專利名稱：應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子超聲葉型及設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子超聲葉型及設(shè)計(jì)方法，屬葉輪機(jī)械技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
為了提高風(fēng)扇/壓氣機(jī)級(jí)壓比減少級(jí)數(shù)，現(xiàn)代航空渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)設(shè)計(jì)較多采用轉(zhuǎn)子進(jìn)口相對(duì)速度超聲利用激波增壓。激波自身會(huì)產(chǎn)生熵增(流動(dòng)損失)；同時(shí)激波與附面層干擾會(huì)造成附面層增厚甚至產(chǎn)生局部分離。因此超聲或跨聲轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計(jì)時(shí)，需精心組織轉(zhuǎn)子通道內(nèi)激波，降低流動(dòng)損失。
Konig W M，Hennecke D K和Fottner L于1996年發(fā)表在Journal ofTurbomachinery(第11卷81-87頁(yè))題為“Improved Blade Profile Loss andDeviation Angle Moldels for Advanced Transonic Compressor Bladeings PartII-A Model for Supeusonic Flow”論文中指出，目前超聲葉型構(gòu)成的葉柵通道內(nèi)流動(dòng)大都為兩道激波，即在葉柵進(jìn)口一道鈄激波出口一道正激波。KustersB和Schreiber A于1998年發(fā)表在AIAA Journal(第36卷第11期)題為“Compressor Cascade Flow with Strong Shock Wave/Boundary-LayerInteraction”論文中所涉及的預(yù)壓縮葉型構(gòu)成的超聲葉柵也是上述雙激波結(jié)構(gòu)。
相對(duì)于二道激波，三道激波達(dá)到同樣增壓比損失較小。1983年美國(guó)專利(授權(quán)號(hào)4480957)提出一種超聲葉型，葉片吸力面和壓力面都采用二段直線段組成葉型，超聲氣流在線段轉(zhuǎn)折和前后緣處產(chǎn)生激波并與相鄰葉片相交，形成三道激波。采用直線段組成型面，當(dāng)流動(dòng)不處于設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)，波系會(huì)發(fā)生突變產(chǎn)生較大的性能偏差。并且該專利所涉及的葉型未通過(guò)實(shí)施例進(jìn)行驗(yàn)證。


發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于針對(duì)超聲風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉型設(shè)計(jì)技術(shù)現(xiàn)狀，提出一種應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子超聲葉型及設(shè)計(jì)方法，采用該葉型可達(dá)到1)、有效降低流動(dòng)損失；2)增大轉(zhuǎn)子輪緣功，提高總壓比。
一種應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子超聲葉型，其特征在于葉型靠近前緣小部分呈S形，后面大部分平直，葉型由前到后厚度逐漸增加；超聲氣流流入由該葉型構(gòu)成的葉柵，在葉柵進(jìn)口產(chǎn)生膨脹波，隨后在葉片吸力面S形與平直段過(guò)渡處形成一道鈄激波與相鄰葉片前緣相交，并產(chǎn)生反射激波，在葉柵出口附近再產(chǎn)生一道局部激波。
一種應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子超聲葉型的設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括以下過(guò)程 (1)、確定前部分呈S形、后部分平直中弧線； (2)、確定由前到后厚度逐漸增加的葉型厚度分布； (3)、根據(jù)葉型中弧線和厚度分布確定葉型型面，具體方法如下 1)由葉片數(shù)、葉柵稠度和葉柵所處半徑確定葉型弦長(zhǎng)； 2)中弧線前部分采用正弦曲線后部分采用直線確定中弧線； 3)按線性或拋物線變化確定沿弦向厚度分布； 4)根據(jù)中弧線和厚度分布確定葉型； 5)通過(guò)計(jì)算機(jī)仿真或?qū)嶒?yàn)?zāi)M該葉型所構(gòu)成葉柵氣動(dòng)性能； 6)根據(jù)葉柵通道內(nèi)流動(dòng)波系結(jié)構(gòu)以及符合葉柵進(jìn)出口速度三角形情況確定所設(shè)計(jì)葉型有無(wú)達(dá)到要求； 7)如沒(méi)有達(dá)到要求，改變?cè)O(shè)計(jì)參數(shù)重新設(shè)計(jì)，即重復(fù)2)-6)步，直至得到符合要求的葉型。
本項(xiàng)發(fā)明特征在于1)、所提出的超聲葉型前緣小部分呈S形；后面大部分平直；葉型由前到后厚度逐漸增加。2)、流過(guò)由該葉型所構(gòu)成葉柵的超聲速氣流通過(guò)三道激波實(shí)現(xiàn)減速增壓，由于激波個(gè)數(shù)較多達(dá)到同樣的增壓比損失較??；3)由于葉型吸力面和壓力面由光滑曲線構(gòu)成，隨葉柵進(jìn)出口流動(dòng)條件變化，葉柵通道內(nèi)波系不發(fā)生突變，葉柵具有較好的非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能。4)、由于葉片前緣吸力面有一道膨脹波，可增大葉片靠前緣處壓力面與吸力面壓差提高轉(zhuǎn)子輪緣功。
通過(guò)實(shí)施例對(duì)所涉及的葉型進(jìn)行了驗(yàn)證，本項(xiàng)發(fā)明與目前已有技術(shù)比較有以下優(yōu)點(diǎn)，1)、激波個(gè)數(shù)多，流動(dòng)損失小、葉柵高性能工作范圍大；2)、由于葉片前緣壓力面與吸力面壓差大，因而壓差在葉片運(yùn)動(dòng)方向的分力大，有利于增加轉(zhuǎn)子輪緣功、提高轉(zhuǎn)子總壓比。
本項(xiàng)發(fā)明所提出超聲葉型，可直接用于超跨聲風(fēng)扇/壓氣機(jī)設(shè)計(jì)中，提高其氣動(dòng)性能。



圖1為葉型示意圖。
圖2為葉型中弧線示意圖。
圖3為葉柵結(jié)構(gòu)示意圖。
圖4為實(shí)施例葉柵通道內(nèi)馬赫數(shù)等值線圖。
圖中標(biāo)號(hào)名稱1、坐標(biāo)軸y，2、葉型前緣S形彎曲段，3、葉型后部分平直段，4、坐標(biāo)軸x，5、葉型S形彎曲段中弧線，6、葉型平直段部分中弧線，7、葉柵進(jìn)口，8、近葉片壓力面流線，9、前緣膨脹波，10、近葉片吸力面流線，11、葉柵出口，12、葉柵出口附近局部激波，13、葉柵通道內(nèi)第二道鈄激波，14、葉柵通道內(nèi)第一道鈄激波，15、葉片運(yùn)動(dòng)方向，16、流場(chǎng)計(jì)算邊界，17、馬赫數(shù)數(shù)值，18、馬赫數(shù)等值線。
具體實(shí)施方法 以下結(jié)合圖1到圖3說(shuō)明本發(fā)明超聲葉型及由其構(gòu)成的葉柵實(shí)施方法 根據(jù)超跨聲風(fēng)扇/壓氣機(jī)扭向設(shè)計(jì)確定某給定葉高處速度三角形；由葉片數(shù)確定葉柵柵距；根據(jù)葉柵稠度確定葉片長(zhǎng)度；確定圖1所示葉型，即前緣附近呈S形、后部分為平直段葉型(葉型確定的具體方法以后說(shuō)明)；由零攻角安裝確定葉片安裝角。最后將所得葉型按照安裝角和柵距要求排列構(gòu)成圖3所示的葉柵。
葉型采用中弧線疊加厚度分布確定。由圖2，葉型S形彎曲段中弧線采用正弦曲線表達(dá)，具體為x＝S(q-q1)/(1.5p-q1)，y＝asin(q)。式中x為弦線方向，y為與弦線垂直方向。a為正弦曲線的幅值，2a即為S形彎曲段最高點(diǎn)距平直段的y方向距離；q1為中弧線前緣切線與平直段中弧線夾角；s為S形彎曲段占整個(gè)弦長(zhǎng)比例。圖2中，A點(diǎn)為中弧線前端點(diǎn)在x軸上的位置(q＝p/2-q1)；B點(diǎn)為中弧線S形彎曲段最高點(diǎn)在x軸上的位置(q＝p/2)；C點(diǎn)為中弧線S形彎曲段與平直段連接點(diǎn)在x軸上的位置(q＝1.5p)。葉型前緣小圓半徑為r1，后緣小圓半徑為r2，葉型厚度可按沿弦長(zhǎng)方向直線或拋物線變化。最后根據(jù)中弧線厚度分布即可確定葉型壓力面(下表面)和吸力面(上表面)坐標(biāo)。葉型設(shè)計(jì)時(shí)，反復(fù)修改參數(shù)a、q1、s和前后緣小圓半徑r1、r2，并對(duì)所構(gòu)成的葉柵流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算機(jī)仿真或?qū)嶒?yàn)測(cè)量檢驗(yàn)，即可達(dá)到給定的波系結(jié)構(gòu)。
綜上所述，葉型設(shè)計(jì)步驟如下1)由葉片數(shù)、葉柵稠度和葉柵所處半徑確定葉型弦長(zhǎng)；2)中弧線前部分采用正弦曲線后部分采用直線確定中弧線；3)按線性或拋物線變化確定沿弦向厚度分布；4)根據(jù)中弧線和厚度分布確定葉型；5)通過(guò)計(jì)算機(jī)仿真或?qū)嶒?yàn)?zāi)M該葉型所構(gòu)成葉柵氣動(dòng)性能；6)根據(jù)葉柵通道內(nèi)流動(dòng)波系結(jié)構(gòu)以及符合葉柵進(jìn)出口速度三角形情況確定所設(shè)計(jì)葉型有無(wú)達(dá)到要求；7)如沒(méi)有達(dá)到要求修改設(shè)計(jì)參數(shù)，重復(fù)2)-6)步，直至得到符合要求的葉型。
超聲氣流流進(jìn)葉柵通道時(shí)，由于在下面葉片吸力面靠前緣存在通道局部擴(kuò)張產(chǎn)生膨脹波9。在S形彎曲與平直段過(guò)渡處流動(dòng)方向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生鈄激波14；該激波與上面葉片前緣相交產(chǎn)生反射激波13。氣流在流出葉柵時(shí)，在葉柵出口高反壓作用下，產(chǎn)生一道局部激波12。由于平直段葉型逐漸增厚使葉柵通道呈收縮，總體上使流過(guò)葉柵超聲氣流得到減速增壓?？拷氯~片吸力面流線10和靠近上葉片壓力面流線8表明了氣流流過(guò)波系的方向變化。
實(shí)施例。平面葉柵進(jìn)口馬赫數(shù)為1.5，設(shè)計(jì)增壓比為1.8。葉柵柵距為70mm，稠度為2.5，因此葉片弦長(zhǎng)為175mm。表1為通過(guò)多次調(diào)整得到的滿足設(shè)計(jì)要求的葉型參數(shù)值。圖4為采用計(jì)算機(jī)數(shù)值仿真所得的葉柵通道內(nèi)流動(dòng)馬赫數(shù)等值線圖，為了表征流動(dòng)的周期性圖中顯示了兩個(gè)葉柵通道。由該圖可清晰看出采用本發(fā)明所提出的葉型得到了預(yù)期的流場(chǎng)波系結(jié)構(gòu)，即前緣膨脹波16，鈄激波、14反射激波13和局部激波12。
表1葉型幾何參數(shù)
權(quán)利要求
1.一種應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子超聲葉型，其特征在于葉型靠近前緣小部分呈S形，后面大部分平直，葉型由前到后厚度逐漸增加；超聲氣流流入由該葉型構(gòu)成的葉柵，在葉柵進(jìn)口產(chǎn)生膨脹波，隨后在葉片吸力面S形與平直段過(guò)渡處形成一道鈄激波與相鄰葉片前緣相交，并產(chǎn)生反射激波，在葉柵出口附近再產(chǎn)生一道局部激波。
2.權(quán)利要求1所述的應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子超聲葉型的設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括以下過(guò)程
(1)、確定前部分呈S形、后部分平直中弧線；
(2)、確定由前到后厚度逐漸增加的葉型厚度分布；
(3)、根據(jù)葉型中弧線和厚度分布確定葉型型面，具體方法如下
1)由葉片數(shù)、葉柵稠度和葉柵所處半徑確定葉型弦長(zhǎng)；
2)中弧線前部分采用正弦曲線后部分采用直線確定中弧線；
3)按線性或拋物線變化確定沿弦向厚度分布；
4)根據(jù)中弧線和厚度分布確定葉型；
5)通過(guò)計(jì)算機(jī)仿真或?qū)嶒?yàn)?zāi)M該葉型所構(gòu)成葉柵氣動(dòng)性能；
6)根據(jù)葉柵通道內(nèi)流動(dòng)波系結(jié)構(gòu)以及符合葉柵進(jìn)出口速度三角形情況確定所設(shè)計(jì)葉型有無(wú)達(dá)到要求；
7)如沒(méi)有達(dá)到要求改變?cè)O(shè)計(jì)參數(shù)重新設(shè)計(jì)，即重復(fù)2)-6)步，直至得到符合要求的葉型。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子超聲葉型及設(shè)計(jì)方法，屬葉輪機(jī)械技術(shù)領(lǐng)域。該葉型特征在于葉型靠近前緣小部分呈S形，后面大部分平直，葉型由前到后厚度逐漸增加；超聲氣流流入由該葉型構(gòu)成的葉柵，在葉柵進(jìn)口產(chǎn)生膨脹波，隨后在葉片吸力面S形與平直段過(guò)渡處形成一道斜激波與相鄰葉片前緣相交，并產(chǎn)生反射激波，在葉柵出口附近再產(chǎn)生一道局部激波。該葉型的設(shè)計(jì)方法包括以下過(guò)程確定前部分呈S形、后部分平直中弧線；確定由前到后厚度逐漸增加的葉型厚度分布；根據(jù)葉型中弧線和厚度分布確定葉型型面。采用該葉型可達(dá)到1)有效降低流動(dòng)損失；2)增大轉(zhuǎn)子輪緣功，提高總壓比。
文檔編號(hào)F01D5/14GK101182784SQ20071019100
公開(kāi)日2008年5月21日 申請(qǐng)日期2007年12月3日 優(yōu)先權(quán)日2007年12月3日
發(fā)明者周正貴, 雷延生 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)