压气机丨624所：航空发动机压气机设计技术发展探讨

现代战争以及民航运输的需要，对飞行器动力装置的推重比等性能提出了更高的要求。对航空发动机压缩系统而言，用更少的级数、更高的负荷及效率、更轻的重量及结构紧凑的风扇压气机实现设计是各发动机公司持续追求的目标。

燃气涡轮航空发动机一代又一代发展的道路是，提高风扇（大涵道比发动机的风扇除外）和高压压气机的总压比及涡轮前温度，更高的热力循环参数表征了航空发动机更高的性能。压气机是提高流经航空发动机空气流压力的装置，在燃气涡轮航空发动机的研制中，压气机，尤其是高压压气机，是决定发动机研制成败的关键因素之一，是航空发动机研制的技术瓶颈。

压气机技术涉及气动热力、结构强度、材料、制造工艺和试验测试等众多学科，是技术密集多学科综合的专业。高压压气机主要设计特点是，压气机级数多，气流流动在高的逆压力梯度下进行，要使其高效、稳定工作极其困难，它存在压气机全转速范围内的多级匹配和喘振问题，这决定了压气机的工作范围和可用性；其次，压气机叶片薄，在全飞行包线内存在各种各样的振动，其带来的高低周疲劳问题往往困扰发动机全寿命周期及全过程的使用；对军用航空发动机而言，其飞行包线远较民用发动机宽广，工作环境更为恶劣，设计难度就更高。

高压压气机研制技术水平的高低极大地影响着燃气涡轮发动机产品性能的优劣，是公认的航空发动机性能设计最难之处。由于高压压气机设计的重要性，西方航空发达国家无不注重压气机技术的发展，加速竞争的态势促进了技术创新的步伐，并推动了航空发动机技术的进步。

在航空发动机发展过程中，对高推重比（尤其是军机）和高性能追求，使得研究人员在满足发动机可靠性的前提下，对发动机各部件的性能、结构紧凑性和重量提出了更高的要求，对压气机来说，轻质、高性能成为设计人员持续不断追求的目标，也使得压气机设计的新方法、新结构、新材料得以不断涌现。

从上世纪90年代至今，对现代航空发动机压气机设计影响最大的一项技术首推先进的计算流体力学（CFD）技术。90年代以前，航空发动机压气机设计的基础为准三维设计，90年代后世界各发动机公司和研究机构则逐渐将CFD技术融于设计体系。发展过程中，技术推动使全三维CFD技术逐渐地由定常流向非定常流模式转变，由正问题分析向反问题设计转变，从以提高压气机性能为主，发展到预报叶片颤振稳定性和叶片强迫响应高周疲劳问题的解决，全面融入压气机设计并日益影响着压气机研发的全过程。得益于全三维CFD技术的发展，压气机设计领域发展的弯掠叶片、大小叶片等多种先进设计技术和气动布局，才有了一个有力的校核分析工具，也使得对其流动机理有了深入的理解。

目前，在采用常规技术的压气机设计中，准三维设计体系仍然是设计的核心，全三维CFD技术作为设计的一个重要基础或者校核工具；对于未来高负荷的风扇压气机设计，原有的准三维设计形成的经验和准则或许存在适用性问题，同时，随着对全三维CFD技术认识的加深和设计软件的进一步校核完善，其对压气机设计工作指导作用日益凸显，可缩短研制周期，降低研制成本和风险。

宽弦叶片设计技术是近年来使用最为常见的风扇、压气机叶片设计技术，当然，大部分设计同时也融入了掠弯等压气机叶片设计的先进要素。不可否认的是，风扇、压气机叶片从之前的窄弦叶片发展到宽弦叶片，代表了高负荷压气机技术发展的方向。宽弦叶片的优势：有效增加压气机的级负荷，减少压气机的级数和零件数，使得压气机结构更为紧凑；提高气动稳定性，增强抗外物打伤的能力及改善振动和抗疲劳特性，提高压气机结构的可靠性和寿命。鉴于宽弦叶片的优势，西方在第三代改进型及第四代军用发动机上均采用了宽弦叶片。

前掠叶片和后掠叶片是现代航空发动机上广泛采用的又一个主要的风扇、压气机叶片设计技术。前、后掠叶片技术实质是通过新型三维气动布局实现流动控制，提高压气机负荷、效率和气动稳定性并降低流动损失。其方法特点是将叶片的前缘法平面设计成与来流方向有一个较大的夹角，降低来流马赫数及削弱叶片槽道内激波强度并降低损失。前掠和后掠叶片，都能降低叶片的激波损失，提高效率。同后掠相比，前掠除提高效率外还有气动稳定性好的特点。因此，研究人员常用复合前后掠的方法进行设计，在叶片中上部至80%的半径高度区域采用后掠设计，提高效率，在叶片的叶尖区域采用前掠设计，提高压气机的效率和喘振裕度。

弯曲叶片也称弓形叶片，它较多用于压气机静子叶片设计，也可用于转子，其作用为控制叶片的二次流，避免气流分离，改善性能。

大小叶片就是在全弦长叶片中后部槽道中间区域增加一排小叶片来控制气流在后段的分离，实现叶片弯角增加和负荷的提高，该技术能较大地提高轴流压气机叶片作功能力，是使轴流压气机级增压比达到3或3以上的具有发展潜力的技术，为国内外压气机研发的一个热点技术。大小叶片技术进入工程应用的关键是，实现设计点和非设计点性能的综合优化，解决相关的结构强度和多级压气机的级间匹配问题。

吸附式风扇压气机设计技术是近10多年来发展并有望用于下一代航空发动机的高负荷压气机设计技术。其主要优势是能够较大地提高级负荷,改善工作稳定性或适用性。研究表明,在叶片表面吸气,可以延缓气流分离,提高扩散度，从而提高级压比。目前吸附式风扇实现的单级压比达到3.5，远高于其他的高负荷风扇设计技术达到的水平，但其主要弱点是其抽吸系统复杂和存在结构强度等技术难题。下一步，将自适应概念和吸附式风扇/压气机技术结合有望实现工程上的应用。自适应吸附式风扇/压气机目前只有零星的概念，它在保留了吸附式叶片高级负荷做功能力的同时，避免采用复杂抽吸系统，同时，自适应抽吸的高能量气体从叶尖喷气排出，用于密封及改善流动，达到提高风扇的效率和气动稳定性的目的。

上述介绍的宽弦叶片、掠型叶片、弯曲叶片、大小叶片或者吸附式压气机叶片设计技术等从方法原理上来说它还是一个叶片气动布局的设计技术，有了叶片气动设计布局，还得选择不同的叶型设计技术来完成叶片设计。伴随着对压气机高性能的追求，传统的低速叶型和“标准”叶型已经无法满足高马赫数、高负荷环境下的叶片设计，如NACA系列、双圆弧、多圆弧等。定制叶型（类似方法也有称剪裁叶型或者计算机叶型等不一而足)，其方法本质系采用数学样条曲线来构造任意弯度的叶型中线，通过叶栅槽道内流场参数的匹配，实现对叶型中线进行任意的弯曲控制既定制，配合基元叶型空间积叠，使之产生特定设计要求的、三维流动得到良好控制的、承载能力强、效率高、气动稳定性好的叶片。

在压气机设计全流程中，叶片是表征性能设计最后应用的三维单元实体，是气动设计的最终体现，它的加功能力、效率、气动稳定性和抗疲劳特性，直接决定了压气机使用性能，进而影响到整机的性能，决定了发动机是否可用。

图1代表了近年来压气机叶型设计方法进步使得压气机在高马赫数环境下级负荷提高和效率的变化趋势。图2代表航空发动机方法进步和压缩系统总压比发展趋势。

图1 叶型方法效率随负荷马赫数发展趋势

图2 发动机压缩系统总压比发展趋势

在压气机先进设计方法带来压气机性能持续提高的同时，先进结构、材料和制造技术的应用大大促进了高性能压气机和先进发动机的研制。经过多年的研究和发展，树脂基复合材料、金属基复合材料和金属间化合物已经成为航空涡扇发动机风扇/压气机部件的理想候选材料。采用先进材料和工艺制造技术的创新结构主要包括以下几种：

压气机宽弦叶片，由于采用空心结构（称为空心叶片），加之整体叶盘结构和轻质高强复合材料等技术的应用，质量减轻，解决了实心叶片本身以及盘等质量过大的问题，对振动特性也有改善。

整体叶盘结构，是盘片一体的整体结构，省去常规叶盘联接的榫头和榫槽，零件数减少，减重效果显著，对性能、可靠性和寿命均有提升。同常规盘片分离结构比较，整体叶盘减重约30%。

整体叶环，即利用金属基复合材料密度低、强度高、高温性能好、刚度大等优点，并在整体叶盘的基础上去掉轮盘后进一步发展起来的金属基复合材料整体结构。整体叶环减重效果为常规设计的70%，其减重的同时，对性能和结构可靠性也有提升。目前，整体叶环技术成熟度低，加之工艺复杂和成本因素，距工业化应用还有距离。

复合材料叶片，该结构已经在航空发动机上得到较好应用，它采用专项工艺将中长纤维、环氧树脂及钛合金薄片融合一体形成，叶片轻质高强，具有成本低、抗振（抗颤振）性能好、抗损伤能力强等特点。

近年航空发动机风扇压气机研制发展起来的其他 先进工艺及加工技术有：叶片激光冲击强化处理技术，树脂转移成型工艺，永久铸模工艺，超塑性成形工艺等。

通过多年的航空发动机预研与型号发展，中国燃气涡轮研究院在风扇/压气机设计技术方面开展了大量的研究和试验验证工作。在气动设计方面，掠弯宽弦叶片设计技术、全三维CFD技术等已经成功用于型号发动机研制工作，处理机匣、吸附式叶片、大小叶片，串列转子、核心机驱动风扇等技术也经过初步探索研究或验证；在结构设计方面，验证了整体叶盘等结构形式并用于产品研制，设计整体叶环并进行了初步强度考核试验。

早在上世纪80年代末，涡轮院自主研究成功国内第一台涡扇发动机用七级高压压气机，设计性能达标，喘振裕度超过压气机的设计技术要求，和国际上同时期的七级高压压气机性能水平相当，该设计获得了国家科技进步奖。从那时起，通过国家的各项预研计划安排和型号需求，我们研制航空发动机用的风扇、增压级及高压压气机覆盖航空发动机的推力量级从小到数百千克至大到1万千克以上。研制军民两用的不同流量、压比指标的风扇、增压级及高压压气机多达数十台。

1995年，在全三维CFD技术发展之初，涡轮院研制成功一台中等推力级涡扇发动机用三级风扇，在流量和喘振裕度达标的同时，最高效率达到0.88左右，这是国内首台采用全三维CFD技术辅助设计的风扇部件。2000年前后，涡轮院研制了一台平均级压比超过2的高负荷前掠风扇。其结构特点是采用了碳纤维复合材料环绕制的带箍整体叶盘结构，叶片应力低，抗颤振性能好，叶盘重量只有常规设计的50%左右，图3为该二级风扇整体叶盘照片。2001年，涡轮院研制成功某涡扇发动机核心机用高压压气机，和国际同期类似量级压气机性能水平相当。

图3 某高负荷二级前掠风扇整体叶盘照片

2003年前后，涡轮院同国外某公司开展了高压压气机合作设计工作，为验证设计技术，将涡轮院研制的某七级压气机的性能指标改为六级压气机来设计，最终，压气机试验性能达到了设计要求；七级改六级高压压气机设计成功后，我们又在该设计的基础上采用缩放和加级技术完成了又一轮七级高压压气机的设计工作，当然，设计总压比提高，流量根据发动机推力需要改变；完成的试验表明，性能达到设计要求。

2005年，通过国家某预研计划的支持，以某中等推力涡扇发动机四级风扇为目标进行了一轮改进设计验证工作，保持风扇转速和进出口几何尺寸不变，将原型机四级风扇改为三级；同时，考虑了提高发动机推力的要求，风扇进口流量和效率提高。设计工作中，风扇采用了宽弦复合掠弯的气动布局和任意中线叶型设计技术，成功完成了风扇部件设计试验和风扇串装整机试验。同原型机风扇相比，在气动负荷提高较大的情况下，试验喘振裕度相当，设计流量和效率提高，风扇各转速下的效率平均提高了3%左右，发动机推力提高超过了预定目标。图4为该改进设计的三级风扇复合掠型转子叶片照片，图5为大推力发动机GE90-115B风扇掠型转子叶片外形照片对比。

图4改进设计三级风扇掠型转子叶片 

 

图5 GE90-115B风扇掠型转子叶片

2010年前后，通过某探索项目的支持，我们创新采用一种新流型设计技术，针对小推力级发动机压气机，将原六级压气机实现的总压比用四级完成，设计非常成功，压气机效率和喘振裕度非常高。最近20多年时间，得益于国家对航空发动机行业的重视和发展需求，我们跟踪国际上先进技术的发展，自主创新，并得益于数10台不同推力量级航空发动机的风扇、压气机设计试验研究，中国燃气涡轮研究院压气机专业建立起了风扇压气机设计体系，包含有设计软件、流程、规范、标准和数据库。研发的部分风扇、高压压气机成功用于多个发动机型号的发展。

设计全新的压气机非常难。设计一台气动性能达标的压气机相对容易，但要设计性能达标，工程上完全满足全飞行包线气动热力可靠性要求的压气机则非常难。较为常见的做法为在已经研发成功的压气机基础上不断改进，根据新研的发动机推力性能等要求对压气机进行缩放和加减级，强调效率、加减速性、气动稳定性和间隙控制的重要性，强调叶片振动对高周疲劳寿命影响等。

虽然我们在航空发动机风扇/压气机领域取得了较大的进展，但受制于航空发动机固有的研发难度、长周期和先期投入大的问题，因此，同西方多年建立的航空发动机研发平台相比，同其完善的设计体系、流程和规范以及严谨的技术标准和过程控制相比，还存在较大的差距。加之航空工业的核心技术买不来，坚持自主创新、自主研制将是我们唯一的选择。