安利平，李清华，刘剑鹏，马昌友

一种新型压气机叶片造型方法的平面叶栅试验验证

安利平，李清华，刘剑鹏，马昌友

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

为验证一种新型超/跨声压气机叶片造型方法——B样条控制中线角叶型、贝塞尔曲线控制叶型厚度方法(BMAA方法)的有效性，分别与原有的可控扩散叶型定制造型和任意中线造型进行平面叶栅对比试验。结果表明，BMAA方法得到的跨声叶型，具有比定制叶型更优的气动性能；BMAA方法得到的超声叶型，具有与任意中线叶型相似的气动性能；与传统叶片造型方法相比，BMAA方法具有更高的效率，可提高叶片的气动负荷。

超/跨声压气机；高负荷叶型；叶片造型方法；B样条控制中线角叶型；任意中线叶型；定制叶型；平面叶栅试验

1 引言

现代航空发动机对压气机的性能要求越来越高，不但要有很高的压比，还要有较高的效率和一定的稳定工作裕度。随着压气机级负荷的提高，其轮缘速度也越来越高，引起叶片排内的超/跨声速流动。研究和应用表明，这类压气机是高效、高负荷压气机发展的方向，而超/跨声叶片造型技术是该类压气机设计的关键技术。

在目前常用的定制叶型造型技术[1](CDA方法)和任意中线造型技术[2，3](AMA方法)基础上，安利平等[4]开发了采用B样条曲线控制中线、贝塞尔曲线控制叶型厚度的一种新的叶片造型方法(BMAA方法)。数值模拟分析表明，该造型方法可适用于超、跨声范围的叶型设计，具有无量纲控制参数较少、弯度控制灵活、叶型型面光滑、计算性能良好等优势。

为进一步验证该造型方法的有效性，本文针对跨声叶型和超声叶型，分别选取相同的设计参数，采用BMAA方法和其它造型方法进行平面叶栅设计和对比试验。对于跨声叶型，选取BMAA叶型与定制叶型进行对比试验；对于超声叶型，选取BMAA叶型与任意中线叶型进行对比试验。

2 试验设置及方法

2.1试验设备

平面叶栅试验在中国燃气涡轮研究院暂冲大气吹入式超、跨声速平面叶栅风洞[5]上进行。试验器由气源站供给高压空气，空气经净化、干燥后贮存于贮气罐中。风洞与高压贮气罐相接，最大质量流量为22.4 kg/s，稳定工作时间大于4 min，压力波动不大于0.3%。快速阀为电动控制阀，从关闭至全开只需3 s。试验段工作圆盘可在20°～90°范围内转动，以满足不同进口气流角的试验要求。

2.2试验叶型

为验证BMAA叶型造型方法的有效性，利用BMAA和CDA方法，在相同进出口气流角、攻角、落后角等条件下，设计两套平面叶栅进行跨声叶栅对比试验；利用BMAA和AMA方法，在相同进出口气流角、攻角、落后角等条件下，设计两套平面叶栅开展超声叶栅对比试验。叶型详细参数如表1所示，文中角度按叶栅额线方向定义。

表1 叶型几何和气动设计参数Table 1 Airfoil geometric and aerodynamic design parameters

3 BMAA造型与CDA造型试验结果对比

3.1叶型表面马赫数分布

高性能叶栅设计从控制叶栅叶型表面马赫数分布出发，通过马赫数分布，可分析气流在叶片表面的加速、减速、流动分离及激波位置等现象。

图1分别为BMAA和CDA造型叶栅，在Ma1= 0.866、进口气流攻角i=-4°～4°范围时叶片表面的马赫数分布。可见，BMAA叶型表面流动状态良好，只在近堵点i=-4°时，叶背出现槽道激波；CDA叶型在i＞2°时表面流动状态良好，当i＜2°时叶背表面马赫数出现两个峰值，说明通道内出现了两道激波。

图2分别为BMAA和CDA造型叶栅在β1下，进口马赫数Ma=0.6～1.0范围内时，叶片表面的马赫数分布。由图中可知：对于BMAA造型叶栅，随着Ma的增加，叶栅表面马赫数增加；当Ma≥0.866 0时，叶背出现超声区，随着进口马赫数的继续增加，叶背峰值马赫数增加，槽道超声流动为单波结构。对于CDA造型叶栅，Ma≥0.866 0时叶背出现超声区，且槽道内形成两道激波，叶栅损失增大。

3.2叶型损失

叶栅损失系数ω表征气流流经叶栅通道后，总压损失占进口气流动压头的比例。

图3给出了BMAA和CDA造型叶栅在Ma1下，叶栅损失系数随进口气流角β的变化。图4则给出了BMAA和CDA造型叶栅在β1下，叶栅损失系数随Ma的变化趋势对比。

由图3可知，在Ma1下、i=-4°～4°时，BMAA造型叶栅气流损失明显小于CDA造型叶栅，非设计攻角下叶型损失差异增加。由图4可知，在β1下、Ma= 0.6～1.0时，BMAA造型叶栅气流损失略小于CDA造型叶栅，且随着Ma的增加，叶型损失差异增加。

3.3叶栅压比

压气机叶栅压比π＞1时，π越大，说明压气机对气流的增压作用越大；π＜1时，表明压气机叶栅进入涡轮工作状态。

图1不同进气攻角下跨声叶栅表面的马赫数分布Fig.1 The distribution of cascade surface Mach number at different inlet flow angle

图5 示出了BMAA和CDA造型叶栅在Ma1下，π随β的变化趋势。图6示出了BMAA和CDA造型叶栅在β1下，π随Ma的变化趋势。

图2 不同进口马赫数下跨声叶栅表面的马赫数分布Fig.2 The distribution of transonic cascade surface Mach number at different inlet flow Mach numbers

图3 跨声叶型损失随进气攻角的变化Fig.3 The transonic cascade loss loop for different inlet flow angle

由图中可知，在Ma1下、不同i时，BMAA叶栅压比均大于CDA叶栅，且其进入涡轮工作状态的攻角小于CDA叶栅；在β1下，不同Ma时BMAA叶栅压比略大于CDA叶栅，尤其是在Ma=0.80～0.92范围内，两叶型的压比差异较明显。

根据以上对比分析可看出，在Ma=0.6～1.0、i=-4°～4°范围内，BMAA叶型在叶栅表面流动、叶型损失和叶栅压比等方面均优于CDA叶型。

图4 跨声叶型损失随进口马赫数的变化趋势Fig.4 The transonic cascade loss loop for different inlet flow Mach numbers

图5 跨声叶型压比随进气攻角的变化趋势Fig.5 The transonic cascade pressure ratio at different inlet flow angle

图6 跨声叶型压比随进口马赫数的变化趋势Fig.6 The transonic cascade pressure ratio at different inlet flow Mach numbers

4 BMAA造型与AMA造型试验结果对比

主要对比β1下不同Ma时叶栅流道和性能差异。

4.1叶型表面马赫数分布

图7分别给出BMAA和AMA造型叶栅，在β1下、Ma＝0.90～1.25时，叶片表面的马赫数分布。可见，两叶栅在Ma=0.90状态下，叶背前缘附近(≤20%弦长)表面马赫数迅速增大，之后变化较小，在60%弦长附近达到峰值，而后气流减速增压；叶盆表面马赫数平稳、较小，叶片表面马赫数分布趋势平缓。Ma≥1.0时，两叶栅表面马赫数分布近似，叶背都出现双波结构，且随着Ma的增大迅速增大，叶背表面马赫数峰值向后移动；叶盆表面马赫数分布在叶盆前缘附近开始出现加速区，且随着Ma的增大加速区逐渐扩大；BMAA叶型50%弦长之前，叶盆、叶背表面马赫数略低于任意中线叶型，第二个叶背表面马赫峰值则略高于任意中线叶型。

4.2叶型损失与压比

图8和图9分别给出了两套叶栅在β1下，叶栅损失系数和叶栅压比随Ma的变化。由图8可知，在不同Ma下，两叶型的损失基本相当，多数情况下BMAA叶型损失略低，在Ma＝1.1左右，AMA叶型损失略低。

图7 不同进口马赫数下超声叶型表面的马赫数分布Fig.7 The distribution of supersonic cascade surface Mach numbers at different inlet flow Mach numbers

由图9可知，当Ma＜1.1时，BMAA叶型压比低于AMA叶型；当Ma≥1.1时，两叶栅的压比基本相当；在Ma=1.189 8的设计点时，BMAA叶型压比略高于AMA叶型。

据此可认为，在超、跨声进口条件下，BMAA叶型与AMA叶型性能基本相当。

图8 超声叶型损失随进口马赫数的变化趋势Fig.8 The supersonic cascade loss loop for different inlet flow Mach numbers

图9 超声叶栅压比随进口马赫数的变化Fig.9 The supersonic cascade pressure ratio at different inlet flow Mach numbers

5 结论

通过平面叶栅试验，对文献[4]提出的一种基于计算几何控制无量纲参数叶片造型方法的有效性予以了验证。结果表明，在亚声和跨声进口条件下，BMAA叶型性能优于定制叶型；在跨/超声进口条件下，BMAA叶型性能与任意中线叶型相当。当前，已完成了对BMAA叶片造型方法的软件开发、数值模拟和叶栅试验验证等研究工作，证明本造型方法可用于超/跨声叶型工程设计，是提高风扇/压气机负荷、效率的先进设计技术。

[1]程荣辉，周拜豪，余华蔚，等.定制叶型技术及其在压气机设计中的应用[J].燃气涡轮试验与研究，2000，13(1)：15—22.

[2]Crouse J E，Janetzke D C，Schwirian R E.A Computer Pro⁃gram for Composing Compressor Blading from Simulated Circular-Arc Elements on Conical Surfaces[R].NASA TN K-5437，1969.

[3]冀国锋，桂幸民.轴流/离心压气机叶片通用任意中弧线设计方法[J].航空动力学报，2009，24(1)：150—156.

[4]安利平，黄萍.一种基于计算几何控制无量纲参数的叶片造型方法[J].燃气涡轮试验与研究，2013，26(4)：8—12.

[5]向宏辉，任铭林，马宏伟，等.两类叶型探针对扩压叶栅流场影响的对比[J].燃气涡轮试验与研究，2011，24(3)：26—30.

Verification of an Innovative Blading Method by Planar Cascade Test

AN Li-ping，LI Qing-hua，LIU Jian-peng，MA Chang-you
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

The advantage and feasibility of a newly developed blade modeling method(BMAA)was validat⁃ed by a planar cascade test compared with the former CDA method and the arbitrary camber lines method. The test results show that the transonic blade generated by the new method achieved better aerodynamic performance than CDA method;and the performance of supersonic blade is equal to that of arbitrary camber lines;the blade generated by the new method have higher efficiency and blade aerodynamic load which are superior to the conventional blade.

super/trans-sonic compressor；high loading airfoil；blading method；BMAA method；arbitrary camber lines method；tailored airfoil method；planar cascade test

V232.4

A

1672-2620(2013)05-0012-04

2013-07-08；

2013-09-24

安利平(1977-)，男，陕西富平人，高级工程师，硕士，主要从事压气机设计工作。