[发明专利]应用于航空发动机风扇/压气机转子超声叶型及设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种应用于航空发动机风扇/压气机转子超声叶型及设计方法，属叶轮机械技术领域。

背景技术

为了提高风扇/压气机级压比减少级数，现代航空涡轮风扇发动机风扇/压气机设计较多采用转子进口相对速度超声利用激波增压。激波自身会产生熵增(流动损失)；同时激波与附面层干扰会造成附面层增厚甚至产生局部分离。因此超声或跨声转子叶片设计时，需精心组织转子通道内激波，降低流动损失。

Konig W M，Hennecke D K和Fottner L于1996年发表在Journal ofTurbomachinery(第11卷81-87页)题为“Improved Blade Profile Loss andDeviation Angle Moldels for Advanced Transonic Compressor Bladeings PartII-A Model for Supeusonic Flow”论文中指出，目前超声叶型构成的叶栅通道内流动大都为两道激波，即在叶栅进口一道钭激波出口一道正激波。KustersB和Schreiber A于1998年发表在AIAA Journal(第36卷第11期)题为“Compressor Cascade Flow with Strong Shock Wave/Boundary-LayerInteraction”论文中所涉及的预压缩叶型构成的超声叶栅也是上述双激波结构。

相对于二道激波，三道激波达到同样增压比损失较小。1983年美国专利(授权号：4480957)提出一种超声叶型，叶片吸力面和压力面都采用二段直线段组成叶型，超声气流在线段转折和前后缘处产生激波并与相邻叶片相交，形成三道激波。采用直线段组成型面，当流动不处于设计状态时，波系会发生突变产生较大的性能偏差。并且该专利所涉及的叶型未通过实施例进行验证。

发明内容

本发明的目的在于针对超声风扇/压气机转子叶型设计技术现状，提出一种应用于航空发动机风扇/压气机转子超声叶型及设计方法，采用该叶型可达到：1)、有效降低流动损失；2)增大转子轮缘功，提高总压比。

一种应用于航空发动机风扇/压气机转子超声叶型，其特征在于：叶型靠近前缘小部分呈S形，后面大部分平直，叶型由前到后厚度逐渐增加；超声气流流入由该叶型构成的叶栅，在叶栅进口产生膨胀波，随后在叶片吸力面S形与平直段过渡处形成一道钭激波与相邻叶片前缘相交，并产生反射激波，在叶栅出口附近再产生一道局部激波。

一种应用于航空发动机风扇/压气机转子超声叶型的设计方法，其特征在于包括以下过程：

(1)、确定前部分呈S形、后部分平直中弧线；

(2)、确定由前到后厚度逐渐增加的叶型厚度分布；

(3)、根据叶型中弧线和厚度分布确定叶型型面，具体方法如下：

1)由叶片数、叶栅稠度和叶栅所处半径确定叶型弦长；

2)中弧线前部分采用正弦曲线后部分采用直线确定中弧线；

3)按线性或抛物线变化确定沿弦向厚度分布；

4)根据中弧线和厚度分布确定叶型；

5)通过计算机仿真或实验模拟该叶型所构成叶栅气动性能；

6)根据叶栅通道内流动波系结构以及符合叶栅进出口速度三角形情况确定所设计叶型有无达到要求；

7)如没有达到要求，改变设计参数重新设计，即重复2)-6)步，直至得到符合要求的叶型。

本项发明特征在于：1)、所提出的超声叶型前缘小部分呈S形；后面大部分平直；叶型由前到后厚度逐渐增加。2)、流过由该叶型所构成叶栅的超声速气流通过三道激波实现减速增压，由于激波个数较多达到同样的增压比损失较小；3)由于叶型吸力面和压力面由光滑曲线构成，随叶栅进出口流动条件变化，叶栅通道内波系不发生突变，叶栅具有较好的非设计点性能。4)、由于叶片前缘吸力面有一道膨胀波，可增大叶片靠前缘处压力面与吸力面压差提高转子轮缘功。

通过实施例对所涉及的叶型进行了验证，本项发明与目前已有技术比较有以下优点，1)、激波个数多，流动损失小、叶栅高性能工作范围大；2)、由于叶片前缘压力面与吸力面压差大，因而压差在叶片运动方向的分力大，有利于增加转子轮缘功、提高转子总压比。

本项发明所提出超声叶型，可直接用于超跨声风扇/压气机设计中，提高其气动性能。

附图说明

图1为叶型示意图。

图2为叶型中弧线示意图。

图3为叶栅结构示意图。

图4为实施例叶栅通道内马赫数等值线图。