以保持中弧线和叶片表面的光顺，大损失区域最小；带缝隙的可变弯度导叶大损失区域较自形状适应叶型稍大，但最大总压损失系数低于形状自适应叶型，总体上，两种可变弯度导叶的性能相当，都可以在较小的损失范围内提供较大的气流转折角范围，而相比于形状自适应叶型，带缝隙的可变弯度导叶结构和驱动装置简单，对材料的要求低，运行更加可靠。

图7 3种叶片的尾迹流场对比(气流转折角36°)

3 结论

针对核心机驱动风扇级可变弯度导叶，通过叶栅试验研究了带缝隙可变弯度导叶的性能，总结出如下结论：

1)试验结果与数值计算结果基本相符，证明在基础叶型设计的基础上选择合适的设计点，并在缝隙形式设计中引入Coanda效应的概念，可设计出满足核心机驱动风扇级性能要求的带缝隙的可变弯度导叶，设计方法可靠。

2)不变弯度导叶在较大攻角下，叶背分离明显，流场损失较大，核心机驱动风扇级需采用可变弯度导叶进行工作模式的转换。

3)带缝隙的可变弯度导叶与形状自适应叶型性能相当，而结构和驱动装置更加简单、成本低、运行可靠，是核心机驱动风扇级进口导叶的最佳选择。

参考文献：

[1] 张鑫,刘宝杰．紧凑布局核心机驱动风扇级设计参数影响分析[J]．推进技术,2011,32(1)：47-53.

[2] 楚武利,朱俊强．变几何叶片对压气机特性影响的实验研究及分析[J]．应用力学学报，2003,20(1)：78-80.

[3] MULLER Tobias, LAWERENZ Martin. Experimental investigation of shape-adaptive for inlet guidevanes in turbocompressors[R].[S.l.] :American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 2005: 1-8.

[4] 王前. CDFS可变弯度导叶设计方法及叶尖射流扩稳研究[D]. 南京：南京航空航天大学, 2016.

[5] 王前, 胡骏,王爽. 可变弯度导向器的基础叶型设计[J].机械设计与制造工程, 2015,44(9)：1-3.