史磊，楊光，丁光華，林文俊

1. 中國民航大學(xué) 中歐航空工程師學(xué)院，天津 300300 2. 珠海保稅區(qū)摩天宇航空發(fā)動機(jī)維修有限公司，珠海 519030

近年來，中國民航運(yùn)輸業(yè)得到了全面、快速的高質(zhì)量發(fā)展，正在由民航大國向民航強(qiáng)國逐步邁進(jìn)，截至2017年底[1]，民用運(yùn)輸飛機(jī)在冊架數(shù)3 296 架(不含港澳臺)。根據(jù)國家運(yùn)輸部匯總的數(shù)據(jù)顯示[2]，2018年中國民航運(yùn)輸總周轉(zhuǎn)量達(dá)到1 206.4億噸公里，相比上年同期增長11.4%；旅客運(yùn)輸總量6.1億人次，同比增長10.9%；機(jī)場起降飛機(jī)架次突破1 000萬，全行業(yè)營業(yè)收入約8 750 億元。在如此規(guī)模的民用航空運(yùn)輸總量下，針對運(yùn)輸環(huán)節(jié)中某一流程的優(yōu)化將會顯著降低飛行成本，創(chuàng)造相當(dāng)可觀的經(jīng)濟(jì)效益。

根據(jù)前期研究結(jié)果[3]可知，民用航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣在長期的航線運(yùn)行過程中會受到較為嚴(yán)重的侵蝕，造成前緣葉型的破壞以及前緣端面粗糙度的增加，氣動特性衰退顯著。陳云永等[4]指出風(fēng)扇氣動性能對大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)的耗油率有重要的影響，巡航狀態(tài)下，風(fēng)扇效率降低1%，推力降低約0.68%，耗油率增加0.67%以上。

圖1中展示了中國南方航空公司2018年度費(fèi)用明細(xì)[5]。由該圖可知，燃油成本占據(jù)比例最大，其值為30.6%。據(jù)此假設(shè)中國民航運(yùn)輸業(yè)的平均燃油成本為30%，則根據(jù)全行業(yè)總收入額8 750 億，可以計(jì)算出全年的燃油成本為2 625億。若風(fēng)扇效率降低1%，則燃油成本將會增加17.58億。因此，提高風(fēng)扇效率能夠?yàn)槿袠I(yè)節(jié)約十幾億量級的成本。

圖1 中國南方航空公司2018年度費(fèi)用明細(xì)Fig.1 China Southern Airlines expense details of 2018

風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣侵蝕對其工作效率具有重要影響，前期研究結(jié)果[3]顯示前緣粗糙度Rz=120 μm和Rz=250 μm兩種前緣侵蝕程度下，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子峰值效率相比于原型分別下降了1.63%和2.39%。如果葉片侵蝕后直接更換，則成本非常高。因此在發(fā)動機(jī)大修時(shí)，需對葉片前緣進(jìn)行修復(fù)以部分恢復(fù)其氣動性能，提升工作效率。

然而由于國外對先進(jìn)葉片修復(fù)技術(shù)的保密以及維修授權(quán)許可，國內(nèi)當(dāng)前的發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣維修基本依靠手工拋磨方式，嚴(yán)重依賴維修工人的個(gè)人經(jīng)驗(yàn)，葉片前緣打磨一致性較差，缺乏對前緣氣動外形的精確把握，有時(shí)會誘發(fā)整機(jī)推力不夠或者喘振現(xiàn)象的發(fā)生。在航空運(yùn)行成本極限控制的今天，該種維修方案顯然無法繼續(xù)滿足客戶對于風(fēng)扇工作效率充分挖掘的要求，有待進(jìn)一步的改進(jìn)與升級。

Michaels和李璇[6]指出GE航空在修理CFM56-7發(fā)動機(jī)時(shí)，使用數(shù)控機(jī)床和電子束焊接技術(shù)更換整個(gè)葉片的前緣，并且在未來還將進(jìn)一步加大葉片修理技術(shù)的研發(fā)投資，開發(fā)出更多的自動化修理技術(shù)，以高質(zhì)量的葉片修理回饋客戶。加拿大麥吉爾大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院的Meshreki等[7]針對鈦合金高壓壓氣機(jī)葉片自動化打磨系統(tǒng)進(jìn)行了分析和優(yōu)化，討論了打磨盤和壓氣機(jī)葉片對于機(jī)器臂動力學(xué)特性的影響,該自動化打磨系統(tǒng)能夠夾持葉片自由旋轉(zhuǎn)，針對葉片前、后緣以及氣動型面開展打磨工作。德國漢諾威大學(xué)的Denkena等[8]采用鎢極惰性氣體保護(hù)焊的方式針對整體葉盤損傷葉片進(jìn)行修復(fù)。在焊接完成后，通過銑削或者打磨的方式切除多余材料，恢復(fù)葉片原有氣動外形。為了降低維修后的葉片形貌偏差，開發(fā)了一套輪廓外形處理程序，通過電磁導(dǎo)軌融合焊接、銑削、打磨等維修工藝以及合理設(shè)置打磨刀具方位等手段來實(shí)現(xiàn)葉片形貌的最小偏差。

華中科技大學(xué)的張海洋等[9]將機(jī)器人和砂帶磨削技術(shù)相結(jié)合并應(yīng)用到葉片加工領(lǐng)域中以提高葉片磨削的加工質(zhì)量和效率，進(jìn)行了手工拋磨和機(jī)器人拋磨兩種加工方式的對比試驗(yàn)，結(jié)果顯示在粗糙度和表面一致性方面機(jī)器人加工明顯優(yōu)于手工加工。葉曉華[10]采用六軸聯(lián)動砂帶磨床進(jìn)行數(shù)控修復(fù)，基于UG二次開發(fā)完成了一個(gè)離線修復(fù)系統(tǒng)，并對某型葉片進(jìn)行了吸力面和壓力面的實(shí)際磨削修復(fù)。重慶大學(xué)的任旭[11]針對航空發(fā)動機(jī)鋁合金鑄造葉片加工余量大，機(jī)器人運(yùn)動精度較低等特性，提出了利用浮動帶補(bǔ)償?shù)哪ヮ^結(jié)構(gòu)補(bǔ)償機(jī)器人運(yùn)動精度，并自行搭建了葉片機(jī)器人砂帶磨削實(shí)驗(yàn)平臺。黃云等[12]指出隨著機(jī)器人技術(shù)的發(fā)展，機(jī)器人自身的重復(fù)定位精度能夠保證較高的加工精度的一致性，結(jié)合先進(jìn)的測量技術(shù)，機(jī)器人柔性磨削系統(tǒng)可以成為一種葉片精密磨削的有效手段，能提高柔性高精度加工能力和促進(jìn)國家制造業(yè)裝備產(chǎn)業(yè)升級。中國民航大學(xué)的王浩等[13]以航空發(fā)動機(jī)損傷葉片為研究對象提出了一套損傷葉片再制造修復(fù)方法和實(shí)現(xiàn)手段，主要包括修復(fù)可行性評估、葉片數(shù)字化模型重建、激光熔覆和自適應(yīng)加工、精度檢測和誤差分析。武漢工程大學(xué)的劉磊[14]提出一種渦輪葉片自動化修復(fù)方案，將葉片測量與修復(fù)工藝集成到一臺數(shù)控機(jī)床上進(jìn)行處理。

在風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣維修方面，目前的研究主要集中于打磨機(jī)器人系統(tǒng)的研制等具體的自動化打磨工程實(shí)現(xiàn)手段，而對于前緣打磨方案及目標(biāo)形貌的分析相對很少。當(dāng)前比較主流的方案是通過激光熔覆技術(shù)將葉片修復(fù)至原貌，但從成本控制和使用效果的角度考慮，并不是所有受到侵蝕或者損傷的葉片都需要被恢復(fù)到原貌，對于遭受較小侵蝕量的葉片來說進(jìn)行精準(zhǔn)打磨修理也是非常必要的。通過本文的研究能夠規(guī)范化風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣維修方案，為發(fā)展具有自主知識產(chǎn)權(quán)的風(fēng)扇葉片前緣維修標(biāo)準(zhǔn)奠定理論基礎(chǔ)。

1 研究對象與相關(guān)問題

1.1 維修手冊對于風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣維修的要求

在進(jìn)行風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣精細(xì)維修方法研究之前，需要對現(xiàn)有的相關(guān)維修流程和標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行詳細(xì)的分析與理解，確保本文針對前緣維修開展的研究在維修手冊要求范圍內(nèi)。以V2500-A5型發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子前緣腐蝕打磨標(biāo)準(zhǔn)[15]為例進(jìn)行敘述。根據(jù)維修標(biāo)準(zhǔn)，如果前緣表面質(zhì)感比V05-021 240 GRIT砂紙平滑，則不進(jìn)行維修。

圖2中給出了V2500風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修后檢測位置。如圖中所示，共有A、B、C和D 4個(gè)檢測截面，BL代表葉尖前緣點(diǎn)距離檢測截面前緣點(diǎn)的距離，BT代表葉尖尾緣點(diǎn)距離檢測截面尾緣點(diǎn)的距離。

各檢測截面與葉片的前緣、尾緣交點(diǎn)的連線記作BJ(類似于截面弦長)。則風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片的維修標(biāo)準(zhǔn)如表1所示。

風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修標(biāo)準(zhǔn)除規(guī)定了檢測截面的基本尺寸約束外，還對檢測截面的前緣半徑和前緣形狀進(jìn)行了規(guī)定。維修手冊中規(guī)定，檢測截面的前緣曲率半徑應(yīng)為0.58 mm，并且給出了合格與不合格的前緣形狀，如圖3和圖4所示。

圖2 V2500風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片維修檢測位置Fig.2 Inspection position of V2500 fan rotor

表1 風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修后尺寸要求

圖3 合格前緣形狀Fig.3 Qualified leading edge shape

圖4 不合格前緣形狀Fig.4 Unqualified leading edge shape

觀察圖3和圖4中展示的前緣類型，宏觀上把前緣曲率半徑變化更光滑和偏向壓力面一側(cè)的葉型認(rèn)為是合格葉型，把偏向吸力面葉型和存在明顯缺陷葉型(如前緣出現(xiàn)尖端導(dǎo)致無曲率半徑、前緣曲率半徑變化畸形、鈍頭前緣)認(rèn)為是不合格葉型。

從上述內(nèi)容可以看出，發(fā)動機(jī)維修手冊中對于風(fēng)扇轉(zhuǎn)子前緣維修的表述并不是很詳細(xì)。V2500型航空發(fā)動機(jī)誕生于20世紀(jì)80年代，在機(jī)械自動化水平較低的時(shí)代采用手工打磨和抽樣檢測的方式進(jìn)行前緣維修無可厚非。但隨著光學(xué)測量手段的發(fā)展和機(jī)器人技術(shù)的進(jìn)步，仍然沿用傳統(tǒng)的維修流程將難以實(shí)現(xiàn)高效高質(zhì)量維修的目標(biāo)，勢必阻礙維修企業(yè)的發(fā)展，進(jìn)而導(dǎo)致維修市場的流失。因此，開展風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣精細(xì)維修理論研究很有必要。

1.2 研究對象

以中國民航大學(xué)中歐航空工程師學(xué)院綜合實(shí)驗(yàn)室的DGEN380小型大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子為研究對象，如圖5所示，該風(fēng)扇轉(zhuǎn)子詳細(xì)設(shè)計(jì)參數(shù)詳見參考文獻(xiàn)[3]。

前期已針對該風(fēng)扇轉(zhuǎn)子原型葉片進(jìn)行了較為全面的氣動特性計(jì)算并與已有試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，校驗(yàn)了數(shù)值研究方法的準(zhǔn)確性和可靠性。本文將繼續(xù)沿用之前的數(shù)值研究方法和網(wǎng)格模型，不再進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性等數(shù)值校驗(yàn)方面的工作[3]。

圖5 DGEN380整機(jī)結(jié)構(gòu)與風(fēng)扇轉(zhuǎn)子Fig.5 DGEN380 turbofan engine and fan rotor

1.3 前緣精細(xì)維修方案設(shè)計(jì)

針對前緣打磨維修方案進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，與傳統(tǒng)的前緣自由邊界氣動特性優(yōu)化設(shè)計(jì)過程不同，如圖6所示。而前緣打磨維修為去材加工過程，維修后的葉型輪廓必須在待維修輪廓線以內(nèi)，如圖7所示，因此在優(yōu)化的過程中需要增加額外的幾何約束，這種差異將會導(dǎo)致優(yōu)化空間的不同以及最終優(yōu)化結(jié)果的差異。

在前緣粗糙度Rz=250 μm風(fēng)扇轉(zhuǎn)子[3]葉片上開展前緣維修方案優(yōu)化設(shè)計(jì)，該風(fēng)扇轉(zhuǎn)子前緣如圖8所示。

圖6 前緣自由邊界優(yōu)化設(shè)計(jì)Fig.6 Leading edge optimization design of free boundary

圖7 前緣約束邊界優(yōu)化設(shè)計(jì)Fig.7 Leading edge optimization design of fixed boundary

圖8 風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片侵蝕前緣三維簡化模型Fig.8 Three-dimensional eroded leading edge model of fan rotor blade

在該葉片0%～30%葉高范圍內(nèi)，葉型相對來流馬赫數(shù)較低，前緣侵蝕現(xiàn)象不嚴(yán)重，而且由于風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片結(jié)構(gòu)強(qiáng)度特性的要求，因此在根部只需進(jìn)行較低程度的打磨，消除鈍頭葉型，恢復(fù)前緣的光滑過渡，如圖9所示。

主要在45%～100%葉高范圍內(nèi)開展前緣打磨維修優(yōu)化設(shè)計(jì)，采用中弧線疊加厚度分布的方法對該葉高范圍內(nèi)6處典型截面葉型進(jìn)行參數(shù)化處理，參數(shù)化的截面葉型位置如圖10所示，圖中“MERIDIONAL”代表子午流面，“R”代表徑向位置，“Z”代表軸向位置。

應(yīng)用B樣條曲線對中弧線進(jìn)行擬合，總共生成30個(gè)控制點(diǎn)，設(shè)置節(jié)點(diǎn)控制參數(shù)來加密中弧線控制點(diǎn)在前、后緣的分布，如圖11所示，“CAMBER”表示葉型中弧線，“R*theta”表示周向方向，“m”表示子午流線。

通過Bezier曲線進(jìn)行葉型吸力面、壓力面型線的控制，采用26個(gè)控制點(diǎn)進(jìn)行參數(shù)化，如圖12所示，“S”代表中弧線方向，“half-thick”表示葉型厚度的一半。其中參數(shù)化的第一個(gè)數(shù)值和最后一個(gè)數(shù)值分別為前緣半徑和尾緣半徑，其余參數(shù)分別為厚度分布控制參數(shù)。吸力面厚度分布控制點(diǎn)的近前緣局部放大圖如圖13所示，圖中“SUCTION SIDE”代表吸力面。壓力面的參數(shù)化方法及控制點(diǎn)分布參照吸力面。

根據(jù)實(shí)際維修手冊內(nèi)容，V2500風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片的維修手冊中對典型截面風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉型前緣曲率半徑進(jìn)行了約束，因此在葉型前緣優(yōu)化過程中也將對前緣曲率半徑進(jìn)行約束，使優(yōu)化設(shè)計(jì)方案符合實(shí)際維修規(guī)范，具有可操作性和工程應(yīng)用價(jià)值。

當(dāng)優(yōu)化變量過多時(shí)，完整數(shù)據(jù)庫的樣本容量呈指數(shù)型增長，建立完整數(shù)據(jù)庫信息的可能性愈發(fā)降低，從而無法建立全面的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，進(jìn)而影響優(yōu)化過程。為解決這一問題，須減少優(yōu)化變量，在每個(gè)截面上選取最具代表性的控制參數(shù)。

圖9 葉根處受侵蝕葉型與打磨后葉型對比Fig.9 Comparison of leaf types between eroded blade and polished blade at root

圖10 參數(shù)化截面展向位置Fig.10 Spanwise location of parameterized sections

圖11 中弧線控制點(diǎn)分布Fig.11 Distribution of camber control points

圖12 吸力面厚度分布控制點(diǎn)Fig.12 Control points of suction side thickness distribution

圖13 吸力面厚度分布控制點(diǎn)局部放大圖Fig.13 Local magnification of control points of suction side thickness distribution

選取了吸力面、壓力面型線的前緣半徑控制點(diǎn)作為優(yōu)化變量。每個(gè)截面共計(jì)2個(gè)優(yōu)化變量，6個(gè)參數(shù)化截面共計(jì)6×2=12個(gè)優(yōu)化變量，優(yōu)化變量上下限如表2所示。

表2中分別給出了各截面優(yōu)化變量的上下限，其中優(yōu)化上限為侵蝕葉型前緣根據(jù)參數(shù)化方法所構(gòu)成的最大前緣曲率半徑，優(yōu)化下限為滿足維修手冊中要求的最小曲率半徑。若需要控制某截面葉型前緣曲率半徑為某一固定值，則需將上下限同時(shí)設(shè)置為該固定值。

表2中“S1_SS_LE_RADIUS”代表截面1吸力面前緣曲率半徑，“S1_PS_LE_RADIUS”代表截面1壓力面前緣曲率半徑，葉型截面的編號參照圖10。

表2 優(yōu)化變量上下限Table 2 Range of optimization variables

本研究對象并沒有對應(yīng)的維修手冊，因此風(fēng)扇截面葉型前緣半徑維修標(biāo)準(zhǔn)無法查詢，需人為給出，人為設(shè)定原則參照了原始葉型前緣半徑值。如果要保證某截面處的葉型前緣半徑為某一定值，則需設(shè)置該截面葉型前緣半徑的上限和下限均為該定值。

2 數(shù)值計(jì)算方法

應(yīng)用商業(yè)CFD軟件NUMECA開展數(shù)值模擬計(jì)算，借助其中的Fine Turbo/Design 3D模塊進(jìn)行風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉型前緣的優(yōu)化設(shè)計(jì)，選擇隨機(jī)離散過程來設(shè)置參數(shù)變化范圍。

優(yōu)化工作是針對風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片前緣區(qū)域開展的，優(yōu)化前緣所占據(jù)的相對弦長范圍很小，轉(zhuǎn)子葉片的絕大部分區(qū)域均保持不變，葉型彎角基本不變，因此風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的整體增壓能力將會保持原有水平。前緣流動對于葉型吸力面附面層的發(fā)展至關(guān)重要：前緣流動組織良好，將會促進(jìn)吸力面附面層的健康發(fā)展，減小附面層厚度，降低損失，增大氣流轉(zhuǎn)折角，提高葉片等熵效率；前緣流動組織較差，會引起附面層厚度的快速增加，甚至發(fā)生氣流分離現(xiàn)象，增加流動損失，降低等熵效率，加大落后角，降低氣流轉(zhuǎn)折角，進(jìn)而影響增壓能力?？梢哉f，當(dāng)前緣修復(fù)引起的葉型進(jìn)口幾何角基本不變且維修量很小時(shí)，等熵效率和增壓比的變化趨勢是一致的，因此選取等熵效率作為優(yōu)化目標(biāo)，既能夠顧全風(fēng)扇增壓比的影響，也能降低優(yōu)化目標(biāo)的復(fù)雜性，采用此種方法，假設(shè)葉型進(jìn)口幾何角基本無變化。

但在實(shí)際優(yōu)化過程中，當(dāng)前緣曲率半徑靠近優(yōu)化下限時(shí)，有可能對葉型進(jìn)口幾何角產(chǎn)生較大影響，進(jìn)而減小整個(gè)葉型彎角。與此同時(shí)，前緣打磨導(dǎo)致葉片有效做功區(qū)域縮小，葉型負(fù)荷水平降低。此時(shí)等熵效率和壓比的變化趨勢將不再一致，等熵效率的增加會以總壓比的降低作為代價(jià)。因此在后續(xù)研究工作中，要開展多目標(biāo)優(yōu)化，同時(shí)引入等熵效率和總壓比，完善葉型前緣維修優(yōu)化過程。

由于該風(fēng)扇的長期運(yùn)行工況在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速峰值效率點(diǎn)附近，因此進(jìn)一步選取設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速的峰值效率點(diǎn)作為優(yōu)化目標(biāo)。在優(yōu)化過程中共建立150個(gè)不同參數(shù)組合下的葉片數(shù)據(jù)作為數(shù)據(jù)庫，應(yīng)用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練數(shù)據(jù)庫樣本，最后通過遺傳算法得到各截面葉型數(shù)據(jù)如圖14所示。圖14中黑線代表原始葉型，綠線代表侵蝕后的鈍頭葉型，紅線代表風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修特性優(yōu)化上限(即優(yōu)化過程中效率最高方案)，藍(lán)線代表風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修特性優(yōu)化下限(即優(yōu)化過程中的效率最低方案)。

圖15中給出了原始葉片和不同前緣維修方案葉片在90%葉高截面葉型的整體對比，由圖可知前緣維修所引起的變化僅局限于前緣部分，葉型主體在優(yōu)化過程中保持不變。

圖14 葉型前緣對比Fig.14 Comparison of airfoils’ leading edges

圖15 90%葉高截面葉型對比Fig.15 Comparison of airfoils at 90% spanwise

3 計(jì)算結(jié)果分析

在上文中討論了4種葉片，分別為原始葉片、風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修特性優(yōu)化上限葉片、風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修特性優(yōu)化下限葉片和250 μm侵蝕鈍頭葉片。需要強(qiáng)調(diào)的是風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修特性優(yōu)化下限葉片并不是最差修復(fù)方案，而是在此優(yōu)化過程中的效率最低方案，該方案可能會比手工拋磨方案的效率高。

圖16、圖17中分別給出了不同維修方案葉片在100%換算轉(zhuǎn)速時(shí)的流量-總壓比特性和流量-等熵效率特性。從整體走勢而言，原始葉片的氣動特性最佳，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子維修特性優(yōu)化上限葉片的氣動特性次之，250 μm侵蝕葉片的氣動特性最差。雖然優(yōu)化過程是在原始葉片設(shè)計(jì)點(diǎn)(峰值效率點(diǎn))所對應(yīng)的背壓101.7 kPa進(jìn)行的，但該點(diǎn)所反映出的氣動特性變化規(guī)律與整條特性線的變化規(guī)律基本一致。

由圖16、圖17可知，前緣侵蝕能夠使原始葉片的氣動特性顯著下降，經(jīng)過前緣維修后可在較大程度上恢復(fù)氣動性能，但修后整體氣動性能仍不及原始葉片氣動性能。在優(yōu)化過程中，不同前緣維修方案之間的流量-總壓比特性曲線差別不大，流量-等熵效率特性曲線變化更加明顯。

圖16 100%換算轉(zhuǎn)速不同維修方案下葉片的流量- 總壓比特性對比Fig.16 Mass flow-total pressure ratio characteristics comparison between different maintenance methods at 100% corrected rotating speed

圖17 100%換算轉(zhuǎn)速不同維修方案下葉片的流量- 等熵效率特性對比Fig.17 Comparison of mass flow-isentropic efficiency characteristics between different maintenance methods at 100% corrected rotating speed

近堵塞區(qū)域，前緣維修能夠使風(fēng)扇葉片氣動特性達(dá)到原始葉片的水平，并且最佳優(yōu)化方案的氣動特性要優(yōu)于原始葉片。圖18、圖19給出了100%換算轉(zhuǎn)速，近堵塞點(diǎn)90%葉高截面熵分布云圖和相對馬赫數(shù)分布云圖。對比近堵塞點(diǎn)馬赫數(shù)云圖和熵分布云圖可知，通道內(nèi)高熵區(qū)的產(chǎn)生位置恰好與激波位置一致，并且激波結(jié)構(gòu)所占據(jù)的柵距方向尺度與高熵區(qū)的柵距方向尺度相吻合，故判斷通道內(nèi)高熵區(qū)的產(chǎn)生主要源自于近壓力面形成的激波結(jié)構(gòu)。原始葉片壓力面上游最大相對馬赫數(shù)達(dá)到1.3，并且原始葉片激波前相對馬赫數(shù)平均大于優(yōu)化上限葉片，致使原始葉片激波損失更加嚴(yán)重。

圖18 100%換算轉(zhuǎn)速近堵塞點(diǎn)下90%葉高截面 熵分布云圖Fig.18 Distribution of 90% spanwise entropy contour near blockage point at 100% corrected rotating speed

在設(shè)計(jì)點(diǎn)處，250 μm前緣侵蝕葉片的等熵效率相比于原始葉片值降低了1.29%。經(jīng)過前緣維修后，等熵效率較侵蝕葉片值最多提高了1.21%，基本恢復(fù)到原始葉片的水平。風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片維修上、下限葉片所對應(yīng)的等熵效率相差較小，分別為94.59%和94.36%。對于總壓比而言，250 μm前緣侵蝕葉片的總壓比相比于原始葉片值降低了0.406%，經(jīng)過前緣修復(fù)后，其值基本恢復(fù)至原始葉片狀態(tài)。風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片維修上、下限葉片所對應(yīng)的總壓比均為1.23。

圖19 100%換算轉(zhuǎn)速近堵塞點(diǎn)下90%葉高截面相對馬赫數(shù)分布Fig.19 Distribution of 90% spanwise relative Mach number near blockage point at 100% corrected rotating speed

在近喘點(diǎn)附近(背壓104 kPa)，250 μm前緣侵蝕葉片的等熵效率相比于原始葉片值降低了3.26%。經(jīng)過前緣維修后，等熵效率較侵蝕葉片值可最多提高3.01%，比較接近原始葉片等熵效率值。風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片維修上、下限葉片所對應(yīng)的等熵效率分別為94.18%和93.7%。在總壓比方面，250 μm前緣侵蝕葉片的總壓比相比于原始葉片值降低了0.403%，經(jīng)過前緣修復(fù)后，總壓比可最高恢復(fù)至原始葉片的99.84%。

由此可見，前緣維修對于總壓比的影響在設(shè)計(jì)點(diǎn)和近喘點(diǎn)處基本一致。葉片等熵效率經(jīng)過前緣維修后提升非常顯著，達(dá)到了預(yù)期的效果。在設(shè)計(jì)點(diǎn)處，不同前緣維修方案之間的風(fēng)扇轉(zhuǎn)子氣動特性差異較??；而在近喘點(diǎn)附近，不同前緣維修方案之間的氣動特性差異顯著，有必要尋找最優(yōu)維修方案。

穩(wěn)定工作裕度SM的定義為

(1)

式中：m代表質(zhì)量流量；π*代表總壓比；d代表設(shè)計(jì)點(diǎn)；s代表近失速點(diǎn)。

計(jì)算得到的4種葉片穩(wěn)定工作裕度如表3所示。

由表3可知，250 μm侵蝕葉片的穩(wěn)定工作裕度較原始葉片略有降低，前緣維修能夠提高穩(wěn)定工作裕度，并且修后前緣曲率半徑越大則穩(wěn)定工作裕度越大。

表3 風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片穩(wěn)定工作裕度Table 3 Stall margin of fan rotor blade

觀察原始葉片、優(yōu)化上限葉片、優(yōu)化下限葉片在不同換算轉(zhuǎn)速下的特性，如圖20、圖21所示。在80%和90%換算轉(zhuǎn)速下，3種葉片特性線變化規(guī)律與100%換算轉(zhuǎn)速下情況相似，但在非設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下前緣侵蝕引起的風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片氣動性能衰退現(xiàn)象更加明顯。

在90%換算轉(zhuǎn)速下，前緣侵蝕葉片使近喘點(diǎn)附近(背壓103 kPa)等熵效率下降3.42%，總壓比相比原始葉片下降了0.337%。經(jīng)過維修后的優(yōu)化上限葉片等熵效率相比于原型僅下降了0.3%，總壓比恢復(fù)到原始水平。

在80%換算轉(zhuǎn)速下，前緣侵蝕葉片使近喘點(diǎn)附近(背壓103 kPa)等熵效率下降4.78%，總壓比相比原始葉片下降了0.348%。經(jīng)過維修后的優(yōu)化上限葉片等熵效率相比于原型僅下降了0.55%，總壓比恢復(fù)到原始水平。

葉片前緣優(yōu)化維修能夠提升風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片在不同換算轉(zhuǎn)速下的工作特性，大幅改善侵蝕后風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片等熵工作效率，恢復(fù)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子原始增壓能力，提高穩(wěn)定工作裕度。

圖22、圖23展示了3種葉片在100%換算轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)工況時(shí)，70%和90%葉高位置處的葉片表面靜壓系數(shù)分布情況，結(jié)果顯示3種葉片表面靜壓系數(shù)分布差異性主要體現(xiàn)在葉片弦長前20%區(qū)域內(nèi)，前緣維修對葉片弦長后70%的葉片表面負(fù)荷不產(chǎn)生過多影響，吸力面近前緣位置靜壓系數(shù)分布差異較為明顯，壓力面靜壓系數(shù)分布基本保持一致。

根據(jù)70%葉高位置靜壓系數(shù)(Pressure Coefficient)Cp分布曲線可知，與原始葉型相比，優(yōu)化上限葉片0%～5%相對弦長范圍內(nèi)的葉片負(fù)荷水平基本保持不變，但整體靜壓值上移，從而反映出當(dāng)?shù)亓魉俚南陆?。?yōu)化上限葉片適當(dāng)增加了5%～18%相對弦長范圍內(nèi)的葉片做功能力，并且在5%～10%相對弦長范圍內(nèi)保持了非常小的逆壓梯度，有效促進(jìn)了吸力面附面層的健康發(fā)展。

圖20 不同維修方案葉片在各換算轉(zhuǎn)速下的流量- 等熵效率特性對比Fig.20 Comparison of mass flow-isentropic efficiency characteristics between different maintenance methods at various corrected rotating speeds

圖21 不同維修方案葉片在各換算轉(zhuǎn)速下的流量- 總壓比特性對比Fig.21 Comparison of mass flow-total pressure ratio characteristics between different maintenance methods at various corrected rotating speeds

圖22 100%換算轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)工況下70% 葉高截面靜壓系數(shù)分布Fig.22 Cp distribution of 70% spanwise at designed point and at 100% corrected rotating speed

圖23 100%換算轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)工況下90% 葉高截面靜壓系數(shù)分布Fig.23 Cp distribution of 90% spanwise at designed point and at 100% corrected rotating speed

圖23中展示的90%葉高截面表面靜壓系數(shù)曲線變化趨勢與70%葉高的情況基本一致。相比于原始葉片，優(yōu)化上限葉片適當(dāng)降低了6%相對弦長范圍內(nèi)的葉片負(fù)荷水平，增加了6%～22%相對弦長范圍內(nèi)的葉片做功能力；而優(yōu)化下限葉片則增加了前14%相對弦長范圍內(nèi)的負(fù)荷水平，如圖24所示。經(jīng)計(jì)算，原始葉片、優(yōu)化上限葉片和優(yōu)化下限葉片在90%葉高截面的葉型擴(kuò)散因子分別為0.47、0.461、0.493。

圖25為3種葉片(原始葉片、優(yōu)化上限葉片、優(yōu)化下限葉片)在設(shè)計(jì)工況下90%葉高截面前緣相對馬赫數(shù)云圖及其局部放大圖。根據(jù)圖25可知，優(yōu)化上限葉片相比于原始葉片的超聲速區(qū)域顯著增加，在近前緣1.3以上高馬赫數(shù)范圍有所降低。

優(yōu)化下限葉片近前緣超聲速區(qū)范圍與原始葉片基本接近，但1.3以上高馬赫數(shù)范圍顯著增加。此部分高速區(qū)域面積的增加是引起圖23中優(yōu)化下限葉片在近前緣處負(fù)荷水平提高的主要因素。而高葉展處葉型前緣負(fù)荷水平的增加會加劇葉尖泄露流動，強(qiáng)化尖部二次流動，降低其工作效率。

對比優(yōu)化上限葉片和優(yōu)化下限葉片，可知優(yōu)化上限葉片近前緣處的加速區(qū)更加均勻，高速區(qū)覆蓋范圍更廣，對于葉型前段邊界層的積極作用更加明顯。

圖24 100%設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)工況下90% 葉高截面葉型負(fù)荷水平分布Fig.24 Blade loading distribution of 90% spanwise at designed point and at 100% corrected rotating speed

為了深入分析風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片的附面層發(fā)展的情況，對比分析了3種葉片在設(shè)計(jì)工況和近喘點(diǎn)工況時(shí)，90%葉高截面位置處的附面層厚度和吸力面壓力梯度。圖26中給出了風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片在100%換算轉(zhuǎn)速，設(shè)計(jì)工況下的近前緣22%相對弦長范圍內(nèi)邊界層的發(fā)展過程和吸力面壓力梯度分布，圖中實(shí)線代表邊界層厚度，虛線代表壓力梯度。

由圖26可知，在建立附面層的初始階段(5%相對弦長范圍內(nèi))，原始葉片與優(yōu)化下限葉片附面層厚度非常接近，而優(yōu)化上限葉片的數(shù)值略大于二者。自5%相對弦長后，邊界層厚度的發(fā)展趨勢則非常清晰，優(yōu)化下限葉片的邊界層厚度最大，原始葉片次之，優(yōu)化上限葉片最小。由此可見，5%相對弦長位置是附面層發(fā)展的分界點(diǎn)。壓力梯度為正值，代表著氣流在此段范圍內(nèi)沒有經(jīng)歷順壓區(qū)，一直在克服逆壓梯度流動。前緣附近的氣流速度較快，流體微團(tuán)自身攜帶的動能較大，逆壓梯度的作用不明顯。例如在前5%相對弦長范圍內(nèi)，雖然不同方案葉片吸力面的壓力梯度相差較大，但是附面層厚度基本保持一致。當(dāng)氣流逐漸進(jìn)入擴(kuò)壓區(qū)后，邊界層厚度對逆壓梯度非常敏感，此時(shí)保持較低的逆壓梯度可以有效地延緩附面層厚度的發(fā)展，如圖26中優(yōu)化上限葉片所示。在幾乎同等逆壓梯度下，優(yōu)化下限葉片的附面層發(fā)展整體表現(xiàn)不如原始葉片。

圖27中給出了風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片在近喘點(diǎn)工況下，近前緣22%相對弦長范圍內(nèi)邊界層的發(fā)展過程和吸力面壓力梯度分布，圖中實(shí)線代表邊界層厚度，虛線代表壓力梯度。

圖25 100%換算轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)工況下90%葉高截面前緣相對馬赫數(shù)云圖及局部放大圖Fig.25 Relative Mach number contour of 90% spanwise near leading edge and local magnification at designed point and at 100% corrected rotating speed

圖26 100%換算轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)工況下90%葉高截面吸力面邊界層厚度和壓力梯度分布Fig.26 Suction side boundary layer and pressure gradient distribution of 90% spanwise at designed point and at 100% corrected rotating speed

如圖27所示，與設(shè)計(jì)點(diǎn)工況相比，近喘點(diǎn)時(shí)的附面層厚度整體偏小，而逆壓梯度卻整體偏高。經(jīng)分析推測，造成這種現(xiàn)象的原因在于近喘點(diǎn)處葉尖間隙泄漏流動更加嚴(yán)重，泄漏流動引起了尖部流動阻塞造成了主流區(qū)域氣流通道變窄，如圖28中所展示的100%換算轉(zhuǎn)速，優(yōu)化上限葉片S2流面熵分布云圖所示。這種流動堵塞會引起相鄰主流區(qū)域的局部流動加速，進(jìn)而帶來了90%截面處葉型吸力面附面層相比于設(shè)計(jì)點(diǎn)工況更薄的效果。

圖27 100%換算轉(zhuǎn)速近喘點(diǎn)工況下90%葉高截面吸力面邊界層厚度和壓力梯度分布Fig.27 Suction side boundary layer and pressure gradient distribution of 90% spanwise at near stall condition and at 100% corrected rotating speed

圖28 100%換算轉(zhuǎn)速優(yōu)化上限葉片S2流面熵分布云圖Fig.28 S2 entropy contour of the optimum maintenance blade at 100% corrected rotating speed

在10%相對弦長位置后，邊界層厚度對比規(guī)律逐漸清晰，依舊是優(yōu)化下限葉片的邊界層厚度最大，原始葉片次之，優(yōu)化上限葉片最小。

4 結(jié) 論

1) 前緣侵蝕會嚴(yán)重降低風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的氣動特性，并且在非設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下的氣動性能衰退更加嚴(yán)重。經(jīng)過前緣維修方案優(yōu)化后，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的氣動性能得到了顯著的改善，并且等熵效率和總壓比恢復(fù)到了原始葉片附近的水準(zhǔn)。

2) 不同前緣打磨方案對葉片氣動特性恢復(fù)能力不同，但都優(yōu)于侵蝕葉片。在100%換算轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)工況下，維修差異引起的等熵效率變化范圍為0.23%。在近喘點(diǎn)工況下，維修差異引起的等熵效率變化范圍為0.48%。這種維修差異引起的氣動特性變化隨著發(fā)動機(jī)流量的減小以及換算轉(zhuǎn)速的降低而愈發(fā)明顯。

3) 前緣維修會對葉片吸力面附面層的發(fā)展產(chǎn)生重要影響。葉片維修改變了前緣處的載荷分布情況，由此引發(fā)的壓力梯度變化會改變附面層厚度分布。不同維修方案引起的附面層差異化發(fā)展存在著臨界點(diǎn)，本文中的設(shè)計(jì)工況90%葉高位置處吸力面附面層厚度分布差異化臨界點(diǎn)在5%相對弦長處。而對于近喘點(diǎn)工況，該差異化臨界點(diǎn)在10%相對弦長左右。