邱道彬 金海良 銀越千 鄒學(xué)奇

摘要：為實(shí)現(xiàn)壓氣機(jī)初步設(shè)計(jì)階段的多學(xué)科快速迭代，本文提出了一種考慮多學(xué)科特征的軸流壓氣機(jī)氣動(dòng)初步設(shè)計(jì)方法，通過多學(xué)科的約束縮小設(shè)計(jì)參數(shù)的取值范圍，引入簡化的管流法計(jì)算輪轂和機(jī)匣的氣動(dòng)參數(shù)，并據(jù)此進(jìn)行葉片造型，將流道和葉片幾何提供給其他專業(yè)用于設(shè)計(jì)和可行性評(píng)估。基于這種方法編制設(shè)計(jì)軟件用于校驗(yàn)其可行性和精度，結(jié)果顯示其部分參數(shù)（如馬赫數(shù)、D因子和De Haller數(shù)）的計(jì)算精度滿足初步設(shè)計(jì)階段的要求。但是該方法在計(jì)算展弦比、弦長和重量估算等方面誤差超過了10%，需要進(jìn)一步改進(jìn)以提高精度。本文對(duì)于壓氣機(jī)多學(xué)科設(shè)計(jì)和工具的發(fā)展有參考與借鑒意義。

關(guān)鍵詞：軸流壓氣機(jī)；多學(xué)科；初步設(shè)計(jì)方法；驗(yàn)證；應(yīng)用

中圖分類號(hào)：V232文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.09.005

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金（2015ZB08006）

即使目前三維數(shù)值模擬非常流行，但使用簡單計(jì)算方法的初步設(shè)計(jì)階段依然非常重要。若在初步設(shè)計(jì)階段選取了不合適的參數(shù)，后續(xù)采用先進(jìn)的設(shè)計(jì)技術(shù)也不一定能實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)指標(biāo)。部分航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司正投入更多的時(shí)間和資源到發(fā)動(dòng)機(jī)的初步設(shè)計(jì)階段，在該階段進(jìn)行充分的評(píng)估和迭代，減少在后續(xù)階段出錯(cuò)和重新設(shè)計(jì)的可能性，初步設(shè)計(jì)階段的重要性也在逐步提升。

壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)研發(fā)是一個(gè)復(fù)雜的多學(xué)科工程問題，既涉及氣動(dòng)熱力學(xué)，也涉及結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度、振動(dòng)、壽命、轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)等。而且只有在確定壓氣機(jī)的氣動(dòng)流道和葉片幾何后才能進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和強(qiáng)度分析等工作。近年來新發(fā)展的飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方法或工具也具有更加明顯的多學(xué)科一體化的特征[1-6]，壓氣機(jī)自然也包括在內(nèi)。

采用常規(guī)的設(shè)計(jì)方法獲得壓氣機(jī)的三維葉片幾何通常需要經(jīng)過一維參數(shù)設(shè)計(jì)、S2參數(shù)設(shè)計(jì)和葉片造型三個(gè)步驟。S2參數(shù)設(shè)計(jì)既考慮展向參數(shù)的細(xì)微變化，也考慮葉片內(nèi)部的參數(shù)變化，而且輸入?yún)?shù)較多，相對(duì)于初步設(shè)計(jì)的背景而言并不合適。為了滿足多學(xué)科快速迭代的需求，需要一個(gè)輸入?yún)?shù)少、計(jì)算過程簡單且精度足夠高的方法，既用于可行性評(píng)估，也為葉片造型提供氣流角和馬赫數(shù)等輸入條件。

目前，公開發(fā)表文獻(xiàn)中提到的初步設(shè)計(jì)軟件和方法，如CSPAN[7]、COMPR[8]、TCDES[9]、LUAX-C[10]和MEANGEN[11]等基本上對(duì)多學(xué)科考慮較少。針對(duì)這一特點(diǎn)，本文提出了基于多學(xué)科的軸流壓氣機(jī)初步氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，并基于此方法編制了初步設(shè)計(jì)軟件，進(jìn)行校驗(yàn)和應(yīng)用研究。目的在于替換現(xiàn)有的一維或初步設(shè)計(jì)軟件和方法，在初步設(shè)計(jì)時(shí)既提供合理可行的氣動(dòng)流道、轉(zhuǎn)速、級(jí)壓比和進(jìn)口氣流角分布，用于更詳細(xì)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，也為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供輸入，包括流道、葉片軸向位置、葉片三維幾何和葉片數(shù)等，為實(shí)現(xiàn)多學(xué)科的快速迭代提供基礎(chǔ)。

1氣動(dòng)初步設(shè)計(jì)方法

在初步設(shè)計(jì)階段，氣動(dòng)設(shè)計(jì)和葉片幾何尚未細(xì)化，因此多學(xué)科特征主要體現(xiàn)在氣動(dòng)設(shè)計(jì)需要快速地提供葉片和流道子午投影的坐標(biāo)，并提供如葉片的工作溫度、質(zhì)心和重量（質(zhì)量）等參數(shù)。為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、強(qiáng)度和轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)評(píng)估提供輸入，在初步設(shè)計(jì)階段對(duì)壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)進(jìn)行更全面的可行性評(píng)估。

為此，需要在完成平均半徑處氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算后，運(yùn)用簡化的徑向平衡方程，求解其他徑向位置的氣流角和馬赫數(shù)，為葉片造型提供基礎(chǔ)，同時(shí)還需確保氣動(dòng)參數(shù)的計(jì)算滿足初步設(shè)計(jì)的精度要求。相較常規(guī)的平均半徑參數(shù)計(jì)算，較高精度的徑向參數(shù)計(jì)算可以提供輪轂和機(jī)匣的氣動(dòng)參數(shù)，使得氣動(dòng)可行性的評(píng)估也更加充分全面。

壓氣機(jī)的設(shè)計(jì)通常都是在一定的約束條件下尋找最佳值。這些約束條件既可以是氣動(dòng)方面的，也可以是結(jié)構(gòu)強(qiáng)度方面的。這些約束條件可以應(yīng)用于縮小最初的參數(shù)選取范圍，這是本設(shè)計(jì)方法多學(xué)科考慮的另一個(gè)體現(xiàn)。

整個(gè)初步設(shè)計(jì)的過程分為設(shè)計(jì)空間分析、一維參數(shù)設(shè)計(jì)和葉片造型三個(gè)步驟，實(shí)現(xiàn)從總體設(shè)計(jì)指標(biāo)到輸出流道、葉片幾何之間的無縫銜接。

1.1設(shè)計(jì)空間分析

一維設(shè)計(jì)程序的輸入?yún)?shù)一般為軸向速度、根部或尖部半徑、轉(zhuǎn)速、負(fù)荷系數(shù)或溫升等，而整機(jī)性能給壓氣機(jī)的指標(biāo)一般為流量、壓比和效率，兩者之間存在一定差異。設(shè)計(jì)空間分析這一步驟旨在依據(jù)設(shè)計(jì)指標(biāo)和一些約束條件得出合適的轉(zhuǎn)速、壓氣機(jī)進(jìn)出口的軸向速度和徑向坐標(biāo)、平均溫升等參數(shù)。在確定這些參數(shù)后，將這些參數(shù)傳遞到第二個(gè)步驟，用于一維參數(shù)設(shè)計(jì)。約束條件的應(yīng)用體現(xiàn)了壓氣機(jī)設(shè)計(jì)的多學(xué)科性：這些約束條件既有氣動(dòng)方面的，如流量系數(shù)、負(fù)荷系數(shù)和馬赫數(shù)等；也有結(jié)構(gòu)強(qiáng)度方面的，如許用切線速度、最大外徑、最小內(nèi)徑、軸向長度和最小葉片高度等。

在給定葉尖切線速度、輪轂比、流量系數(shù)和進(jìn)口氣流角后，進(jìn)口截面的其他參數(shù)包括轉(zhuǎn)速便可完全確定，具體的計(jì)算公式不再贅述。圖1給出了進(jìn)口截面參數(shù)的確定過程和示例。約束條件越精確，可用的取值范圍則越小。示例所用的約束條件為：進(jìn)口軸向馬赫數(shù)介于0.55～0.60之間，最大尖部馬赫數(shù)1.4，最大根部馬赫數(shù)0.83，最大進(jìn)口外徑350mm，最小進(jìn)口內(nèi)徑170mm。

出口截面由出口軸向馬赫數(shù)、輪轂比和氣流角三個(gè)參數(shù)完全確定。圖2給出了出口截面參數(shù)選擇的示例，在進(jìn)行設(shè)計(jì)空間分析時(shí)，依據(jù)性能指標(biāo)、進(jìn)口截面參數(shù)評(píng)估給定范圍內(nèi)的點(diǎn)，給出葉片高度和負(fù)荷系數(shù)的等值線，并選擇最佳值。

1.2一維參數(shù)計(jì)算

一維參數(shù)計(jì)算的輸入?yún)?shù)可分為兩大類，分別用于計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)和幾何參數(shù)：進(jìn)口半徑、總溫升、進(jìn)口氣流角和軸向速度、轉(zhuǎn)子多變效率、級(jí)多變效率，以及環(huán)壁堵塞系數(shù)；轉(zhuǎn)靜子的展弦比、軸向間隙和稠度等參數(shù)。

與常規(guī)的一維參數(shù)計(jì)算相比，本文提出的方法增加了額外的新內(nèi)容：（1）計(jì)算中徑處的參數(shù)后，根據(jù)簡單徑向平衡方程和選定的流型計(jì)算根部、尖部的速度、氣流角和馬赫數(shù)等參數(shù)，再計(jì)算葉型的安裝角和葉片的子午投影，以便獲得更精確的軸向坐標(biāo)；（2）為提高輸出的氣動(dòng)參數(shù)的精度，采用簡化的管流方程來計(jì)算各排葉片進(jìn)出口不同展向位置的參數(shù)。

簡化的管流方程的引入，提高了氣動(dòng)參數(shù)的計(jì)算精度，滿足壓氣機(jī)初步設(shè)計(jì)階段的需求?；谶@些氣動(dòng)、幾何參數(shù)，對(duì)設(shè)計(jì)方案的可行性可以做出更全面合理的判斷。在這一計(jì)算過程中所需的輸入?yún)?shù)基本與傳統(tǒng)的一維設(shè)計(jì)過程相同，復(fù)雜程度低于S2參數(shù)設(shè)計(jì)過程，非常適用于快速迭代的應(yīng)用場(chǎng)景。計(jì)算過程中所用到的控制方程都是業(yè)內(nèi)通用方程，因此不再贅述。

數(shù)據(jù)分析是一維設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容之一，是評(píng)估可行性和調(diào)整設(shè)計(jì)參數(shù)的基礎(chǔ)。通常需要以下數(shù)據(jù)：（1）壓氣機(jī)整體的參數(shù)，包括壓比、效率、進(jìn)出口平均馬赫數(shù)、軸向長度；（2）流道圖，包括輪轂、機(jī)匣的型線和葉片的子午投影；（3）根部、中徑和尖部三個(gè)位置的重要參數(shù)，包括速度三角形、流量系數(shù)、負(fù)荷系數(shù)、反力度、馬赫數(shù)、稠度、D因子、氣流轉(zhuǎn)角、葉片數(shù)等。

1.3葉片造型

葉片造型的目的是生成具有實(shí)際壓氣機(jī)葉片特征且厚度滿足工程需求的葉片坐標(biāo)，用于計(jì)算葉片的體積、重量、子午投影等參數(shù)，作為初步結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的輸入?yún)?shù)，也可用于強(qiáng)度分析。因?yàn)樵煨退玫臍饬鹘怯珊喕墓芰饔?jì)算得到，因此輸出的葉片不用于氣動(dòng)性能的評(píng)估。這一步驟的關(guān)鍵是確保葉片的厚度滿足實(shí)際工程應(yīng)用的需求，包括前、尾緣的厚度和最大厚度等。這些厚度將影響輪盤的結(jié)構(gòu)尺寸和強(qiáng)度分析的結(jié)果。

參考文獻(xiàn)[12]給出了一種基于進(jìn)口馬赫數(shù)選擇葉型中弧線和厚度種類的方法，本文據(jù)此形成了多種中弧線和厚度分布的組合，以滿足各種馬赫數(shù)范圍的需求：（1）對(duì)于亞聲條件，可選擇圓弧中弧/拋物線中弧疊加C4厚度分布；（2）對(duì)于跨聲條件，可選擇圓弧中弧/拋物線中弧疊加圓弧/多項(xiàng)式厚度分布；（3）對(duì)于超聲條件，可選擇拋物線中弧/雙圓弧中弧疊加多項(xiàng)式厚度分布。

2設(shè)計(jì)軟件編制

基于上述方法編制了軸流壓氣機(jī)初步設(shè)計(jì)軟件AxcomPre，其用戶界面如圖3所示。所用的編程工具為Visual Studio 2019，基于WPF框架，目的是充分利用圖形界面的優(yōu)勢(shì)，輔助用戶進(jìn)行數(shù)據(jù)的輸入/輸出和后處理。

軟件大體上分為可用設(shè)計(jì)空間分析、一維參數(shù)計(jì)算和葉片造型三個(gè)模塊，與上述方法的三個(gè)步驟相對(duì)應(yīng)。

3軟件校驗(yàn)

Stage 67是NASA設(shè)計(jì)的單級(jí)風(fēng)扇，其詳細(xì)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)見參考文獻(xiàn)[13]，其設(shè)計(jì)指標(biāo)見表1，校驗(yàn)所用的輸入?yún)?shù)均從該文獻(xiàn)中提取。

圖4對(duì)比了來自AxcomPre輸出結(jié)果和美國國家航空航天局（NASA）報(bào)告的流道與葉片的子午投影，兩種數(shù)據(jù)來源的流道比較吻合。AxcomPre并不直接給定葉片投影的軸向位置，而是根據(jù)展弦比、根尖弦長比、安裝角等參數(shù)間接計(jì)算葉片的子午投影，因此圖4很好地驗(yàn)證了這種方法用于單級(jí)壓氣機(jī)時(shí)的合理性。

圖5對(duì)比了AxcomPre輸出與來自NASA報(bào)告的馬赫數(shù)分布，程序輸出的馬赫數(shù)與NASA報(bào)告中的數(shù)據(jù)非常接近，僅在根部和尖部附近有些差異，驗(yàn)證了簡化的管流法在計(jì)算單級(jí)壓氣機(jī)馬赫數(shù)的準(zhǔn)確性。

圖6對(duì)比了轉(zhuǎn)子的相對(duì)氣流角，結(jié)果與馬赫數(shù)類似，僅在輪轂、機(jī)匣附近有些差異。簡化的管流法在進(jìn)行計(jì)算時(shí)，假設(shè)總壓和總溫在每一計(jì)算站都是展向均勻的，與實(shí)際設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)并不一致，因此有這些差異。

圖7對(duì)比了轉(zhuǎn)子的子午速度，程序輸出的子午速度與設(shè)計(jì)報(bào)告的數(shù)據(jù)分布趨勢(shì)相似，且誤差基本在5m/s以內(nèi)，僅在機(jī)匣附近超過了10m/s。誤差的來源除了均勻總溫總壓的假設(shè)，也與流道有關(guān)，程序所用的流道與報(bào)告中的數(shù)據(jù)并不完全相同，影響曲率的值。

圖8對(duì)比了轉(zhuǎn)子的De Haller數(shù)，與其他參數(shù)類似，兩列數(shù)據(jù)在尖部以外的區(qū)域基本一致，整體的分布趨勢(shì)也非常相似。De Haller數(shù)是速度的比值，誤差的來源與速度相同。

經(jīng)過與Stage 67設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)的對(duì)比，驗(yàn)證了AxcomPre的核心模塊可以較精確地計(jì)算單級(jí)壓氣機(jī)的軸向長度和子午投影。程序輸出的馬赫數(shù)、氣流角、De Haller等參數(shù)也與報(bào)告中的數(shù)據(jù)比較接近，分布趨勢(shì)一致，精度滿足壓氣機(jī)初步設(shè)計(jì)階段的需求。

4軟件應(yīng)用

GE E3壓氣機(jī)是一臺(tái)10級(jí)高壓壓氣機(jī)，參考文獻(xiàn)[14]列出了詳細(xì)的設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)。該壓氣機(jī)級(jí)數(shù)多、負(fù)荷高，進(jìn)口氣流角和轉(zhuǎn)子壓比等參數(shù)展向變化非常劇烈。因此本節(jié)以E3壓氣機(jī)為應(yīng)用案例，測(cè)試AxcomPre用于多級(jí)壓氣機(jī)時(shí)的效果。對(duì)軟件的三個(gè)模塊均進(jìn)行了應(yīng)用測(cè)試，但是實(shí)際的壓氣機(jī)工程設(shè)計(jì)并不存在唯一解，因此與E3的設(shè)計(jì)結(jié)果可能存在較大誤差。表2為E3壓氣機(jī)設(shè)計(jì)指標(biāo)。

4.1設(shè)計(jì)空間分析結(jié)果

進(jìn)口截面的參數(shù)分析及選取如圖9所示，此時(shí)相對(duì)馬赫數(shù)和進(jìn)口軸向馬赫數(shù)都比較適中，不會(huì)導(dǎo)致過高的損失。輪轂比和轉(zhuǎn)速也比較合適，較小的輪轂比對(duì)氣動(dòng)性能有利，但不利于軸承的DN值和潤滑空間設(shè)計(jì)。程序的輸出值與NASA報(bào)告數(shù)據(jù)的對(duì)比見表3。雖然兩者之間存在一定的誤差，但是經(jīng)過設(shè)計(jì)空間分析的篩選，進(jìn)口截面參數(shù)的選取范圍已經(jīng)縮小，加快了整個(gè)設(shè)計(jì)過程。

出口截面的參數(shù)分析及選取如圖10所示，此時(shí)葉片高度和符合系數(shù)比較均衡，既無機(jī)械加工的難度，又比較容易實(shí)現(xiàn)效率指標(biāo)。出口馬赫數(shù)不至于過低而增大末級(jí)靜子的擴(kuò)壓度，從而影響效率和裕度。程序的輸出結(jié)果與NASA報(bào)告數(shù)據(jù)的對(duì)比見表4。

4.2一維參數(shù)設(shè)計(jì)結(jié)果

為了檢驗(yàn)程序用于多級(jí)壓氣機(jī)的精度，此處并未沿用4.1節(jié)得到的進(jìn)出口截面參數(shù)，而是采用了從參考文獻(xiàn)[14]提取和進(jìn)一步處理的數(shù)據(jù)。流道半徑由原始數(shù)據(jù)樣條插值而來，其他的一些數(shù)據(jù)（如總溫升和稠度）均取自設(shè)計(jì)報(bào)告的圖表。轉(zhuǎn)子壓比、多變效率均由通流計(jì)算結(jié)果平均而來。其他的參數(shù)（如氣體常數(shù)、環(huán)壁堵塞系數(shù)和引氣量）則引用參考文獻(xiàn)[8]的數(shù)據(jù)。進(jìn)行管流計(jì)算時(shí)需要指定進(jìn)口氣流角的展向分布，此處沿用了原始報(bào)告給出的數(shù)據(jù)。在設(shè)計(jì)過程中調(diào)整了展弦比，以使葉片的子午投影與原始數(shù)據(jù)基本吻合。

圖11對(duì)比了輸入的展弦比與原始數(shù)據(jù)的差異，轉(zhuǎn)子的展弦比基本與原始數(shù)據(jù)一致，而第3～7級(jí)靜子的展弦比則存在約10%的誤差，主要是程序計(jì)算的安裝角與報(bào)告數(shù)據(jù)差異導(dǎo)致的。這一差異還將引起葉片弦長的計(jì)算誤差，從而影響葉片重量的計(jì)算，因此需要重點(diǎn)改進(jìn)安裝角和弦長的計(jì)算方法以提高精度。

圖12對(duì)比了AxcomPre輸出的馬赫數(shù)與原始數(shù)據(jù)的差異，兩列數(shù)據(jù)非常接近，驗(yàn)證了程序計(jì)算多級(jí)軸流壓氣機(jī)進(jìn)口馬赫數(shù)的準(zhǔn)確性。輸出的根部、尖部馬赫數(shù)可用于調(diào)整流道半徑和進(jìn)口氣流角，在較早的階段識(shí)別出過高的馬赫數(shù)，修改進(jìn)口氣流角、流道半徑和軸向速度等參數(shù)。

圖13對(duì)比了AxcomPre輸出的中徑De Haller數(shù)和D因子與原始數(shù)據(jù)的差異。兩者在整體趨勢(shì)上非常類似，程序的輸出結(jié)果不會(huì)導(dǎo)致對(duì)級(jí)負(fù)荷分配的誤判，可用于調(diào)整稠度和級(jí)壓比等影響De Haller數(shù)和D因子的參數(shù)。De Haller數(shù)的最大誤差為2.5%，D因子的最大誤差為3.92%，基本滿足初步設(shè)計(jì)的精度需求。

4.3葉片造型結(jié)果

根據(jù)一維參數(shù)設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)部分轉(zhuǎn)子進(jìn)行葉片造型，并計(jì)算體積和重量，與NASA報(bào)告中的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，其中第一級(jí)轉(zhuǎn)子葉片的幾何如圖14所示。進(jìn)行造型時(shí)，前緣絕對(duì)厚度和最大相對(duì)厚度等輸入?yún)?shù)從報(bào)告中提取并進(jìn)一步處理而來，中弧線最大撓度位置則根據(jù)進(jìn)口馬赫數(shù)進(jìn)行選取。

部分轉(zhuǎn)子葉片的造型結(jié)果見表5，同時(shí)列出的還有造型時(shí)所用的中弧線和厚度分布類型、葉片材料等。部分轉(zhuǎn)子的重量與報(bào)告中的數(shù)據(jù)比較吻合，相對(duì)誤差在5%以內(nèi)，但是也有轉(zhuǎn)子的相對(duì)誤差達(dá)到了11.4%。在相對(duì)厚度一致的情況下，誤差主要來源于弦長和厚度分布類型，其中弦長的影響更為顯著。影響弦長計(jì)算精度的因素則包括迎角、落后角、中弧線撓度和子午投影位置等因素，相關(guān)的計(jì)算方法還需進(jìn)一步改進(jìn)以提高精度。

5結(jié)論

本文提出了一種考慮多學(xué)科特征的軸流壓氣機(jī)氣動(dòng)初步設(shè)計(jì)方法，首先使用各種氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)的約束條件縮小進(jìn)出口截面設(shè)計(jì)參數(shù)的取值范圍，之后再進(jìn)行一維參數(shù)設(shè)計(jì)，最后輸出精度較高的氣動(dòng)流道和葉片幾何，使得初步設(shè)計(jì)階段可以實(shí)現(xiàn)快速的多學(xué)科迭代。該方法具有輸入?yún)?shù)較少、計(jì)算過程簡單、輸出參數(shù)全面等特點(diǎn)，因此氣動(dòng)可行性的評(píng)估更加全面合理。

基于這種方法編制了初步設(shè)計(jì)軟件AxcomPre，用于測(cè)試該方法的可行性和精度，得到如下結(jié)論：

（1）驗(yàn)發(fā)現(xiàn)該軟件用于單級(jí)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，一維參數(shù)的計(jì)算精度較高。

（2）經(jīng)過設(shè)計(jì)空間分析后，進(jìn)出口截面設(shè)計(jì)參數(shù)的取值范圍被縮小，從而加快了整個(gè)設(shè)計(jì)進(jìn)程。

（3）用于多級(jí)壓氣機(jī)時(shí)，AxcomPre程序在計(jì)算進(jìn)口馬赫數(shù)、平均D因子和De Haller數(shù)等方面依然具有較高的精度，滿足初步設(shè)計(jì)的精度要求。

（4）AxcomPre程序在計(jì)算展弦比上的最大誤差超過了10%，根據(jù)程序輸出結(jié)果計(jì)算的部分轉(zhuǎn)子的重量也有超過10%的相對(duì)誤差，因此用于計(jì)算安裝角、子午投影位置和弦長的方法需要進(jìn)一步改進(jìn)以提高精度。

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An Aerodynamic Preliminary Design Method Under Multi-Discipline Considerations for Axial Compressors and Its Application

Qiu Daobin，Jin Hailiang，Yin Yueqian，Zou Xueqi

AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute，Hunan Key Laboratory of Turbomachinery on Small and Medium Aero-Engine，Zhuzhou，412002，China

Abstract： To enable the rapid multi-disciplinal iteration of compressor design during preliminary stage， a preliminary approach is proposed under multi-discipline considerations. This method employs design space analysis to narrow the scope of design parameters with multi-disciplinal constraints. And then the hub and tip aerodynamic parameters is calculated through simplified duct-flow method， based on which the blading design is performed. The flow-path and blade geometries are passed to other subjects for design and evaluating. A design code is programmed based on the methodology to validate and demonstrate its feasibility and precision. The results show that the calculation precision for some parameters （like Mach numbers， diffuser factors and De Haller numbers） meets the requirement of preliminary design. However， the methodology for stagger angle， chord length and weight estimation should be improved as the errors exceed 10%. Proposed method is valuable for the development of multi-disciplinal design method of axial compressors.

Key Words： axial compressors； multi-discipline； preliminary design method； validation； application