● 摘要
作为航空发动机的核心部件之一，风扇/压气机在满足发动机减重和结构紧凑性要求的情况下，随着级气动负荷的日益提高，其内部流动环境也愈加恶劣，近端壁区易产生大量二次流动，并存在流动失速的危险，进而导致效率降低、裕度减小。当前高负荷压气机广泛采用的掠、倾或弯等三维叶片造型技术，可以被视为近年来压气机领域中突破性的设计手段之一；而端壁造型因其对高负荷压气机端区二次流动及气动性能的重要影响和有待挖掘的重大潜力，成为流动控制技术研究的一个重要方向。目前，端壁造型技术在涡轮中的应用已经成熟，由于压气机的逆压环境，导致该技术在压气机中的应用较为困难。本文工作主要围绕端壁造型的数值优化及其对风扇/压气机性能的影响展开。 首先，对端壁造型的参数化定义方法进行了研究。基于以往造型方法的对比分析，针对轴对称端壁和非轴对称端壁分别提出了不同的参数化方法。轴对称端壁采用B样条曲线定义生成；而对于非轴对称端壁本文提出了两种定义方法：三角函数控制曲面法和离散点控制B样条曲面法，并对两种造型方法进行了对比分析。 其次，对端壁优化方法进行了研究。基于本课题组发展的自适应遗传算法及人工神经网络响应面模型，结合正交试验设计、端壁参数化定义和流场数值模拟技术实现了对压气机端壁的自动全局优化。采用正交试验对设计变量进行分析，并为响应面提供初始训练样本。这种方法不仅具有良好的全局寻优能力，而且在一定程度上克服压气机流场数值模拟耗时的问题，有利于加快优化速度。本文通过不同测试函数验证了该优化方法的有效性。 最后，基于上述方法对压气机叶栅和过渡段端壁进行了优化。本文对压气机叶栅端壁进行了非轴对称优化，目标函数为最小化叶栅出口总压损失，优化状态点为0°攻角。优化结果显示，造型后叶栅出口总压损失降低27.8%，静压升提高19%。该端壁虽然在0°攻角状态下得到，但在其它攻角范围内仍具有良好的气动性能。对于压气机的过渡段，首先通过实验结果对数值软件进行了考核，在此基础上分别对具有较大曲率的过渡段进行了轴对称和非轴对称端壁优化。结果表明，轴对称和非轴对称端壁造型技术均能够抑制角区，改善内部流动，从而降低过渡段总压损失，其中非轴对称端壁取得的效果尤为明显，通过对轮毂和机匣的造型使出口总损失降低32.7%。