小涵道比涡扇发动机技术水平是衡量国家科技水平的重要标志，迄今仍在向高（气动热力）参数、变循环方向追求极致发展。其中，不断提高（比）负荷水平是风扇部件技术持续发展的重要线索，设计者一直希望在最小轴向尺寸内用最少级数，高效率、高裕度地实现更高总压比。

纵观而言，小涵道比涡扇发动机风扇部件总压比从3-4向4-5、5-6发展，总级数呈现出由5级、4级减少为3级、2级的趋势，表现为负荷系数从最初0.2增加到现役0.25、0.3再到预研的0.35-0.4（图1）。新一代发动机尝试配装总压比5、负荷系数0.35以上两级风扇研制面临重大挑战，主要表现为叶尖高马赫数、气流大折转、静叶根部超音引起流动大分离、高损失、运行范围缩窄，以及叶排间、级间难以合理匹配，或者选用超低展弦比、高稠度导致部件轴向尺寸过大，致使难以实现“效率高于83%、裕度高于15%”的总体指标要求。

图1.不同时期典型小涵道比涡扇发动机风扇关键参数比较

面向上述挑战，清华大学航空发动机研究院先进涡轮机团队独创进出口气流预旋优化、根部超音静叶气动布局，采用前缘/重心解耦掠叶片、端区二面角控制和激波/交汇附面层诱导分离自适应射流控制等三项创新技术，完成了总压比2.5、负荷系数0.38的风扇级设计（该风扇级对应两级总压比5风扇部件的第1级），并于近日圆满完成了该风扇级性能全尺寸试验（图2）。试验结果表明，该风扇级设计点多变效率达89.1%（扭矩效率87.2%），峰值效率点达91.6%（扭矩效率88.1%），设计转速综合裕度达到11.8%，且其他非设计转速性能良好（图3）。

图2.两级风扇第一级风扇级试验件

图3.两级风扇第一级风扇级部件性能试验结果

在攻克总压比2.5高负荷风扇级设计难题中，为解决传统掠叶片难以实现三维激波损失和裕度协调控制、大掠角容易产生振动的问题，先进涡轮机团队创新提出前缘/重心解耦掠叶片技术（图4a），通过合理调整基元叶型最大厚度位置与积叠偏移量，实现前缘掠角和叶片重心掠角的解耦，通过近乎独立控制三维激波损失和调整失速裕度，同时提升了风扇级效率和失速裕度，且经试验证实，整个转速范围内试验件运行平稳、振动很小；为控制端区分离，基于尾迹最优设计和角区交汇附面层控制理念，采用创新提出的端区二面角控制技术（图4b），大大削弱了端区交汇附面层分离流动；为解决超音静叶端区激波/交汇附面层诱导分离导致过大损失和堵塞问题，基于多工况波系结构分析，提出激波/交汇附面层诱导分离自适应射流控制技术（图4c），利用吸力面与压力面压差形成射流，其通过叶片根部特定区域开缝吹散交汇附面层，继而削弱端区激波/交汇附面层诱导分离流。以上三项创新技术可广泛推广用于各类高负荷叶轮机，为下一代小涵道比涡扇发动机提供坚实技术支撑。

图4.总压比2.5风扇级设计中使用的三项创新技术

（a）前缘/重心解耦掠叶片技术（b）端区二面角控制技术（c）激波/交汇附面层诱导分离自适应射流控制技术

总压比2.5高负荷风扇级研制中，注意到当前以“负荷系数”衡量风扇/压气机负荷水平忽略了轴向长度约束的问题，创新性地引入“比负荷系数”指标参数，更科学也更符合风扇/压气机技术发展需求。按此新指标衡量，该风扇级（总压比2.5、负荷系数0.38）“比负荷系数”达到0.55，处于国际领先水平。