2024年3月13日发(作者：)
第45卷第3期
2019年6月
航空发动机
Aeroengine
Vol.45No.3
Jun.2019
兼顾多状态的核心机驱动风扇级与高压压气机设计
李晓庆
（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）
摘要：针对变循环发动机压缩系统多模式和多工况的工作特点，开展了核心机驱动风扇级（CDFS）多状态和多目标兼顾设计，
CDFS、前涵道引射器和高压压气机气动一体化设计，大攻角范围、低损失可调导叶和静子设计。针对压缩系统的气动设计难点，在设
计点选取、叶片造型、流场设计、调节规律设计方面提出了解决措施和优化方向。数值模拟与试验结果表明：实现了压缩系统在多模
式下的性能兼顾，达到了预期的流量调节范围和涵道比调节范围，满足了设计指标要求。
关键词：变循环发动机；核心机驱动风扇级；高压压气机；气动设计；压缩系统
中图分类号：V232文献标识码：Adoi：10.13477/gine.2019.03.002
DesignonCoreDrivenFanStage渊CDFS冤andHighPressureCompressorofMultimodeConsideration
LIXiao-qing
渊AECCShenyangEngineResearchInstitute袁Shenyang110015袁China冤
Abstract:Accordingtotheoperatingcharacteristicsofmulti-modeandmulti-workingconditionsofthevariablecycleengine
compressionsystem袁thedesignofmulti-stateandmulti-objectiveofCDFS袁thedesignoftheaerodynamicintegrationoftheCDFS袁forward
atthedifficultiesofaerodynamicdesignofthecompressionsystem袁thesolvingmeasuresand
optimizationdirectionwereputforwardintheaspectsofdesignpointselection袁blademodeling袁
offlowregulationandbypassratioregulationisachieved袁whichcanmeettherequirementsofdesignindex.
resultsofnumericalsimulationandtestshowthattheperformanceofcompressionsysteminmulti-modeisrealized袁andtheexpectedrange
Keywords:variablecycleengine曰coredrivenfanstage曰highpressurecompressor曰aerodynamicdesign曰compressionsystem
vanablebypassejectorandhigh-pressurecompressor袁thedesignofthevariableguidevanesandstatorswithrangeoftheincidenceangles
0引言
变循环发动机结合一些特征部件和机构的几何
调节，实现发动机在不同飞行状态下工作模式的转
换，以及热力循环参数的调整，使发动机在整个飞行
包线范围内都具有最佳热力循环，获取最佳性能
[1-3]
。
国内外对其开展了大量研究工作
[4-8]
。在众多的变循环
发动机方案中，美国GE公司提出的带有核心机驱动
风扇级（CoreDrivenFanStage，CDFS）的双涵道变循
环发动机体现出巨大的潜力
[9-10]
，被认为是实现多飞
行状态下良好性能变循环发动机的首选方案
[11-13]
。国
内对变循环发动机的研究起步较晚，在变循环核心压
缩部件的研究方面，针对CDFS单独部件的研究较
多，针对CDFS与高压压气机匹配设计方面的研究相
对较少
[14-15]
。
为了开展变循环发动机关键技术的研究，通常在
常规发动机的基础上，增加部分变循环特征部件，搭
建变循环发动机技术验证平台
[16]
。
本文的CDFS就是通过某现有高压压气机的第1
级设计修改得到的，与该多级高压压气机后面级共同
组成的压缩系统，用于由现有发动机发展得到的变循
环技术验证平台。在该压缩系统中，CDFS为单级，由
进口可调导叶、转子、静子3排叶片组成，高压压气机
为8级，无进口导叶。在该压缩系统的气动设计中，针
收稿日期：2018-04-25基金项目：航空动力基础研究项目资助
作者简介：李晓庆（1985），女，硕士，工程师，主要从事压气机性能设计工作；E-mail：lixiaoqinglaile@。
引用格式：
8航空发动机
第45卷
对设计难点提出了解决措施，总结了设计经验，可为
今后该类变循环压缩系统设计和研究工作提供参考。
IGV关20毅以上时，由于攻角过大，会造成IGV
叶背侧产生流动分离，使转子工作状态恶化。为了改
1CDFS气动设计
1.1CDFS设计点参数选取方法
CDFS在同一转速存在多个工作状态，这是
CDFS的1个重要特征，也是CDFS与常规单级风扇
的主要差异。本文CDFS无量纲设计指标见表1。在
1.0转速下有3个工作状态，不同状态的设计指标对
比，流量最大相差15%，压比最大相差10.5%。
表1CDFS无量纲设计指标
中间状态单涵状态双涵状态
相对换算转速1.01.01.0
进口换算流量0.9471.00.850
压比0.9641.00.895
效率1.0211.00.983
喘振裕度/%202020
常规风扇/压气机在1.0转速下只有1个工作
点，因此其设计点参数基本参照该工作点指标选取。
而CDFS在1.0转速下有多个工作状态，设计点参数
如何选取才能实现多状态兼顾，这是CDFS设计首先
要考虑的问题。
针对上述问题，本文提出2个方案：方案1是以
中间状态作为设计点，通过可调导叶（IGV）开、关角
度实现单涵状态和双涵状态；方案2是以单涵状态作
为设计点，通过IGV关角度实现中间状态和双涵状
态。对2个方案进行2维流场设计和3维计算校核，
得到如下结论：方案1可以较好地兼顾多个工作状态
的效率，但打开IGV会造成CDFS喘振裕度明显衰
减，无法实现单涵状态喘振裕度20%的指标要求；方
案2可以较好地实现单涵状态和中间状态的指标要
求，但要实现双涵状态流量减小15%，级效率变化不
超过2%，喘振裕度20%的指标，具有一定的难度。
通过对以上2个方案的研究，本文认为选择压比
较高、负荷较重的单涵状态参数作为CDFS设计点，
更有利于实现CDFS多状态兼顾的设计需求。
1.2可调导叶设计分析
以CDFS单涵状态作为设计点，通过IGV关角度
实现双涵状态，意味着在1.0转速下，需要将IGV关
20毅～30毅，实现流量15%的变化，而级效率变化不超
过2%，这就对IGV的调节能力提出了需求。
善此现象，本文采用增大前缘小圆半径的措施。将
IGV前缘小圆半径增大1倍后，IGV总压恢复系数变
化见表2。从表中可见，在IGV关7毅时，修改前、后的
IGV损失相当，在IGV关22毅和25毅时，修改后的IGV
损失减少。
表2前缘修改前、后IGV总压恢复系数对比
IGV关角度（/毅）原总压恢复系数修改后总压恢复系数
70.99430.9943
220.98750.9922
250.98400.9880
另外，从IGV关25毅时的S1流面速度分布如图1
所示；前缘增大1倍后，IGV表面分离有所改善，叶片
出口尾迹也有所减小，如图2所示。
Wxyz（/m/s）Wxyz（/m/s）
250
250
200
200
150
150
100
100
50
50
0
0
图1IGV关25毅时S1流面图2前缘增大后IGV关25毅时
速度分布S1流面速度分布
根据以上IGV关角度时的总压恢复系数和叶片
表面流动的对比，为了兼顾CDFS双涵状态的需求，
可以适当增大IGV前缘小圆半径。
1.3CDFS静子工作环境与设计特点分析
CDFS在不同工作状态下，流量变化大导致气动
参数变化大，使CDFS静子的工作环境比常规压气机
静子的更为复杂，成为CDFS设计中的1个难题。在
单、双涵状态，CDFS静子进口气流角的径向分布如图
3所示。从图中可见，与单涵状态相比，双涵状态静子
叶尖进口气流角减小6毅，造成静子在较大的正攻角
下工作。因此，CDFS静子
设计应兼顾考虑CDFS多
个工作状态，并且需要具
有较宽的攻角范围。
针对以上特点，本文
在进行CDFS静子S2流场
图3单、双涵状态CDFS
设计时，首先保证在单涵
静子进口气流角
第3期
李晓庆：兼顾多状态的核心机驱动风扇级与高压压气机设计
9
设计状态下，静子扩散因子和气流转折角等表征压气
机气动负荷的参数均控制在常规设计的经验范围内，
之间的匹配要素，以及变循环所需考虑的相关参数从
S2流场设计阶段就计入，避免CDFS与高压压气机
然后通过3维程序进行其它工作状态的校核计算，再
以多工作状态兼顾为目标进行S2流场的设计参数调
整。在叶型设计方面，为了适应双外涵状态静子攻角
增大的问题，对静子采用偏负的攻角设计，尤其是叶
中以上的部分，更是采用较大的负攻角设计。
2CDFS、前涵道引射器、高压压气机气动一
体化设计
2.1压缩系统气动布局特点
压缩系统气动布局借鉴YF120发动机，取消了
高压压气机进口可调导向器，保留了CDFS静子，如
图4所示。这种气动布局的优势在于可以缩短轴向长
度，降低叶片数，有效减轻质量，并在YF120发动机
上有了成功应用的先例；难点在于CDFS静子应同时
具备为CDFS转子整流和高压压气机进口导流2种
功能，CDFS出口气流角对高压压气机的工作状态有
较大影响，CDFS与高压压气机之间的气动耦合更加
明显，匹配更加复杂。
内涵道OGV
低压风扇
核心机驱动风扇级
高压压气机
图4YF120发动机气动布局
[17]
在该压缩系统中，CDFS进口导叶、CDFS静子、高
压压气机前2级静子及前涵道引射器面积均可调节。
2.2构建CDFS、高压压气机、前涵道共同的S2
流场
2维流场设计构建了压气机内部流动的基本框
架，是压气机气动设计的基础。对于本文的压缩系统，
CDFS静子能否在较好地实现自身气流偏转的同时，
又给下游高压压气机提供合理预旋，CDFS与高压压
气机之间的2级涵道内的气动参数是怎样的、是否会
发生堵塞，CDFS出口绝对气流角是否等于高压压气
机进口绝对气流角，这些问题都是在S2流场设计阶
段应考虑和着手解决的问题。因此，本文针对这种新
的气动布局和流动特点，构建了CDFS＋后8级＋前
涵道的联合S2流场，将CDFS与前涵道、高压压气机
单独设计带来的技术风险。
2.3CDFS静子调节规律设计
CDFS在设计转速不同工作状态以及在中低转速
时，其静子调节角度既要与转子出口气流角匹配来满
足自身喘振裕度需求，又要考虑高压压气机的负荷能
力和流量需求。例如，CDFS在双涵状态时，流量减小
15%，此时CDFS静子在正攻角下工作，很难实现
20%的喘振裕度，为了提高其喘振裕度，可以适当关
小CDFS静子角度，减小CDFS静子进口攻角；但
CDFS静子角度关得过大，会导致高压的负荷增加，
扩散因子增大，并且高压流量减小，达不到预计要求。
可见，变循环给压缩系统
叶片角度调节规律造成了
更为复杂的情况。本文采
用CDFS与高压压气机联
算，以及S2流场设计和3
维计算迭代优化的设计方
法，进行压缩系统调节规
律设计。
为了提高CDFS双涵
图5静子关4毅对CDFS
状态的喘振裕度，本文采
双涵性能的影响
取CDFS静子关4毅调节，
此时，CDFS喘振裕度提
高了5.3%，如图5所示，
高压流量也满足匹配需
求，但为了实现同样的压
比，高压负荷增加，高压
进口级静子扩散因子增
图6高压进口级（2级）
大了0.1，如图6所示。
静子扩散因子的变化
通常认为压气机静子扩散因子不应高于0.6，虽
然增大后的扩散因子并没有超出该经验范围，但扩散
因子的显著增大会导致设计风险增加。另外，本文的
高压压气机是通过对现有高压压气机进口级进行适
应性修改得到的，为了不影响原有匹配，应尽量避免
设计参数产生较大的变化。因此，为了削弱角度调节
带来的高压进口级扩散因子增大，本文采取将高压进
口级（2级）静子关2毅，3级静子关1毅的调节方式，此
时高压各级扩散因子变化如图7所示。
从图中可见，通过该种调节方式，逐级削弱了
10航空发动机
第45卷
图7高压各排叶片扩散因子对比
CDFS静子关4毅带来的高压进口级负荷增加，实现了
各级扩散因子的增幅都控制在0.02以内。
3CDFS、前涵道引射器和高压压气机联合
试验验证
为了获取CDFS和高压压气机气动性能，探索前
涵道引射器调节规律，搭建了CDFS、前涵道引射器
和高压压气机联合试验平台，并在国内率先完成了该
类联合压缩部件的试验验证。在该试验中，分别录取
了CDFS和高压压气机的性能。3个典型工况的试验
性能见表3、4。
试验结果表明：CDFS实现了多工况条件下的性
表3CDFS无量纲试验性能与设计指标对比
参数中间状态单涵状态双涵状态
相对换算转速
指标1.0001.0001.000
试验1.0001.0001.000
进口换算流量
指标0.9471.0000.850
试验0.9430.9960.836
压比
指标0.9641.0000.895
试验0.9631.0160.893
效率
指标1.0211.0000.983
试验1.0591.0471.001
表4高压压气机无量纲试验性能与设计指标对比
参数中间状态单涵状态双涵状态
相对换算转速
指标1.0000.9871.005
试验1.0000.9861.007
进口换算流量
指标1.0371.0001.051
试验1.0130.9861.041
压比
指标1.0361.0001.041
试验0.9910.9731.031
效率
指标0.9991.0000.996
试验1.0061.1591.008
能兼顾，在同一转速下的流量调节范围达到15％，实
现了预计的涵道比调节范围，CDFS与高压压气机匹
配良好，满足总体方案技术指标的要求。
4结论
本文介绍了变循环发动机压缩系统的设计特点
和难点，为了实现设计指标采取了相关措施，通过数
值模拟和试验验证了设计结果，得到如下结论：
（1）CDFS设计应选择压比和负荷较高的工作状态
参数作为设计点，更有利于实现CDFS多状态兼顾；
（2）采用增大前缘小圆半径的措施，可以改善IGV
关角度时的叶背侧流动分离，减少流动损失；
（3）CDFS静子设计应以多状态兼顾为目标进行
S2流场参数调整，叶型尽量采用负攻角设计，尤其是
叶中以上部分；
（4）构建CDFS与前涵道、高压压气机共同的S2
流场，更有利于匹配设计，回避单独设计带来的技术
风险；
（5）CDFS静子调节规律应兼顾CDFS与高压压气
机的需求，合理调节规律设计可以提升CDFS喘振裕
度，实现较好的上下游匹配关系。
参考文献：
[1]FishbachLH，StittLE，StoneJR，searchinsupersonic
propulsion-adecadeofprogress[R].AIAA-1982-1048.
[2]刘增文，王占学，黄红超，等.变循环发动机数值模拟[J].航空动力
学报，2010，25（6）：1310-1315.
LIUZengwen，WANGZhanxue，HUANGHongchao，cal
simulationonperformanceofvariablecycleengines[J].Journalof
AerospacePower，2010，25（6）：1310-1315.（inChinese）
[3]方昌德.变循环发动机[J].燃气涡轮试验与研究，2004，17（3）：1-5.
lecycleengines[J].GasTurbineExperiment
andResearch，2004，17（3）：1-5.（inChinese）
第3期
李晓庆：兼顾多状态的核心机驱动风扇级与高压压气机设计
11
[4]GronstedtUTJ，loptimizationofthetransientperfor-
manceoftheselectivebleedvariablecycleengineduringmodetransi-
tion[J].JournalofEngineeringforGasTurbinesandPower，2002，124
（1）：75-81.
[5]JosephAdams，KennethHampsten，nerationAir
Forcespacelift[R].AIAA-2010-8723.
[6]刘大响.对加快发展我国航空动力的思考[J].航空动力学报，
cycleoptimizationforsupersonicaircraftdesign[R].AIAA-2008-143.
[13]赖安卿，胡骏，屠宝锋.核心机驱动风扇级气动设计方案[J].航空
动力学报，2014，29（9）：2229-2238.
LAIAnqing，HUJun，onaerodynamicdesignof
coredrivenfanstage[J].JournalofAerospacePower，2014，29（9）：
2229-2238.（inChinese）
[14]黄磊，周拜豪，李清华，等.高切线速度低压比单级风扇设计技术
2001，16（1）：1-7.
rationuponadvanceofaeroenginedevelopmentin
China[J].JournalofAerospacePower，2001，16（1）：1-7.（inChinese）
[7]张鑫，刘宝杰.核心机驱动风扇级的气动设计特点分析[J].航空动
力学报，2010，25（2）：434-442.
ZHANGXin，isofaerodynamicdesigncharacteris-
ticsofcoredrivenfanstage[J].JournalofAerospacePower，2010，25
（2）：434-442.（inChinese）
[8]张鑫，刘宝杰.核心机驱动风扇级的匹配特性分析[J].航空学报，
2015，36（9）：2850-2858.
ZHANGXin，ngcharacteristicsofcoredrivenfan
stage[J].ActaAeronauticaEtAstronauticaSinica，2015，36（9）：2850-
2858.（inChinese）
[9]KnottPR，BrauschJF，BhutianiPK，lyacoustictest
resultsofGeneralElectric'shigh-radiusratiocoannularplugnozzle[R].
NASA-CR-1980-99076.
[10]VdoviakJW，KnottPR，namicacousticperfor-
manceofYJ101doublebypassVCEwithcoannularplugnozzle[R].
NASA-CR-1981-159869．
[11]FrenchMW，Etestbedengineaerodynamic
performancecharacteristicsandtestresults[R].AIAA-1981-1594.
[12]RallabhandiSK，aneousairframeandpropulsion
及试验验证[J].燃气涡轮试验与研究，2016，29（6）：16-20.
HUANGLei，ZHOUBaihao，LIQinghua，technology
andexperimentalverificationofasinglestagefanwithhightipspeed
andlowpressureratio[J].GasTurbineExperimentandResearch，
2016，29（6）：16-20.（inChinese）
[15]王前，胡骏，屠宝锋，等.核心机驱动风扇级可变弯度导叶设计方
法[J].推进技术，2016，37（10）：1859-1855.
WANGQian，HUJun，TUBaofeng，ofvariablecamber
inletguidevanesdesignoncoredrivenfanstage[J].Journalof
PropulsionTechnology，2016，37（10）：1859-1855.（inChinese）
[16]苏桂英，孙立业.常规布局涡扇发动机实现变循环功能的技术途
径探索[J].航空科学技术，2011（5）：30-32.
SUGuiying，isofthetechnicalapproachofactualiz-
ingVCEbasedontheconventionalturbofanengine[J].Aeronautical
ScienceandTechnology，2011（5）：30-32.（inChinese）
[17]张鑫.核心机驱动风扇级的气动设计及其与下游部件的匹配[D].
北京：北京航空航天大学，2011.
namicdesignoftheCDFSandthematchingof
theCDFSwithdownstreamcomponets[D].Beijing：BeijingUniversity
ofAeronauticsandAstronautics，2011.（inChinese）
（编辑：刘亮）
发布评论