楊曉飛，蔣永松，潘若癡，孟德君

中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所，沈陽 110015

壓氣機(jī)特性計算主要有一維計算、二維計算、三維數(shù)值模擬3種方法。一維計算是在壓氣機(jī)平均流面上進(jìn)行，當(dāng)壓氣機(jī)非設(shè)計點(diǎn)的流動參數(shù)徑向發(fā)生扭曲[1]，或流路收縮嚴(yán)重時，其計算精度降低。三維數(shù)值模擬在20世紀(jì)90年代商業(yè)化后迅速普及，并在壓氣機(jī)氣動性能分析中扮演重要角色，尤其是三維定常雷諾平均數(shù)值模擬已是葉輪機(jī)氣動領(lǐng)域不可或缺的計算方法。然而，湍流模型、摻混面模型等所進(jìn)行的簡化會造成計算誤差，邊界條件的不同、幾何細(xì)節(jié)差異也會對計算結(jié)果產(chǎn)生影響[2-3]。隨著壓氣機(jī)級數(shù)增多、負(fù)荷升高，三維數(shù)值模擬的精度下降，性能分析完全依賴三維計算存在巨大的風(fēng)險；除此之外，三維計算花費(fèi)時間長、數(shù)據(jù)量大，在壓氣機(jī)方案設(shè)計階段完全采用三維計算使得設(shè)計周期延長。在三維數(shù)值模擬“浪潮”漸漸回歸平靜后，S2流面正問題計算仍是壓氣機(jī)特性評估及流場分析的重要手段。

吳仲華先生在1952年提出了兩類流面迭代計算葉輪機(jī)械內(nèi)部流動的理論，基于此理論發(fā)展的流線曲率法或通流矩陣法仍是S2流面求解的主要方法[4-6]。兩種方法都采用定常、絕熱、無黏假設(shè)，黏性的影響通過引進(jìn)經(jīng)驗或半經(jīng)驗的模型來彌補(bǔ)。這些模型必須經(jīng)過大量試驗數(shù)據(jù)和設(shè)計經(jīng)驗不斷改進(jìn)、校核和驗證。隨著壓氣機(jī)設(shè)計技術(shù)的進(jìn)步及對內(nèi)部流動機(jī)理認(rèn)識的深入，Koch和Smith[7]、Konig等[8-9]研究了葉型損失計算方法，Bloch[10]、Boyer和Brien[11]對雙激波模型計算方法做了重要論述。近幾年，Milan[12]、Kim[13]、Azamar Aguirre[14]等持續(xù)對經(jīng)驗?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了研究；同時，為提升計算精度，適應(yīng)不同理念葉型的損失、落后角預(yù)估，S1流面計算在模型發(fā)展中得到應(yīng)用[15-17]。中國對于經(jīng)驗?zāi)Ｐ偷难芯恳嘣诓粩嗤七M(jìn)，劉波[18-19]、季路成[20]、滕金芳[21]等開展了有關(guān)工作。對于工程設(shè)計，中國的壓氣機(jī)技術(shù)體系是較為完備的，但更新完善卻進(jìn)展緩慢[22]。隨著中國多級高壓壓氣機(jī)的發(fā)展，穩(wěn)定、高精度的S2正問題計算程序需求日益迫切。

無論采用何種流線曲率方程，其求解過程都是相似的，計算的精度主要受經(jīng)驗、半經(jīng)驗?zāi)Ｐ偷挠绊?，這些模型也正是本研究的重點(diǎn)。本文研究面向工程需要，為了提高計算精度，滿足方案評估要求，在一個流線曲率計算程序的基礎(chǔ)上，通過對比分析，優(yōu)化了攻角、落后角及損失計算方法，尤其改進(jìn)了端壁損失計算方法；同時，為克服基于傳統(tǒng)平面葉柵試驗數(shù)據(jù)的攻角、落后角模型與新設(shè)計理念葉型之間的不匹配問題，采用S1流面計算修正S2的方法，最終發(fā)展出了一個高精度的S2正問題計算程序；利用3個不同負(fù)荷水平的、經(jīng)試驗驗證的多級壓氣機(jī)進(jìn)行了檢驗計算，證實了方法的計算精度和穩(wěn)定性。目前，基于該方法的流線曲率程序已在工程設(shè)計及分析中開始應(yīng)用。

1 流線曲率程序

利用流線曲率法求解完全徑向平衡方程是S2流面計算的主要方法之一，在工程中應(yīng)用也最廣泛。一個常見的完全徑向平衡方程為

(1)

式中：ρ為密度；p為壓力；V、W分別為絕對和相對速度；r為半徑；rm為子午流線的曲率半徑；φ為流線與軸向的夾角；“m”表示子午方向，“θ”表示圓周方向。式(1)中忽略了葉片力。

本文研究基于的平臺為中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所的流線曲率程序，該程序采用基于軸對稱假設(shè)的流線曲率法求解S2流場，具有包括靜子角度調(diào)節(jié)在內(nèi)的全轉(zhuǎn)速特性計算功能。輸入?yún)?shù)主要包括流路、進(jìn)出口葉型角、稠度、最大相對厚度及位置、最大撓度位置、葉尖間隙以及轉(zhuǎn)速等。因不具備摻混計算，且模型未曾改進(jìn)，所以程序?qū)Ξ?dāng)前多級壓氣機(jī)的計算精度較低。該程序較為完整的框架為本文的經(jīng)驗、半經(jīng)驗?zāi)Ｐ脱芯刻峁┝肆己没A(chǔ)。

2 經(jīng)驗?zāi)Ｐ?/h2>

2.1 最小損失攻角、落后角模型

目前，最小損失攻角的主流計算方法為NASA SP-36[23]中的方法，本文仍沿用這一方法。本程序的最小損失攻角在來流馬赫數(shù)Ma≤1.0時，利用式(2)計算；在Ma≥1.2時，使用葉背相切法計算，見式(3)；在1.0

Ma≤1.0

(2)

i*=im2Ma≥1.2

(3)

i*=im2+(im1-im2)f(Ma) 1.0

(4)

落后角計算模型為

(5)

(6)

(7)

2.2 設(shè)計點(diǎn)損失模型

與攻角、落后角模型的匱乏相反，自流線曲率法在工程中應(yīng)用以來，損失模型不斷被提出，葉型損失、激波損失、二次流損失、端壁損失計算模型相對豐富，但每種模型都有使用范圍，不同模型之間的良好匹配是二維正問題程序計算的基礎(chǔ)。本文發(fā)展的設(shè)計點(diǎn)損失計算方法為

ωt=ωp+ωs+ωsec+ωe

(8)

式中：ωt表示總損失；等號右側(cè)4項依次為葉型損失、激波損失、二次流損失和端壁損失。

2.2.1 葉型損失

葉型損失由葉片表面附面層和尾跡摻混形成。Lieblein和Roudebush根據(jù)葉柵試驗建立了計算葉型損失的基本方法，即根據(jù)擴(kuò)散程度與尾跡動量厚度之間的關(guān)系計算葉型損失[24-25]，后續(xù)研究者大都沿用此方法，只是模型的擴(kuò)散程度與尾跡動量厚度之間的曲線略有不同。本文采用Wright和Miller[26]發(fā)展的葉型損失模型，該模型利用葉型損失參數(shù)ωpara與當(dāng)量擴(kuò)散因子Deq之間的關(guān)系曲線計算損失，并考慮了馬赫數(shù)帶來的影響，如圖1所示。當(dāng)量擴(kuò)散因子和葉型損失參數(shù)計算方法分別為

(9)

(10)

圖1 葉型損失參數(shù)關(guān)系曲線Fig.1 Correlation curves for profile loss parameter

2.2.2 激波損失

高負(fù)荷多級高壓壓氣機(jī)出于效率和可靠性的要求，一級轉(zhuǎn)子葉尖進(jìn)口相對馬赫數(shù)一般不高于1.4，因此，本文的激波損失采用經(jīng)典的Miller模型計算[27]。

Miller模型的關(guān)鍵在于如何計算激波前吸力面馬赫數(shù)，文獻(xiàn)中大都采用普朗特-邁耶函數(shù)計算，但這不可避免地會遇到如何求解吸力面氣流轉(zhuǎn)角的問題。根據(jù)計算校核，本文中激波前吸力面馬赫數(shù)MaS的計算表達(dá)式為[28]

(11)

式中:Δβ為氣流流經(jīng)葉片的轉(zhuǎn)角；Ma1為葉柵進(jìn)口馬赫數(shù)。

2.2.3 二次流損失

葉片表面附面層的徑向流動及葉片之間的通道渦會造成氣流的二次流損失，這種二次流動存在于由葉根到葉尖的整個葉片通道。本文利用Griepentrog[29]方法計算二次流損失，二次流損失與總損失之間的關(guān)系為

(12)

式中:fs為二次流損失因子，與葉片彎角θ′及展弦比h/c有關(guān)，如圖2所示。

圖2 二次流損失因子曲線Fig.2 Curve for secondary loss factor

2.2.4 端壁損失

端壁區(qū)域是壓氣機(jī)內(nèi)部流動最復(fù)雜、流動機(jī)理認(rèn)識最淺薄的區(qū)域。葉尖間隙流動、端壁附面層及其與葉片表面附面層，乃至激波的相互作用，使得此部分區(qū)域的損失很難預(yù)測。一種常用的端壁損失模型認(rèn)為根、尖流面端壁損失為葉型損失的倍數(shù)，用端壁損失系數(shù)表示，由端壁附面層引起的附加損失沿葉高呈三次曲線分布[11]。此模型的不足之處在于端壁損失系數(shù)的給定只憑經(jīng)驗，而端壁區(qū)域損失在總損失的占比較大且在二維正問題計算中熵積累會對計算收斂性產(chǎn)生影響。

為了確定端壁損失系數(shù)的值，本文利用2個已有的模型，提出了新的端壁損失計算方法。

(13)

(14)

對于轉(zhuǎn)子，式(13)和式(14)中的速度采用相對速度。

圖3 端壁損失參數(shù)隨擴(kuò)散因子和間隙的變化Fig.3 Variation of endwall loss parameter with diffusion factor and clearance

已知根、尖流面的端壁損失后，可計算出葉根和葉尖的端壁損失系數(shù)KH和KT：

Kj=ωe/ωpj=H,T

(15)

在求出KH和KT的值以后，由端壁附面層引起的附加損失仍根據(jù)Hearsey方法計算，但附面層影響范圍控制在距葉根、葉尖30%葉高區(qū)域，即端壁損失計算方法為

(16)

(17)

2.3 非設(shè)計點(diǎn)損失模型

非設(shè)計點(diǎn)損失計算采用Aungier[1]模型，即

ω=ωt[5-4(ξ+2)]ξ<-2

(18)

ω=ωt(1+ξ2) -2≤ξ≤1

(19)

ω=2ωtξξ>1

(20)

式中:ξ=(i-i*)/WIDTH，WIDTH為可用攻角的范圍。

可用攻角范圍的計算參考文獻(xiàn)[18]中的方法。同時，考慮到負(fù)攻角狀態(tài)葉柵通道阻塞的影響，對可用攻角范圍進(jìn)行修正。當(dāng)葉柵喉部阻塞時，由進(jìn)口到喉部應(yīng)用連續(xù)方程，經(jīng)變換得到：

(21)

式中：o為葉柵喉道寬度；s為柵距；λ為速度系數(shù)；k為比熱比；βcr為阻塞狀態(tài)的相對氣流角。

葉柵負(fù)攻角狀態(tài)的可用攻角范圍應(yīng)滿足以下要求：

(22)

根據(jù)計算經(jīng)驗，由葉柵阻塞引起的可用攻角范圍修正量不應(yīng)超過2.5°。一個轉(zhuǎn)子葉片修正前后的各流面負(fù)攻角狀態(tài)可用攻角范圍及與S1計算結(jié)果的對比如圖4所示，可見修正后與S1計算結(jié)果吻合得更好。

圖4 可用攻角范圍對比Fig.4 Comparison of available angle of incidence range

2.4 徑向摻混

為了降低端壁區(qū)域的低能量氣流堆積，提高程序的計算穩(wěn)定性，在S2正問題程序中有必要進(jìn)行摻混計算，這也符合壓氣機(jī)內(nèi)部的流動規(guī)律。本文采用Aungier[1]的方法模擬計算內(nèi)部摻混流動。

3 S1流面計算的應(yīng)用

隨著壓氣機(jī)設(shè)計技術(shù)的發(fā)展，不斷涌現(xiàn)出新的葉型，比如多圓弧、控制擴(kuò)散、定制葉型等，但公開文獻(xiàn)中針對這些新設(shè)計理念葉型的最小損失攻角與落后角模型尚未涉及，不同的造型方法也給解析形式的經(jīng)驗?zāi)Ｐ桶l(fā)展帶來困難。圖5和圖6分別為NACA-65葉型和定制葉型利用經(jīng)驗關(guān)系式計算的最小損失攻角和落后角與S1流面計算結(jié)果的對比，其中，最小損失攻角采用式(2)計算，落后角采用式(6)計算，并利用式(7)計算密流比的影響。對于NACA-65葉型，模型計算的最小損失攻角與S1流面計算結(jié)果相當(dāng)，如圖5(a)所示，落后角比S1結(jié)果偏高0.5°，相對偏高8.6%，如圖5(b)所示；而對于定制葉型，模型計算的最小損失攻角偏正，如圖6(a)，落后角偏高1.8°，相對偏高37.6%左右，如圖6(b)所示。最小損失攻角、落后角計算方法對NACA-65葉型計算精度相對較高，對新理念葉型的計算精度相對較低。

圖5 NACA-65葉型計算結(jié)果Fig.5 Calculation results of NACA-65 blade profile

圖6 定制葉型計算結(jié)果Fig.6 Calculation results of tailored blade profile

為了解決豐富的葉型類型與相對匱乏的最小損失攻角、落后角模型之間的不匹配問題，引入了S1流面計算。事實上，利用數(shù)值計算已成為當(dāng)前改進(jìn)經(jīng)驗?zāi)Ｐ偷氖侄沃?，例如，Schnoes和Nicke[17]利用葉柵數(shù)值模擬重新校驗了傳統(tǒng)的落后角模型、損失模型的系數(shù)。本文提出的利用S1流面計算修正S2的計算方法僅限于對最小損失攻角和對應(yīng)狀態(tài)落后角的修正。修正方法為

(23)

(24)

(25)

式中:δ*為最小損失狀態(tài)的落后角；下標(biāo)“M”“H”“T”分別代表S2計算中的葉中、葉根和葉尖流面；“S1”表示S1流面計算結(jié)果；C1、C2為S1流面計算與實際流動之間的修正量，即流動的三維效應(yīng)對落后角的影響。根據(jù)與三維計算、試驗特性的比較，C1、C2取值在[0.5°，2.5°]。

圖7為利用S1修正S2計算的一個多級壓氣機(jī)的跨聲速轉(zhuǎn)子、亞聲速轉(zhuǎn)子和一排靜子葉片的氣流角分布及其與三維計算的對比，該壓氣機(jī)采用定制葉型。對比的狀態(tài)點(diǎn)均在計算的最高效率或總壓恢復(fù)系數(shù)附近。對比表明，在10%～90%相對葉高之間的主流區(qū)，S2計算的出口氣流角與三維計算結(jié)果吻合較好，尤其是亞聲速轉(zhuǎn)子和靜子葉片?？缏曀俎D(zhuǎn)子和靜子的進(jìn)口氣流角與三維計算的展向分布不同，但狀態(tài)點(diǎn)在最小損失點(diǎn)附近，因此，由攻角偏離最小損失攻角引起的落后角變化量較小。在近端壁區(qū)域，三維計算考慮了黏性的影響，壁面采用無滑移邊界；而S2計算出于收斂性的考慮，會避免熵增在端壁區(qū)域的堆積，近壁面的子午速度相對主流區(qū)不會迅速降低，所以，S2的計算結(jié)果與三維計算在端壁區(qū)有所不同。

圖7 跨聲速轉(zhuǎn)子、亞聲速轉(zhuǎn)子和靜子的氣流角對比Fig.7 Comparison of airflow angles of transonic rotor, subsonic rotor and stator

在目前攻角模型、落后角模型匱乏的狀況下，該方法解決了傳統(tǒng)的攻角、落后角模型與種類繁多、不同設(shè)計理念葉型之間的適用性問題，既不受葉型類型的約束，又保留了S2正問題程序中馬赫數(shù)、葉尖間隙等因素對最小損失攻角的影響以及攻角變化對落后角的影響。該方法及不同模型的聯(lián)合實施有效提升了二維正問題程序的精度和可靠性。

4 失速模型

本研究采用最大總壓升準(zhǔn)則來預(yù)估多級壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作邊界。對任意一條等轉(zhuǎn)速線，當(dāng)壓氣機(jī)流量減小后，計算總壓比不再升高，則認(rèn)為壓氣機(jī)發(fā)生失速。

為了驗證失速模型，統(tǒng)計了4臺多級壓氣機(jī)在設(shè)計轉(zhuǎn)速和0.8相對換算轉(zhuǎn)速的試驗流量-壓比特性。4臺壓氣機(jī)依次用C1、C2、C3、C4表示，其平均級壓比如圖8所示，利用堵點(diǎn)流量和失速點(diǎn)壓比作歸一化處理后的特性如圖9所示。由圖9可知，設(shè)計轉(zhuǎn)速特性線的最大壓比點(diǎn)即為失速點(diǎn)；在0.8相對換算轉(zhuǎn)速下，C1、C2、C3壓氣機(jī)的等轉(zhuǎn)速線均在最高壓比點(diǎn)發(fā)生失速，而C4壓氣機(jī)的等轉(zhuǎn)速線在經(jīng)過最高壓比點(diǎn)(A點(diǎn))后，試驗仍錄取一個狀態(tài)點(diǎn)；經(jīng)對比，由A點(diǎn)計算的喘振裕度比失速點(diǎn)計算的喘振裕度僅偏低0.5%。對于多級壓氣機(jī)的喘振裕度而言，數(shù)值計算產(chǎn)生0.5%的偏差是可接受的。

本研究以計算的最高壓比點(diǎn)作為失速點(diǎn)，下文的計算證實此種方法是有效的，預(yù)測的多級壓氣機(jī)中高轉(zhuǎn)速失速邊界與試驗結(jié)果吻合良好。

圖8 4臺壓氣機(jī)的平均級壓比Fig.8 Average stage pressure ratio of four compressors

圖9 歸一化試驗特性Fig.9 Normalized test characteristics

5 校驗計算

采用3個不同負(fù)荷水平的、經(jīng)試驗驗證的壓氣機(jī)對發(fā)展的方法進(jìn)行校核計算。壓氣機(jī)的負(fù)荷水平用葉尖負(fù)荷系數(shù)表示，計算表達(dá)式為

(26)

式中：H為負(fù)荷系數(shù)；Lu為壓縮功；UT為葉片葉尖旋轉(zhuǎn)速度。3個壓氣機(jī)(依次用A、B、C表示)的平均負(fù)荷系數(shù)分布如圖10所示。

圖10 壓氣機(jī)負(fù)荷系數(shù)Fig.10 Work coefficient of compressors

為了驗證方法的精度及穩(wěn)定性，首先利用改進(jìn)前的程序計算了A壓氣機(jī)特性，并與改進(jìn)后程序的計算結(jié)果進(jìn)行了對比。對于B、C兩臺壓氣機(jī)，因為總壓比、負(fù)荷提高，改進(jìn)前的程序未能計算收斂。此外，針對C壓氣機(jī)開展了級間參數(shù)對比，以驗證級間匹配狀況。

5.1 A壓氣機(jī)

A壓氣機(jī)為面向燃?xì)廨啓C(jī)的低壓壓氣機(jī)，壓氣機(jī)前兩級轉(zhuǎn)子存在局部超聲速區(qū)，一級轉(zhuǎn)子葉尖進(jìn)口相對馬赫數(shù)為1.16。壓氣機(jī)轉(zhuǎn)、靜子葉片均采用修正圓弧中線、NACA-65葉厚分布。為適應(yīng)不同葉片的進(jìn)口馬赫數(shù)及流通能力，中弧線采用了不同程度的加彎或減彎。

改進(jìn)前后的計算特性及其與試驗的對比如圖11所示，其中試驗相對換算轉(zhuǎn)速nr為1.0和0.9時未錄取到喘振邊界。對比表明，在1.0和0.9轉(zhuǎn)速程序改進(jìn)前后計算的流量-壓比、流量-效率特性基本重合；轉(zhuǎn)速降低后，改進(jìn)前程序計算的效率降低，計算的流量-壓比線在改進(jìn)后計算特性線的左下方；值得注意的是，改進(jìn)前的程序計算的穩(wěn)定邊界水平較低，本研究發(fā)展的計算方法顯著提升了程序的計算穩(wěn)定性。

圖11 A壓氣機(jī)特性Fig.11 Overall performance of Compressor A

改進(jìn)后程序計算的堵點(diǎn)流量比試驗偏低4%左右，最高壓比水平與試驗相當(dāng)；各轉(zhuǎn)速計算的峰值效率與試驗相當(dāng)，從0.8和0.75轉(zhuǎn)速來看，計算穩(wěn)定邊界與試驗較為接近。

5.2 B壓氣機(jī)

B壓氣機(jī)為E3十級高壓壓氣機(jī)第2輪修改后的壓氣機(jī)。E3十級高壓壓氣機(jī)在1.0換算轉(zhuǎn)速的設(shè)計流量為54.4 kg/s，總壓比為25.0，效率為0.847[30]，一級轉(zhuǎn)子葉尖進(jìn)口相對馬赫數(shù)為1.353。

壓氣機(jī)前4級轉(zhuǎn)子為跨聲速葉排，采用定制流面葉型的方法設(shè)計。5～10級轉(zhuǎn)子采用修正圓弧中線，5、6級轉(zhuǎn)子采用多圓弧厚度分布，7～10級采用NACA-65厚度分布。1～4級靜子具有修正的圓弧中線和多圓弧厚度分布，5～9級靜子采用NACA-65葉型。最后一級靜子負(fù)責(zé)將氣流轉(zhuǎn)回軸向，彎角較大，采用了特殊設(shè)計的葉型。為保證喘振裕度，前6級靜子可調(diào)。

計算的壓氣機(jī)0.9相對換算轉(zhuǎn)速以上特性及與試驗的對比如圖12所示。對比可得，計算的流量-壓比特性與試驗吻合良好，計算效率比試驗略高，計算穩(wěn)定邊界與試驗基本一致。1.0與1.025相對換算轉(zhuǎn)速的計算效率偏高，這一方面是由于轉(zhuǎn)子葉尖進(jìn)口相對馬赫數(shù)較高，激波模型計算精度降低，另一方面，文獻(xiàn)[30]認(rèn)為進(jìn)口測量儀表及多次高速失速引起的性能退化使測試效率偏低。

圖12 B壓氣機(jī)(E3十級壓氣機(jī))特性Fig.12 Overall performance of Compressor B (E3 ten-stage compressor)

0.9相對轉(zhuǎn)速計算與試驗偏差較大，這除了計算給定的間隙較小外，還與進(jìn)口導(dǎo)流葉片的性能計算有關(guān)，轉(zhuǎn)速降低后進(jìn)口導(dǎo)流葉片關(guān)角度值很大，出口氣流角及總壓恢復(fù)系數(shù)計算精度降低。

5.3 C壓氣機(jī)

C壓氣機(jī)為高負(fù)荷多級壓氣機(jī)，前3級轉(zhuǎn)子葉片存在超聲速區(qū)域，一級轉(zhuǎn)子葉尖進(jìn)口相對馬赫數(shù)為1.22。各排葉片均采用多圓弧葉型。在特性計算前，首先計算了各排葉片根、中、尖3個流面的葉型攻角特性，對最小損失攻角和落后角進(jìn)行了修正，隨后開展了全轉(zhuǎn)速特性預(yù)估。計算特性如圖13所示，計算與試驗吻合良好。

試驗對前5級轉(zhuǎn)子后的總壓和總溫進(jìn)行了測量。設(shè)計轉(zhuǎn)速由堵點(diǎn)到失速點(diǎn)的級間壓比、溫升比分布的計算結(jié)果與試驗對比如圖14～圖16所示，圖中的壓比、溫升比利用試驗出口總壓比、溫升比進(jìn)行了無量綱處理。對比表明，堵點(diǎn)、工作點(diǎn)的計算壓比和溫升比與試驗基本吻合。在失速點(diǎn)，計算的溫升比更低，這與圖13中的總特性相應(yīng)，在設(shè)計轉(zhuǎn)速近失速點(diǎn)，當(dāng)計算與試驗壓比相當(dāng)時，計算的效率更高。

圖13 C壓氣機(jī)特性Fig.13 Overall performance of Compressor C

圖14 近堵塞點(diǎn)的壓力和溫度對比Fig.14 Comparison of pressure and temperature near choked operating point

圖15 近設(shè)計點(diǎn)的壓力和溫度對比Fig.15 Comparison of pressure and temperature near design operating point

圖16 近失速點(diǎn)的壓力和溫度對比Fig.16 Comparison of pressure and temperature near stall operating point

6 結(jié) 論

二維計算仍是多級壓氣機(jī)設(shè)計與分析的核心，經(jīng)驗、半經(jīng)驗?zāi)Ｐ透桦S壓氣機(jī)設(shè)計技術(shù)的進(jìn)步而不斷更新發(fā)展。本文通過對比分析，優(yōu)化了攻角、落后角及損失計算模塊，提升了經(jīng)驗、半經(jīng)驗計算模塊的精度，并提出了利用S1流面修正S2正問題計算的方法，解決了攻角、落后角模型與新理念葉型之間不匹配的問題。最后，利用3個經(jīng)試驗驗證的多級壓氣機(jī)對發(fā)展的計算方法進(jìn)行校驗。結(jié)果表明：

1) 除低負(fù)荷壓氣機(jī)的計算流量偏低外，采用本研究發(fā)展的方法計算的壓氣機(jī)性能與試驗結(jié)果吻合良好，展現(xiàn)出相對較高的計算精度。

2) 本文發(fā)展的方法合理，較大幅度提高了程序的計算穩(wěn)定性，可用于多級軸流壓氣機(jī)性能分析，為壓氣機(jī)多程序校核提供了新手段。