航空叶轮机原理及设计基础

第1章 绪论 　　本章从叶轮机的定义与分类切入，介绍航空发动机中叶轮机的气动、结构布局特征和起源，讨论叶轮机内部流动的复杂性、处理复杂问题的简化假设和简要设计过程，并从系统角度出发，宏观讨论叶轮机性能特性对航空发动机的影响、叶轮机工程设计的三要素和现代叶轮机的设计特征。 　　学习要点： 　　（1）掌握叶轮机定义与分类； 　　（2）初步认识叶轮机内部复杂流动及其简化假设，体会遵循自然规律的认知过程； 　　（3）初步了解面向系统应用的现代叶轮机设计特点和方法，体会改造自然的方法论。 　　1.1 什么是叶轮机械 　　航空叶轮机是集成在航空发动机内部的特殊的叶轮机械。 　　叶轮机械是一类用途广泛的通用机械，从计算机散热风扇到家用通风机，从工农业生产中**的鼓风机、水泵到发电、推进所采用的水轮机、蒸汽轮机和燃气轮机，甚至产生飞机、舰船拉力或推力的螺旋桨等，均统属于叶轮机械的范畴。显然，这些应用都涉及机械与流体之间的能量转换和利用。 　　实现流体与机械能量转换的方式主要有两类。 　　一类是通过改变流体容积实现能量转换，如活塞式发动机、齿轮泵和罗茨鼓风机等，不论驱动机械旋转的方式是往复式还是回转式，其特点是不产生工质的连续流动。以航空活塞发动机为例，通常采用一周多缸实现轴功率的连续输出，虽然每个缸体均产生了足够的推进用喷气总压，但不连续流动的流体质量不足以实现高效推进，因此，必须通过轴功率驱动螺旋桨或旋翼，以拉进或推进飞行器。 　　另一类则是通过连续流动的流体与叶轮机械实现能量转换，直接推进飞行器，也可以通过轴功率输出，驱动螺旋桨或旋翼。那么，什么是叶轮机械呢？ 　　1.1.1 叶轮机械定义 　　叶轮机械是以连续流动的流体为工质、以叶片为主要工作元件，实现工作元件与工质之间能量转换的一类机械。 　　这类机械的工作过程具有明确的开口系特征，流体在连续流动的过程中，借助旋转叶片实现能量转换，借助轮盘固定叶片并实现机械能输入或输出。于是，转速、流量、轮缘功（或焓差或压比）、效率（或损失或熵增）等定量表述叶轮机性能的参数便应运而生。以转速和流量为自变量，就可以在特定几何和环境边界条件下，构建功率、效率等函数关系，并与系统共同匹配工作，定量确定能量转换的*终效果。 　　叶轮机械译自turbomachinery，是各类叶轮机的总称。其词头turbo-源自拉丁语turbinis，本意为旋转（Dixon，2005），演化为三重含义：①涡轮机（turbine），被译为涡轮或透平；②涡轮驱动的组合机械，如涡轮风扇（turbofan）、涡轮轴（turboshaft）和涡轮增压器（turbocharger）等；③旋转叶轮，如turbocompressor是叶轮式压缩机、turbomachine是叶轮机而不是涡轮机。 　　1.1.2 叶轮机分类简介 　　根据能量转换方式，叶轮机通常可以分为涡轮机和工作机。涡轮机是利用流体动势能迫使叶轮旋转实现机械能输出的机械，因产生机械动力，也称作动力机，主要包括燃气涡轮、蒸汽涡轮、水轮机和风车等；工作机则是通过叶轮旋转将机械能转换为流体动势能的机械，如压缩机、鼓风机、通风机、泵和螺旋桨等。 　　根据叶轮流道结构形式的不同，叶轮机可以分为轴流式、径流式、斜流式和贯流式。轴流式叶轮的子午流道（子午面上的流道投影）为轴向，于是在子午面内，流入、流出叶轮的气流方向为轴向或接近轴向[图1.1（a）]；径流式叶轮的子午流道则垂直于旋转轴，子午面内流动为径向流入、径向流出叶轮[图1.1（b）]；斜流式叶轮的子午流道和子午流动方向则具有非轴向、非径向特征[图1.1（c）]。贯流式叶轮比较特殊，如图1.2所示，工作机一般是贯流式风机，动力机有水戽式涡轮，其流动在垂直于旋转轴的平面内发生折转并穿越旋转轴，其叶片或水戽通常采用冲动式叶轮设计，仅改变流动方向。因流道对流动的影响很小，故贯流式叶轮没有清晰的流道结构，轴向长度可以按需要设计。 　　图1.1 叶轮子午流道结构形式 　　图1.2 贯流式叶轮 　　流经叶轮机的工质可以是液体、气体，也可以是蒸汽、粉尘等。通常以液体为工质的工作机称作泵，如轴流泵、离心泵；以气体（含固体颗粒）为工质的工作机没有统一的名称，有通风机、鼓风机和压缩机等。不论是液体还是气体，产生轴功率输出的叶轮机都称为涡轮（水力涡轮又称为水轮机、风力涡轮又称为风车）。 　　此外，能量转换效果还可以根据有无机匣来体现。常见的螺旋桨没有机匣，这类机械的特点是叶片数很少，一般认为叶片与叶片之间不存在影响，可以通过翼型理论进行设计而忽略旋转效应；而采用机匣后，为实现增加流体的压强变化，叶片数明显增加，叶片与叶片之间存在相互影响，叶轮理论由此产生了。 　　能量转换效果的差异会导致叶轮机形式的不同。例如： 电风扇、螺旋桨追求排气动能，以至于排气静压低于大气压；通风机、风扇也追求排气动能，也可以通过排气管将排气势能进一步转换为动能；压缩机、压气机则追求排气势能，余速（排气速度）动能被视为损失。再如，单级轴流压气机压比通常为1.3～2.0，而单级离心压气机*大压比能够超过10.0，这并不代表离心压气机更先进，叶轮机形式的*终选择需综合考虑效率、尺寸、重量和成本等因素。 　　能量转换效果的差异使叶轮机结构形式具有多样性，但究其根本，叶轮机仍保持着基本原理一致性。叶轮机本没有结构，高品质流动结构需要通过机械结构的支撑和传动，于是产生了丰富而复杂的几何结构形式。如果对基本原理和流动图画没有精细化认知和定量化表述，就很难产生正确的结构应用，原理认知是叶轮机设计应用的**步。 　　1.2 航空发动机中的叶轮机 　　1.2.1 航空叶轮机结构布局特征 　　以WP11C涡喷发动机（陈光，2018；潘宁民等，2009）为例，简要介绍航空发动机中叶轮机的基本结构特征。图1.3是该发动机结构的子午面投影图，由单级轴流压气机、单级离心压气机和单级轴流涡轮组成。 　　图1.3 WP11涡喷发动机子午面投影图 　　叶轮机的基本结构单元是“级”和“排”。工作机的级由一排转子叶片（简称动叶）及其后面的一排静子叶片（静叶）组成，末级静叶也称出口整流叶片（OGV）；涡轮机的级由一排动叶及其前面的一排静叶组成，静叶也称进口导流叶片（IGV）。风扇、压气机的IGV和涡轮的OGV均为0.5级。 　　航空发动机的离心压气机一般采用轴向流入、轴向流出，于是，动叶的功能被分为两部分，前部为导风轮叶片，后部为离心叶轮叶片；同样地，静叶的功能也被分为径向扩压器叶片和轴向扩压器叶片（图1.3）。传统离心转子由导风轮和离心叶轮两个零件共同旋转，现代制造能够完成导风轮和离心叶轮的一体化制造，动叶的设计不再区分导风轮和离心叶轮，但动叶导流、增压和整流的原理并没有改变。离心压气机静子一般不以整流器命名，而是利用静叶的扩压功能，分别称为径向扩压器和轴向扩压器。 　　就气动结构而言，若动叶和轮盘为一个零件，一般称为叶轮，如图1.3中轴流和离心叶轮；若通过榫头连接形成组件，则称为叶盘，如图1.3中轴流涡轮叶盘。由静叶和约束流道的轮毂、机匣构成的零组件称整流器；由导叶、轮毂和机匣组成的零组件称导流器。燃烧室后**级涡轮导流叶片比较特殊，是航空发动机和燃气轮机喉道截面的设计区域，也称喷嘴环。 　　同类流道结构的级串联组合称为多级叶轮机，如多级轴流压缩机、多级离心压缩机、多级轴流涡轮等；不同类流道结构的级串联组合称为组合叶轮机，WP11C发动机的压缩系统就是采用了轴流离心组合压气机。图1.3中压缩系统由轴流离心组合压气机构成；图1.4中的压缩系统包括低压压气机和高压压气机，均采用多级轴流压气机。现代军用发动机为追求推重比，高、低压涡轮趋于采用单级；民用发动机则采用多级涡轮，确保高效和长寿。 　　1.2.2 航空叶轮机气动布局特征 　　航空发动机所涉及的叶轮机主要包括轴流式压缩机、离心式压缩机和轴流式涡轮，一些情况下也采用斜流式压缩机。其压缩机均以空气为工质，又称空气压缩机，简称压气机；涡轮均以燃气为工质，又称燃气涡轮。为此，航空发动机又被称为燃气涡轮发动机或航空燃气轮机，以区别航空领域的活塞式发动机。 　　涡轮喷气发动机可以用一根轴连接压气机和涡轮，形成单转子机械结构。中间状态（不加力*大状态）推力在20kN以上的中、大型发动机一般采用多级轴流压气机；除巡航导弹气动外形限制外，推力在2～15kN的小型发动机均采用轴流离心组合压气机；更小推力的微小型、微型发动机则采用高增压比的单级离心压气机。 　　为产生有效推力，航空发动机的涡轮均采用轴流涡轮，而不考虑向心涡轮。 　　当压气机压比高于6.0时，一般需要通过多转子、中间放气或可调叶片等手段解决多级或组合压气机内部流动在非设计转速状态的失配问题，规避喘振以确保发动机全状态安全稳定运行。WP11C组合压气机总压比为5.47，使发动机在全转速使用过程中不需要任何几何调节机构参与工作，结合宽弦叶片、离心雾化和单级涡轮等气动布局特征，使该发动机可靠长寿，且实用升限达到常规涡扇发动机难以企及的21.3km（胡晓煜，2006）。 　　关于喘振的基本原理将在第3、4章介绍，但是在诸多防喘措施中，双转子或三转子可以通过功率的自适应匹配实现防喘，不依赖几何可调的外部机械控制，这样就可以降低气动结构复杂性、提高安全性、减少零件数。图1.4所示的WP7双转子涡喷发动机（陈光等，1978），由高压轴连接高压压气机（HPC）和高压涡轮（HPT）形成高压转子；低压轴连接低压压气机（LPC）和低压涡轮（LPT）形成低压转子。 　　图1.4 WP7双转子涡喷发动机子午面投影图 　　WP7双转子涡喷发动机是根据Tumansky设计局R11F发动机引进得到，3级低压压气机和3级高压压气机串联形成压缩系统，其总压比8.85，平均级压比高达1.44。该平均压比仍是现代军用发动机所追求的参数。虽然采用了双转子和中间放气等设计思想以规避中低转速喘振，但由于完全超出了当时对复杂流动的认知和控制能力，高转速喘振的稳定裕度过低（低压压气机为9.0%，高压压气机为11.2%），致使飞机泼辣性不佳（侯志兴等，1987），即不适合于强机动飞行。这一缺陷使该发动机没有成为主流机型。然而，Wennerstrom（1989）却从中发现了高负荷设计的优点，小展弦比设计思想的实践因此展开，并引导了现代叶轮机弯掠和三维设计的技术进步。 　　质量流量、排气速度、静压是影响航空发动机推力大小的主要因素（朱行健等，1992）。如果能够通过涡轮将排气余热进一步转换为轴功，以驱动质量流量更大的风扇，这样，在燃油流量不变的情况下显然可以使推力增加、耗油率降低，这就形成了涡轮风扇发动机。这是余热利用的典型手段，与涡轮螺桨发动机、涡轮轴发动机和地面燃气轮机的余热利用方式一致，差异仅在于余热功率、动能、势能和热能的分配与匹配。 　　对于涡扇发动机，高压压气机、燃烧室和高压涡轮构成了核心机。核心机在气动结构布局上与涡喷发动机一致，在功能上则起着燃气发生器的作用。因此，涡扇发动机核心机可以看作涡喷发动机的升级版，即低压压气机不再将全部质量流量提供给高压压气机，而是将一部分空气送入内涵的核心机，利用排气剩余能量驱动低压涡轮；另一部分空气则送入外涵，直接产生推力或在低压涡轮后混合产生推力。外涵与核心机质量流量的比值称为涵道比，而低压压气机则称作风扇，如图1.5所示。 　　图1.5 AL31F小涵道比涡扇发动机子午面投影图 　　涡扇发动机设计思想成功实践后，飞行器的需求再次直接影响到发动机的发展。图1.6是不同喷气式发动机的适用范围（RollsRoyce，1996），推进效率与巡航速度相关。