总体丨中介承力机匣——航空发动机的关键承力骨架

小涵道比涡扇发动机技术事关国家关键科技水平，迄今仍在高气动热力参数和变循环方向持续追求极致突破，不断提升风扇部件负荷水平是其中关键脉络之一，其总压比需求已从3~4逐步提升至4~5、5~6，总级数却呈现出从5级、4级逐渐减少为3级、2级的趋势。面向新一代发动机技术发展需求的总压比5、负荷系数0.35以上两级风扇研制面临重大挑战，主要表现为叶尖区高来流马赫数、亚音区气流大折转、静叶根部超音引起流动高损失、运行范围缩窄以及级间难以合理匹配，或者选用超低展弦比、高稠度叶片导致部件轴向尺寸过大，致使工程化应用受限以及难以实现“效率高于83%、裕度高于15%”的总体指标要求。面向上述挑战，在两机专项基础研究重点项目大力支持下，清华大学航空发动机研究院先进涡轮机团队联合多家参研单位经过五年不懈努力，从气动布局顶层出发，结合高负荷风扇流动机理认识，着力级间匹配、三维叶片积叠、端区流动控制，最终圆满完成总压比5两级风扇设计与验证任务。具体在气动布局方面，给定部件出口轴向速度限制条件下，采用级进出口气流预旋优化、流路优化、根部超音静叶、最佳稠度选择等气动布局方法，提高单级负荷能力，降低来流马赫数提高效率，协调压比、效率、裕度三个指标参数的同时降低两级风扇轴向尺寸；在级间匹配方面，改进通流计算模型使效率/损失展向分布不再人为经验输入，从而可优化确定最佳级间匹配的通流设计，并进一步在通流设计约束下完成级间匹配良好的三维设计；在三维叶片积叠方面，提出前缘/重心（喉道）掠解耦设计技术，利用前缘后掠降低激波损失，重心（喉道）前掠改善裕度和效率，避免了前缘前掠叶片易过度振动的问题；在流动控制方面，采用端区二面角控制技术控制角区交汇附面层分离，采用端区开缝自适应调节激波/交汇附面层干扰诱导分离，建立了掠弯叶片角区失速预测因子及端区流场定向调控方法，并集成叶身融合进一步控制角区交汇附面层分离、端区涡流发生器控制横向二次流削弱角区分离，即原创提出的新一代三维叶片技术。这些创新技术可广泛推广用于各类高负荷叶轮机。 图1.总压比5两级风扇第一级（总压比2.5）设计中采用的三项创新技术 图2.总压比5两级风扇第二级设计中采用的2项创新技术（新一代三维叶片技术）2025年12月8日，团队完成了总压比5两级风扇部件设计的全尺寸试验验证，结果表明，设计点多变效率达84.7%，峰值效率点达87.4%，设计转速综合裕度达16.8%，均超过任务指标要求，具备实用价值，整体上处于国际领先水平。 图3.总压比5两级风扇试验件及试验 图4.总压比5两级风扇部件性能试验结果 来源：两机动力先行