航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)匹配技術(shù)研究

劉太秋，聶海剛

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)匹配技術(shù)研究

劉太秋，聶海剛

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

為適應(yīng)航改燃?xì)廨啓C(jī)研制需求，對其高低壓壓氣機(jī)匹配技術(shù)進(jìn)行了深入分析和研究。在完成設(shè)計(jì)壓比相差大的高低壓壓氣機(jī)設(shè)計(jì)特點(diǎn)和匹配特點(diǎn)研究基礎(chǔ)上，利用多軟件數(shù)值模擬和理論分析相結(jié)合的方法，制定了設(shè)計(jì)壓比相差大的高低壓壓氣機(jī)匹配的技術(shù)措施，并將技術(shù)措施落實(shí)到了全新設(shè)計(jì)的5級低壓壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中。5級壓氣機(jī)試驗(yàn)件試驗(yàn)結(jié)果全面達(dá)到或超過了設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，同時(shí)經(jīng)燃?xì)獍l(fā)生器技術(shù)平臺驗(yàn)證結(jié)果表明：高低壓壓氣機(jī)匹配良好，相關(guān)匹配設(shè)計(jì)技術(shù)為今后航改燃?xì)廨啓C(jī)的研制提供了技術(shù)儲備。

航改燃?xì)廨啓C(jī)；高低壓壓氣機(jī)匹配；數(shù)值模擬；設(shè)計(jì)技術(shù)；試驗(yàn)驗(yàn)證

0 引言

相對全新研制，航改燃?xì)廨啓C(jī)具有研制風(fēng)險(xiǎn)小、周期短、研制經(jīng)費(fèi)節(jié)約、技術(shù)較為成熟的優(yōu)點(diǎn)，因而，近年來被廣泛采用，這方面有很多成功的先例。航改燃?xì)廨啓C(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器相當(dāng)于1臺渦噴發(fā)動機(jī)，其中壓縮系統(tǒng)中的高壓壓氣機(jī)一般保持不變，低壓壓氣機(jī)采用風(fēng)扇部件切頂或全新設(shè)計(jì)。艦船燃?xì)廨啓C(jī)性能要求高，特別在低工況時(shí)具有較高的熱效率和良好的操作性，而通過風(fēng)扇切頂設(shè)計(jì)獲得的低壓壓氣機(jī)很難滿足這樣的要求，因此，為了實(shí)現(xiàn)艦船航改燃?xì)廨啓C(jī)的高低壓壓氣機(jī)的良好匹配，一般低壓壓氣機(jī)必須全新設(shè)計(jì)。RR公司的斯貝發(fā)動機(jī)改工業(yè)用燃?xì)廨啓C(jī)時(shí)，低壓壓氣機(jī)采用了前3級風(fēng)扇轉(zhuǎn)子切頂?shù)姆椒?，但在改艦船燃?xì)廨啓C(jī)時(shí)，全新設(shè)計(jì)了5級低壓壓氣機(jī)，這其中主要原因就是為適應(yīng)艦船燃?xì)廨啓C(jī)要具有較高的熱效率和良好的操作性的需求。高、低壓壓氣機(jī)匹配技術(shù)是航改燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)必須解決的關(guān)鍵技術(shù)之一，特別是高低壓壓氣機(jī)設(shè)計(jì)壓比相差大的航改燃?xì)廨啓C(jī)，主要原因?yàn)椋阂环矫婺感蜏u扇發(fā)動機(jī)自主進(jìn)行高低壓匹配的特點(diǎn)不能繼承到航改燃?xì)廨啓C(jī)上，極易造成高低壓之間流量的不匹配；另一方面艦船用燃?xì)廨啓C(jī)為保證慢車到最大狀態(tài)具有較高的熱效率，不允許采取放氣措施保證燃?xì)廨啓C(jī)的穩(wěn)定工作，這些因素導(dǎo)致高低壓壓氣機(jī)匹配技術(shù)成為航改燃?xì)廨啓C(jī)必須攻克的難題之一。

本文闡述述了航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)的匹配特點(diǎn)，并提出了相應(yīng)的解決措施。

1 航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)的匹配特點(diǎn)

高低壓壓氣機(jī)之間的匹配，也就是“流路、流量、流場“的匹配，這是確保航改艦船燃?xì)廨啓C(jī)的穩(wěn)定工作前提條件之一。相反若匹配失調(diào)（壓氣機(jī)失速甚至喘振），整機(jī)就會進(jìn)入不穩(wěn)定工作狀態(tài)，所以要解決航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓氣機(jī)匹配問題，首先必須研究高低壓壓氣機(jī)的匹配特點(diǎn)[1-3]，為制定高低壓壓氣機(jī)匹配技術(shù)奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

1.1 航改燃?xì)廨啓C(jī)途徑

航改燃?xì)廨啓C(jī)的途徑主要有：（1）單轉(zhuǎn)子航機(jī)改型，如Avon燃?xì)廨啓C(jī)；（2）雙轉(zhuǎn)子航機(jī)改型，如OlympusTM3B/C、LM2500、LM6000和LM5000等燃?xì)廨啓C(jī)；（3）3轉(zhuǎn)子航機(jī)改型，如工業(yè)Trent燃?xì)廨啓C(jī)。對于后2種航改燃?xì)廨啓C(jī)就必須解決高、低壓壓氣機(jī)匹配的難題。

1.2 航改燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)原則

燃?xì)廨啓C(jī)因工作環(huán)境、任務(wù)的不同，與航機(jī)存在許多差別。航改燃?xì)廨啓C(jī)成功的關(guān)鍵是在充分考慮并滿足與航機(jī)不同的工作環(huán)境和任務(wù)的前提下，實(shí)現(xiàn)燃?xì)廨啓C(jī)的高可靠性、耐久性、維修性和性能的最佳折衷，而實(shí)現(xiàn)這樣的目標(biāo)所遵循的原則是繼承性、簡單性、通用性、經(jīng)濟(jì)性，同時(shí)相對母型航機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)適當(dāng)降低，航改燃?xì)廨啓C(jī)與其原型航機(jī)有關(guān)參數(shù)比較見表1，從表中可見其趨勢：一般航改燃?xì)廨啓C(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器渦輪進(jìn)口溫度比原型航機(jī)的降低60～100℃左右，總壓比減小。

表1 航改燃?xì)廨啓C(jī)與其原型航機(jī)有關(guān)參數(shù)比較

1.3 高低壓壓氣機(jī)壓比分配特點(diǎn)

國內(nèi)外一些燃?xì)廨啓C(jī)的壓比分配及平均級壓比情況見表2。從雙轉(zhuǎn)子航改燃?xì)廨啓C(jī)來看，高低壓壓氣機(jī)壓比分配主要有2種傾向：（1）高低壓壓氣機(jī)壓比相差較大，但從平均級壓比來看，高低壓壓氣機(jī)的平均級壓比相差不大，基本上在1.2以下；（2）高低壓壓氣機(jī)壓比接近，如LM1600燃?xì)廨啓C(jī)，但是其高壓壓氣機(jī)得平均級壓比卻低于低壓壓氣機(jī)的平均級壓比，其好處將在下面分析，本質(zhì)上還是利于高低壓壓氣機(jī)的匹配，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)整機(jī)的平穩(wěn)運(yùn)行。

表2 部分燃?xì)廨啓C(jī)的壓比分配

以某型渦扇發(fā)動機(jī)為例，計(jì)算分析表明：在發(fā)動機(jī)降轉(zhuǎn)的過程中，其涵道比隨著風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速N1R的降低而不斷增大，某型航機(jī)涵道比與低壓轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系如圖1所示。從圖中可見，在中低轉(zhuǎn)速時(shí)內(nèi)涵的空氣大多被“擠”到外涵。由于涵道比變化，對發(fā)動機(jī)內(nèi)、外涵空氣流量進(jìn)行再分配，解決了內(nèi)涵道高低壓壓氣機(jī)間流量匹配的問題。

圖1 某型航機(jī)涵道比與低壓轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系

相對于航空母型渦扇發(fā)動機(jī)，航改艦船燃?xì)廨啓C(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器相當(dāng)于渦噴發(fā)動機(jī)，沒有了自主進(jìn)行高低壓匹配的特點(diǎn)。對于高壓壓氣機(jī)，特別是壓比高、負(fù)荷較重的高壓壓氣機(jī)，中低轉(zhuǎn)速流量下降很快，由于沒有外涵，極易對低壓壓氣機(jī)形成節(jié)流，使得低壓壓氣機(jī)的共同工作線趨向于喘振邊界，極易造成高低壓壓氣機(jī)之間的不匹配，發(fā)生失穩(wěn)。某型燃?xì)廨啓C(jī)在降轉(zhuǎn)過程中高、低壓壓氣機(jī)流量轉(zhuǎn)速比的對比如圖2所示。從圖中可見，隨著轉(zhuǎn)速的降低，高壓壓氣機(jī)流量降低的速度要快于低壓壓氣機(jī)流量降低的速度，這勢必對低壓壓氣機(jī)形成節(jié)流，造成整機(jī)的不穩(wěn)定工作。

圖2 某地面燃?xì)廨啓C(jī)降轉(zhuǎn)過程中高、低壓壓氣機(jī)流量轉(zhuǎn)速比的對比

根據(jù)壓氣機(jī)特點(diǎn)和發(fā)動機(jī)原理可知，對于高壓壓氣機(jī)設(shè)計(jì)壓比偏高的雙軸渦噴燃?xì)獍l(fā)生器來講，將會失去雙軸結(jié)構(gòu)的優(yōu)越性。其原因主要是由于高壓壓氣機(jī)引起的。1臺設(shè)計(jì)壓比為2.6的壓氣機(jī)特性如圖3所示，1臺設(shè)計(jì)壓比為25的壓氣機(jī)特性如圖4所示。對比可以發(fā)現(xiàn)，設(shè)計(jì)壓比高的壓氣機(jī)空氣流量隨轉(zhuǎn)速變化非常劇烈：相對轉(zhuǎn)速降低15%，相對空氣流量變化約50%；而設(shè)計(jì)壓比低的壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速變化45%，相對空氣流量變化約50%。從二者流量隨轉(zhuǎn)速變化對比進(jìn)一步說明，壓比高、負(fù)荷重的壓氣機(jī)流量隨轉(zhuǎn)速變化更加劇烈，這無疑更增加了高低壓壓氣機(jī)匹配的設(shè)計(jì)難度。

圖3 設(shè)計(jì)壓比為2.6的壓氣機(jī)特性

圖4 設(shè)計(jì)壓比為25的壓氣機(jī)特性

表2中的LM1600燃?xì)廨啓C(jī)，高壓壓氣機(jī)的壓比和平均級壓比均低于低壓壓氣機(jī)的，所以這恰恰降低了高低壓壓氣機(jī)的匹配難度。

2 航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)匹配的解決措施

通常情況下，航改燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)中核心機(jī)保持不變，所以，解決航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)匹配問題主要方法是從與其匹配的低壓壓氣機(jī)設(shè)計(jì)入手，在滿足其設(shè)計(jì)要求的前提下，實(shí)現(xiàn)本身最佳綜合氣動性能，同時(shí)根據(jù)高壓壓氣機(jī)特點(diǎn)，針對性地進(jìn)行與高低壓壓氣機(jī)匹配設(shè)計(jì)。

實(shí)踐證明，級壓比低及負(fù)荷輕的壓氣機(jī)，具有綜合性能好（特性平緩，喘振裕度較大）的特點(diǎn)，因而，在高壓壓氣機(jī)不變，特別是在高低壓壓氣機(jī)壓比相差較大的情況下，采用這樣的思路進(jìn)行與高壓壓氣機(jī)匹配的低壓壓氣機(jī)設(shè)計(jì)，是解決高低壓壓氣機(jī)匹配的有效手段之一。表2中多級的單軸燃?xì)廨啓C(jī)，由于其總壓比高，級數(shù)眾多，平均級壓比選取不高，這也是從降低多級壓氣機(jī)級間匹配難度的角度考慮，從而實(shí)現(xiàn)整機(jī)的良好匹配，獲得滿意的性能。

幾型成功的壓氣機(jī)特性曲線[3]如圖5所示，相比MK202HPC高壓壓氣機(jī)特性，MK202LPC低壓壓氣機(jī)特性在中低轉(zhuǎn)速特性更加平緩，這為高、低壓壓氣機(jī)的匹配創(chuàng)造了良好的條件。最令人滿意的是CS73380高壓壓氣機(jī)特性，其特性不僅平緩，而且流量隨轉(zhuǎn)速降低變化緩慢，這相當(dāng)于低壓壓氣機(jī)出口節(jié)氣門打開，有效擴(kuò)大了低壓壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作裕度，其出色的特性在于其所有靜子葉片全部可以調(diào)節(jié)。

航改燃?xì)廨啓C(jī)過程中，低壓壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)過程是折衷設(shè)計(jì)的過程，為在與高壓壓氣機(jī)匹配前提下實(shí)現(xiàn)壓氣機(jī)最佳綜合氣動性能（高效率區(qū)寬、喘振裕度大），必須采用多種設(shè)計(jì)方法。

圖5 幾型成功的壓氣機(jī)的特性曲線

2.1 葉片排流通能力的控制技術(shù)

流通能力控制技術(shù)如圖6所示。針對燃?xì)廨啓C(jī)低壓設(shè)計(jì)需求特點(diǎn)，采用轉(zhuǎn)子流通能力逐級加強(qiáng)技術(shù)，好處是緩解了中低轉(zhuǎn)速前喘后堵的矛盾，有利于擴(kuò)大中低轉(zhuǎn)速低壓壓氣機(jī)的喘振裕度。

圖6 葉片排流通能力的控制

2.2 子午速度控制技術(shù)

航機(jī)/燃?xì)廨啓C(jī)通常的子午速度沿軸向分布形式如圖7所示。燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)通常采用直線1和直線2這2種子午速度軸向分布形式，曲線3和曲線4子午速度軸向分布形式是航機(jī)設(shè)計(jì)通常所采用的。本方案選擇2這種子午速度軸向分布形式，其好處是可以緩和由于容積流量減小而使得葉高明顯下降和基于核心機(jī)不變中介機(jī)匣當(dāng)量擴(kuò)張角大的矛盾。同時(shí)具有較低的出口軸向速度，從而利于中介機(jī)匣流路的設(shè)計(jì)，為實(shí)現(xiàn)高低壓壓氣機(jī)的良好匹配創(chuàng)造有利條件。

圖7 航機(jī)/燃?xì)廨啓C(jī)子午速度沿軸向分布形式

2.3 靜子端彎設(shè)計(jì)技術(shù)

端彎設(shè)計(jì)技術(shù)是將葉片葉根或者葉尖型面稍做“扭”（“扭”一般是葉型前緣稍作彎曲，后緣稍作平直，安裝角變?。┑脑O(shè)計(jì)，如圖8所示，這種設(shè)計(jì)可以使得葉片根尖區(qū)型面適應(yīng)端壁區(qū)軸向速度低的流動特點(diǎn)，從而降低端壁區(qū)的損失。其機(jī)理是端壁區(qū)由于附面層的影響，端壁區(qū)相對于主流區(qū)的來流軸向速度下降很快，因而，按照常規(guī)設(shè)計(jì)的葉片在端壁區(qū)的攻角必然很大，造成端壁區(qū)葉片氣動性能的降低，進(jìn)行端壁區(qū)“扭”設(shè)計(jì)的葉片，就適應(yīng)了氣流流動的這種變化，從而改善了端壁區(qū)的流動，提高了葉片在端壁區(qū)的氣動性能，擴(kuò)大喘振裕度。

圖8 端彎設(shè)計(jì)

2.4 可控?cái)U(kuò)散葉型設(shè)計(jì)

可控?cái)U(kuò)散葉型設(shè)計(jì)機(jī)理主要是控制葉型表面Ma分布（如圖9所示），從圖中可見推薦的葉片表面馬赫數(shù)分布形式，一般要控制吸力面Ma峰值不大于1.3，同時(shí)要在盡可能短的弦長范圍內(nèi)使得Ma峰值達(dá)到最大。相比傳統(tǒng)葉型前緣小圓設(shè)計(jì)，由于橢圓設(shè)計(jì)使得葉型前緣處曲率變小，氣流加速得到有效控制，葉型前緣處的Ma峰值得到有效降低，從而降低損失提高效率。

圖9 可控?cái)U(kuò)散葉型表面Ma分布

2.5 葉型前緣橢圓設(shè)計(jì)技術(shù)

該項(xiàng)技術(shù)在國外已經(jīng)廣泛應(yīng)用，但國內(nèi)這方面應(yīng)用還存在很大差距。數(shù)值分析表明：葉型前緣橢圓設(shè)計(jì)相比常規(guī)葉型設(shè)計(jì)，可有效提供效率，喘振裕度明顯增加，葉型前緣橢圓設(shè)計(jì)及其機(jī)理如圖10所示。

圖10 橢圓前緣形狀對氣動性能的影響

2.6 靜子弓形設(shè)計(jì)技術(shù)

靜子“弓形”設(shè)計(jì)技術(shù)，一般主要針對出口級靜子。“弓形”靜子設(shè)計(jì)方法是采用一定的方式將各個(gè)流線面的葉型進(jìn)行積疊，從而實(shí)現(xiàn)各種形式葉片的造型。目前常用的“弓形”設(shè)計(jì)（如圖11所示）方法是給定葉型的質(zhì)心周向偏移量進(jìn)行葉片的造型。從圖中可見，積疊線端部切線與徑向的夾角γ為彎角，壓力面與端壁成銳角為正彎，壓力面與端壁成鈍角為反彎。其機(jī)理是改變?nèi)~片表面的徑向壓力分布梯度，降低葉片兩端靠近壁面端區(qū)型面的負(fù)荷，推遲氣流分離和失速，從而提高喘振裕度。

圖11 弓形靜子

2.7 寬弦小展弦比設(shè)計(jì)技術(shù)

對于航改燃?xì)廨啓C(jī)，特別是高低壓壓氣機(jī)壓比相差比較大的航改燃?xì)廨啓C(jī)，低壓壓氣機(jī)要求有高的喘振裕度，此時(shí)，可以壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子可以采用寬弦小展弦比設(shè)計(jì)技術(shù)達(dá)到這一目的，這是目前風(fēng)扇/壓氣機(jī)設(shè)計(jì)的發(fā)展趨勢。采用寬弦小展弦比設(shè)計(jì)，提高了轉(zhuǎn)子的承載能力，這同時(shí)也有助于提高壓氣機(jī)抗畸變能力，展弦比分布形式如圖12所示（轉(zhuǎn)靜子展弦比呈現(xiàn)鋸齒形分布）。

圖12 展弦比分布

寬弦小展弦比設(shè)計(jì)技術(shù)是先進(jìn)風(fēng)扇/壓氣機(jī)設(shè)計(jì)的發(fā)展趨勢，采用小展弦比設(shè)計(jì)可以明顯提高壓氣機(jī)的效率和增加穩(wěn)定性，同時(shí)，可以提高葉片壽命，增強(qiáng)了抵抗外來物破壞和侵蝕的能力。統(tǒng)計(jì)來看，推薦取值在1.2～1.6，同時(shí)外國專家表示，在展弦比小于1.3，就不需要考慮葉片的顫振問題。

2.8 過渡段（中介機(jī)匣）設(shè)計(jì)技術(shù)

過渡段是連接高低壓壓氣機(jī)的“紐帶”，其設(shè)計(jì)的好壞直接關(guān)系到高低壓壓氣機(jī)的匹配，進(jìn)而影響到整機(jī)性能。

過渡段設(shè)計(jì)的核心是控制流路壁面附面層的發(fā)展，這樣，可以保證較高總壓恢復(fù)系數(shù)的同時(shí)，提高出口場的品質(zhì)，為高低壓壓氣機(jī)的良好匹配創(chuàng)造了條件。2.9 多葉片排靜葉聯(lián)調(diào)技術(shù)

多葉片排靜葉聯(lián)調(diào)技術(shù)，這是在燃?xì)廨啓C(jī)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中最常采用的提高壓氣機(jī)氣動性能的技術(shù)。對于多級壓氣機(jī)設(shè)計(jì)，特別是高負(fù)荷的多級壓氣機(jī)設(shè)計(jì)，良好的設(shè)計(jì)是獲得良好性能的根本保證，但是偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)，性能會惡化，偏離越遠(yuǎn)，性能惡化越嚴(yán)重，這時(shí)采用多葉片排靜葉聯(lián)調(diào)，是改善級間匹配，提高氣動性能的重要手段，對艦船用燃?xì)廨啓C(jī)來說，在不允許放氣的條件下，這可以說是必不可少的技術(shù)手段。對燃?xì)廨啓C(jī)而言，可調(diào)節(jié)葉片排級數(shù)的數(shù)量應(yīng)占總級數(shù)的60%以上，有些燃?xì)廨啓C(jī)，如圖5中的CS73380壓氣機(jī)，采用8級導(dǎo)葉全部可以調(diào)節(jié)，加上進(jìn)口可變彎度導(dǎo)向葉片，從而使得該壓氣機(jī)各個(gè)轉(zhuǎn)速下氣動性能非常優(yōu)異。

2.10 處理機(jī)匣設(shè)計(jì)技術(shù)

處理機(jī)匣設(shè)計(jì)技術(shù)在國內(nèi)外應(yīng)用廣泛，其機(jī)理核心是轉(zhuǎn)子尖部間隙處氣流流動的控制。氣流經(jīng)過轉(zhuǎn)子葉片通道后，總靜壓均逐漸增加，當(dāng)達(dá)到其壓升極限的時(shí)候，氣流開始分離，壓氣機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定工作狀態(tài)。采用處理機(jī)匣后，轉(zhuǎn)子葉片尖部一部分氣流通過處理機(jī)匣向前回流至轉(zhuǎn)子葉片前緣，在轉(zhuǎn)子尖部，形成1個(gè)完整的回流流路。這種回流并不是發(fā)生在壓氣機(jī)的所有工況下，并且是否形成回流的關(guān)鍵在于上、下游之間的壁面靜壓差。當(dāng)轉(zhuǎn)子葉片葉尖在大攻角工況下工作，通過這種回流作用，有利于消除失速分離，擴(kuò)大壓氣機(jī)穩(wěn)定工作裕度的功能[5-7]。

采用上述方法綜合設(shè)計(jì)了1臺較高負(fù)荷的多級軸流低壓壓氣機(jī)，自主研制燃?xì)廨啓C(jī)的高低壓壓氣機(jī)特性如圖13所示，其與高壓壓氣機(jī)無量綱流量-壓比特性的對比，可以看出與圖5中MK202燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)特性分布相近。部件驗(yàn)證表明該壓氣機(jī)的氣動性能全面達(dá)到并超過了設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，其中設(shè)計(jì)壓比點(diǎn)的絕熱效率超過了0.90；串裝燃?xì)獍l(fā)生器驗(yàn)證平臺表明，高低壓壓氣機(jī)匹配良好，整機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)平穩(wěn)，證明了上述設(shè)計(jì)方法的有效性。

圖13 自主研制燃?xì)廨啓C(jī)的高低壓壓氣機(jī)特性

3 結(jié)束語

通過對艦船航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)匹配特點(diǎn)的分析，在艦船航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)設(shè)計(jì)壓比相差大條件下，分析總結(jié)了高低壓壓氣機(jī)匹配的難點(diǎn)和原因，給出了解決艦船航改燃?xì)廨啓C(jī)高低壓壓氣機(jī)匹配的設(shè)計(jì)方法和設(shè)計(jì)技術(shù)，并對這些設(shè)計(jì)方法和技術(shù)進(jìn)行了深入的機(jī)理分析[8-11]。利用這些設(shè)計(jì)技術(shù)綜合設(shè)計(jì)的5級低壓壓氣機(jī)試驗(yàn)驗(yàn)證和燃?xì)獍l(fā)生器驗(yàn)證平臺試驗(yàn)驗(yàn)證表明，這些設(shè)計(jì)方法和設(shè)計(jì)技術(shù)對解決艦船航改燃?xì)廨啓C(jī)的高低壓壓氣機(jī)匹配這一關(guān)鍵技術(shù)是有效的，并且可以用于其它燃?xì)廨啓C(jī)和航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)。

[1]胡曉煜.國外燃?xì)廨啓C(jī)現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J].中國航空信息中心，1997（1）：16-20. HU Xiaoyu.Status and development trend of foreign gas turbine[J].Chinese Aviation Information Center,1997（1）: 16-20.(in Chinese)

[2]馬治和.航空燃?xì)廨啓C(jī)船用化改裝設(shè)計(jì)的若干問題 [R].沈陽：沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，2000：23-27. MA Zhihe.Marinization conversion design of aero gas turbine [R].Shenyang:Shenyang Engine Design and Research Institute, 2000:23-27.(in Chinese)

[3]Dring R P,Joslyn H D,Hardin L W.An investigation of compressor rotor aerodynamics [J].ASME Journalof Turbomachinery,1982,104（1）：84-96.

[4]朱行健，王雪瑜.燃?xì)廨啓C(jī)工作原理及性能[M].北京：科學(xué)出版社，1992：36-64. ZHU Xingjian,WANG Xueyu.Principle and performance of gas turbine[M].Beijing:Sciences Press,1992：36-64.(in Chinese)

[5]Horlock J H,Denton J D.A review of some early design practice using computational fluid dynamics and a current perspective[J].ASME Journal of Turbomachinery,2005,127: 5-13.

[6]刑秀清，周盛，趙小路.掠彎葉片前緣曲線同流場結(jié)構(gòu)的關(guān)聯(lián)[J].航空動力學(xué)報(bào)，2000,15（4）:28-35. XING xiuqing,ZHOU sheng,ZHAO Xiaolu.Relationship between sweep leading edges and the flow field structure in transonic fans[J].Journal of Aerospace Power,2000,15（4）: 28-35.(in Chinese)

[7]季路成，陳江，林峰.軸流壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中“掠”的另類認(rèn)識[J].工程熱物理學(xué)報(bào)，2005,26（4）:567-571. JI Lucheng,CHEN Jiang,LIN Feng.A different understanding on sweep[J].Journal of Engineering Thermophysics,2005,26 （4）:567-571.

[8]Gallimore S J.The use of sweep and dihedral in multistage axial flow compressor blading,PartⅠ:university research and method development[R].ASME 2002-GT-30328.

[9]Gallimore S J.The use of sweep and dihedral in multistage axial flow compressor blading,PartⅡ：low and high speed designs and test verification [J]. ASME Journal of Turbomachinery,2002,124：533-541.

[10]Corshi A,Rispoli F.Using sweep to extend the stallfree operational range in axial fan rotors[J].Journal of Power and Energy,2004,218:129-139.

[11]王綠江.JB.373處理機(jī)匣的流動現(xiàn)象、擴(kuò)穩(wěn)機(jī)理及應(yīng)用研究[R].沈陽:沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，1998:14. WANG Lujiang.JB.373 Investigation of flow,enhancement stability principle and application of casing [R].Shenyang：Shenyang Engine Design and Research Institute,1998:14.(in Chinese)

Matching Technology of HPC and LPC for Aero-Derivative Gas Turbine Engine

LIU Tai-qiu,NIE Hai-gang
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

In order to adapt development demand,the matching technology between HPC and LPC was analyzed and studied deeply for one of the key technologies of aero-derivative gas turbine.The technology methods were made using the combination between multisoftware simulation and theory analysis method based on the design and matching characteristics of the bigger pressure ratio of HPC and LPC,The methods were applied to the new design of the fifth LPC.The rig test results meet and exceed the design requirement.The gas generator technology verification results show that the matching techonlogy is better for HPC and LPC and can provide technical foundation for aero-derivative gas turbine.

aero-derivative gas turbine;matching of HPC and LPC;numerical simulation;design technology;test verification

劉太秋（1972），男，高級工程師，從事葉輪機(jī)械氣動設(shè)計(jì)工作。

2013-03-08