專利名稱：帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種葉輪機(jī)械技術(shù)領(lǐng)域的翼型，具體是一種帶尾緣噴氣的葉輪 機(jī)械翼型。
背景技術(shù)：
葉輪機(jī)械不僅廣泛應(yīng)用于能源動力、化工石油、礦山冶金、交通運輸、建 筑空調(diào)、食品醫(yī)藥，水利工程等國民經(jīng)濟(jì)的各生產(chǎn)部門，與人們的日常生活息 息相關(guān)；而且在航空航天等國防尖端技術(shù)領(lǐng)域也有重要的用途，如此廣泛的應(yīng) 用使得葉輪機(jī)械在國民經(jīng)濟(jì)和國防建設(shè)中占有重要的地位，也因此吸引了人們 對葉輪機(jī)械的性能倍加關(guān)注。與此同時，葉輪機(jī)械的運轉(zhuǎn)，尤其是航空發(fā)動機(jī) 產(chǎn)生的高分貝噪聲影響人們的正常生活，葉輪機(jī)械的噪聲問題也日益受到人們 的關(guān)注。因此，提高葉輪機(jī)械的效率、擴(kuò)大其運行范圍、提高運行的安全和可 靠性、降低運行噪聲，不僅在提高效益和環(huán)境保護(hù)方面有著舉足輕重的地位， 而且在提高我國工業(yè)發(fā)展水平方面具有重要而深遠(yuǎn)的意義。在壓縮機(jī)、航空發(fā) 動機(jī)等葉輪機(jī)械的流動中，葉片尾緣壓力面和吸力面處存在邊界層的分離，在 尾部形成速度虧損的尾跡區(qū)。尾跡區(qū)流動是一種復(fù)雜的氣動現(xiàn)象，它對下游葉 片有很大的影響，非定常尾跡與葉片相互作用，不僅影響葉片的性能，還將產(chǎn) 生干涉噪聲。
經(jīng)對現(xiàn)有技術(shù)文獻(xiàn)的檢索發(fā)現(xiàn)，Minton在其碩士論文《Wake Filling Techniques for Reducing Rotor國Stator Interaction Noise》(維吉尼亞理工大學(xué)2005 年碩士學(xué)位論文《降低動靜干涉噪聲的尾跡填充技術(shù)》)提出通過翼型尾緣吹 氣能夠降低動靜葉片相互干涉的噪聲，通過在翼型尾緣開一些等直徑的小孔， 從翼型的底部和頂部同時供氣，從小孔噴出的氣體能降低翼型尾緣處的速度虧 損，降低翼型尾跡對下游動葉的影響，從而降低干涉噪聲。但是其存在不足之 處小孔是等直徑的，使從小孔噴出的氣體沿葉高分布不均勻，另外，小孔間
的間隔太大，容易形成徑向不均勻波動氣流。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，使其 尾緣噴氣能有效地改善翼型尾部的流動，對下游葉片的影響減小，改善氣動性 能，降低動靜干涉噪聲。
本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的，本發(fā)明包括控制氣體輸入管、尾緣噴 氣孔、氣體主流道、氣體分支流道、導(dǎo)流部件、翼型本體，連接關(guān)系為翼型 本體內(nèi)部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置于該空腔內(nèi)，控制氣體輸入管 置于翼型本體外側(cè)，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流道 另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設(shè)有導(dǎo)流部件，尾緣噴氣孔等 距離設(shè)置在翼型本體的尾緣，尾緣噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣從翼型本體 設(shè)有控制氣體輸入管一端到翼型本體另一端成等差數(shù)列分布。
所述氣體主流道，其截面為方形結(jié)構(gòu)。
所述氣體分支流道，與氣體主流道相連處截面是方形結(jié)構(gòu)，在氣體分支流道 出口處截面過渡為圓形結(jié)構(gòu)。
所述尾緣噴氣孔，為圓形噴口。
所述尾緣噴氣孔中，靠近控制氣體輸入管的尾緣噴氣孔直徑最大，最大直
徑d大小為翼型本體最大厚度的1/5~1/4，最小直徑X). 3d。 所述尾緣噴氣孔之間距離為0.8d 1.2d。
所述導(dǎo)流部件，其與氣體主流道內(nèi)壁的距離從氣體主流道連接控制氣體輸 入管一端到氣體主流道另一端逐漸減小，使得氣體主流道成漸縮結(jié)構(gòu)，從而尾 緣噴氣孔徑向出氣均勻。
所述導(dǎo)流部件，其與氣體主流道相連處為月牙形結(jié)構(gòu)，導(dǎo)流部件壓力面處 半徑為0.5d ld，吸力面處半徑為0.8d 1.5d，并且壓力面處半徑大于吸力面處半 徑。
本發(fā)明在工作時，通過控制氣體輸入管氣體的輸入，在導(dǎo)流部件的作用下， 氣體經(jīng)氣體主流道流入氣體分支流道，然后從尾緣的尾緣噴氣孔噴出，噴出的 氣流與主流摻混，使得尾跡區(qū)的速度虧損降低，翼型本體的出口流動均勻。由
于輸入的氣體量較少，對風(fēng)機(jī)的整體氣動性能基本上沒有影響，但能降低動靜 葉之間的干涉效應(yīng)，降低干涉噪聲。
與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計合理，在保留原有翼型結(jié)構(gòu)參數(shù) 的前提下，通過在翼型本體尾緣處設(shè)置孔徑成等差數(shù)列分布的尾緣噴氣孔，噴 出的氣體使翼型本體尾緣的速度虧損減小，保證了原有翼型的氣動性能，同時 噴氣使下游葉片入口速度均勻，降低葉片非定常脈動力，從而降低動靜干涉噪 聲。本發(fā)明當(dāng)作壓縮機(jī)或者航空發(fā)動機(jī)的進(jìn)口導(dǎo)葉使用時，可以減小導(dǎo)葉尾跡 對下游動葉的沖擊影響，降低動葉表面的非定常力；本發(fā)明當(dāng)作轉(zhuǎn)子使用時， 一方面減小動葉尾跡對下游靜葉的影響，而且在翼型內(nèi)部通入的冷卻氣體對溫 度較高的轉(zhuǎn)子有一定的降溫作用。本發(fā)明的翼型相對一般形式的翼型，能降低 動靜葉的干涉噪聲，本發(fā)明的翼型能降低動靜干涉噪聲5 10dB，同時能減輕對 下游葉片的脈動力沖擊。


圖1為本發(fā)明的翼型整體結(jié)構(gòu)圖； 圖2為本發(fā)明的翼型內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖； 圖3為本發(fā)明的導(dǎo)流部件局部放大圖； 圖4為本發(fā)明的翼型尾緣噴氣孔分布位置。
具體實施例方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例作詳細(xì)說明本實施例在以本發(fā)明技術(shù)方案 為前提下進(jìn)行實施，給出了詳細(xì)的實施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保 護(hù)范圍不限于下述的實施例。
如圖1和圖2所示，本實施例包括控制氣體輸入管l、氣體主流道2、氣 體分支流道3、導(dǎo)流部件4、尾緣噴氣孔5、翼型本體6，連接關(guān)系為翼型本
體6內(nèi)部是空腔，氣體主流道2、氣體分支流道3置于該空腔內(nèi)，控制氣體輸入 管1置于翼型本體6外側(cè)，控制氣體輸入管1 一端與氣體主流道2 —端相通， 氣體主流道2另一端與氣體分支流道3相通，氣體分支流道3之間設(shè)有導(dǎo)流部 件4，尾緣噴氣孔5等距離設(shè)置在翼型本體6的尾緣，尾緣噴氣孔5的直徑沿翼 型本體6的尾緣從翼型本體6設(shè)有控制氣體輸入管1 一端到翼型本體6另一端
成等差數(shù)列分布。
所述氣體主流道2，其截面為方形結(jié)構(gòu)。
所述氣體分支流道3，與氣體主流道2相連處截面是方形結(jié)構(gòu)，在氣體分支 流道3出口處截面過渡為圓形結(jié)構(gòu)。 所述尾緣噴氣孔5，為圓形噴口。
所述尾緣噴氣孔5中，靠近控制氣體輸入管1的尾緣噴氣孔5直徑最大， 最大直徑d為翼型本體最大厚度的1/5~1/4，最小直徑》0. 3d。 所述尾緣噴氣孔5之間距離為0.8d 1.2d。
所述導(dǎo)流部件4，其與氣體主流道2內(nèi)壁的距離從氣體主流道2連接控制氣 體輸入管1的一端到氣體主流道2另一端逐漸減小，使得氣體主流道2成漸縮 結(jié)構(gòu)，從而尾緣噴氣孔5徑向出氣均勻。
所述導(dǎo)流部件4，其與氣體主流道2相連的處為月牙形結(jié)構(gòu)。
所述導(dǎo)流部件4，其壓力面處半徑Rl為0.5d ld，吸力面處半徑R2為 0.8d 1.5d，并且R1〉R2。
本實施例在工作時，通過控制氣體輸入管1氣體的輸入，在導(dǎo)流部件4的 作用下，氣體經(jīng)氣體主流道2流入氣體分支流道3，然后從翼形本體6的尾緣噴 氣孔5噴出，噴出的氣流與主流摻混，使得尾跡區(qū)的速度虧損降低，翼形本體6 的出口流動均勻。由于輸入的氣體量較少，對風(fēng)機(jī)的整體氣動性能基本上沒有 影響，但能降低動靜葉之間的干涉效應(yīng)，降低干涉噪聲。
本實施例結(jié)構(gòu)簡單、設(shè)計合理，在保留原有翼型結(jié)構(gòu)參數(shù)的前提下，通過 在翼型本體6尾緣處設(shè)置孔徑成等差數(shù)列分布的尾緣噴氣孔5，噴出的氣體使翼 形本體6尾緣的速度虧損減小。本實施例當(dāng)作壓縮機(jī)或者航空發(fā)動機(jī)的進(jìn)口導(dǎo) 葉使用時，可以減小導(dǎo)葉尾跡對下游動葉的沖擊影響，降低動葉表面的非定常 力；本實施例當(dāng)作轉(zhuǎn)子使用時， 一方面減小動葉尾跡對下游靜葉的影響，而且 對溫度較高的動葉有一定的降溫作用。本實施例的翼型比一般形式的翼型在降 低噪聲能力上有所提高，本實施例能降低動靜干涉噪聲5 10dB，同時對下游葉 片的脈動力沖擊減輕。
權(quán)利要求
1.一種帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，包括翼型本體、控制氣體輸入管、氣體主流道、氣體分支流道、導(dǎo)流部件、尾緣噴氣孔，翼型本體內(nèi)部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置于該空腔內(nèi)，控制氣體輸入管置于翼型本體外側(cè)，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流道另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設(shè)有導(dǎo)流部件，其特征在于，尾緣噴氣孔等距離設(shè)置在翼型本體的尾緣，尾緣噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣從翼型本體設(shè)有控制氣體輸入管一端到翼型本體另一端成等差數(shù)列分布。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述 氣體主流道，其截面為方形結(jié)構(gòu)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述 氣體分支流道，其與氣體主流道相連處截面是方形結(jié)構(gòu)，在氣體分支流道出口 處截面過渡為圓形結(jié)構(gòu)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述 尾緣噴氣孔，為圓形噴口。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是， 所述尾緣噴氣孔中，靠近控制氣體輸入管的尾緣噴氣孔直徑最大，
6. 根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是， 所述尾緣噴氣孔，其最大直徑d為翼型最大厚度的1/5 1/4，最小直徑》0.3d。
7. 根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是， 所述尾緣噴氣孔之間距離為0. 8d 1. 2d。
8. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述 導(dǎo)流部件，其與氣體主流道內(nèi)壁的距離從氣體主流道連接控制氣體輸入管一端 到氣體主流道另一端逐漸減小。
9. 根據(jù)權(quán)利要求1或8所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是， 所述導(dǎo)流部件，其與氣體主流道相連處為月牙形結(jié)構(gòu)，
10. 根據(jù)權(quán)利要求1或8所述的帶尾緣噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述導(dǎo)流部件，其壓力面處半徑為0. 5d ld，吸力面處半徑為0.8d 1.5d，并且 壓力面處半徑大于吸力面處半徑。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種葉輪機(jī)械技術(shù)領(lǐng)域的帶尾緣噴氣的軸流風(fēng)機(jī)翼型，包括控制氣體輸入管、尾緣噴氣孔、氣體主流道、氣體分支流道、導(dǎo)流部件、尾緣噴氣孔、翼型本體，翼型本體內(nèi)部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置于該空腔內(nèi)，控制氣體輸入管置于翼型本體外側(cè)，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流道另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設(shè)有導(dǎo)流部件，尾緣噴氣孔等距離設(shè)置在翼型本體的尾緣，尾緣噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣從翼型本體設(shè)有控制氣體輸入管一端到翼型本體另一端成等差數(shù)列分布。本發(fā)明能填補翼型本體尾緣的速度虧損，減小尾跡區(qū)的速度脈動，減小翼型本體的尾跡寬度，減小與下游葉片的干涉，降低干涉噪聲。
文檔編號F01D9/02GK101109396SQ20071004470
公開日2008年1月23日 申請日期2007年8月9日 優(yōu)先權(quán)日2007年8月9日
發(fā)明者吳亞東, 杜朝輝, 歐陽華, 竺曉程 申請人:上海交通大學(xué)