[发明专利]曲率连续的可控扩散叶型的CAD辅助设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及压气机叶片的优化设计方法。

背景技术

压气机是航空发动机和燃气轮机的重要部件之一，叶型设计是压气机设计的关键环节。早期的压气机叶型采用系列叶型（如NACA-64系列，C-4系列等）。上世纪五六十年代，可控扩散叶型开始在压气机中得到广泛应用，其与传统系列叶型相比，能够更好地控制扩散、抑制边界层的分离，在高马赫数下降低激波损失，因而能够减小型面损失、扩大攻角范围，且在多级环境下易于匹配。而在压气机级负荷不断提高的趋势下，发展高负荷、高效率、高可靠性的压气机对叶型的损失和攻角范围提出了更高的要求。

目前的可控扩散叶型（如图1），其型面曲率不连续（具体表现为：①压力面或吸力面型线与前缘的切点处曲率不连续，如图2，②压力面或吸力面型线本身曲率不连续，如图3），而曲率对与边界层的发展，特别是压气机叶片吸力面侧强逆压梯度下的边界层发展有明显影响。叶型曲率连续有利于改善吸力面边界层发展，抑制边界层分离，进而降低叶型损失，扩大叶型攻角范围。

一些研究者开展了控制叶型曲率的叶型设计方法的研究。Korakianitis等的论文“Design of high-efficiency turbomachinery blades for energy conversion devices with the three-dimensional prescribed surface curvature distribution blade design(CIRCLE)method”提出了一种预置曲率的叶型优化设计方法，其采用贝塞尔曲线给定叶片中部型线（即压力面和吸力面型线）的曲率沿轴向的分布，叶片前缘采用常规前缘形状（如圆弧），通过在前缘和中部型线之间添加一段过渡型线（其由一抛物线表达的构造线叠加一厚度分布来获得）来保证前缘与中部型线之间曲率光滑过渡。Sommer等的论文“Curvature driven two-dimensional multi-objective optimization of compressor blade sections”提出了一种基于曲率的叶型优化设计方法，其将从前缘点到型线与尾缘切点处的型线（即前缘吸力面侧型线加上吸力面型线或是前缘压力面侧型线加上压力面型线）的曲率分布采用一个B样条曲线定义，以叶型损失为目标函数，使用遗传算法对B样条曲线的控制点坐标进行优化来对叶型进行优化设计。Korakianitis的方法由于采用了常规前缘，其前缘与中部型线的过渡区域曲率的梯度仍然较大，另外，该方法的优化过程并没有考虑叶型结构强度的要求。而Sommer的方法将前缘型线与中部型线的曲率分布统一使用一个B样条曲线来表示，由于前缘曲率与中部型线的曲率差别很大，因此Sommer的方法获得的叶型形状与原始叶型形状不可避免地存在较大差别，尽管该方法在优化时将叶片角度和最小截面积等结构气动参数与原始值的偏差进行了一定的限制。宋寅等的论文“曲率连续的压气机叶片前缘设计及其对气动性能的影响”提出使用三次贝塞尔曲线定义前缘吸力面侧和压力面侧型线，但是没有公开设计参数或是贝塞尔曲线控制点的选择方法。

考虑到高负荷压气机对于级匹配和结构强度的苛刻要求，应当发展一种叶型优化设计方法，其具有以下特性：①叶型前缘与吸力面型线切点处曲率连续，且切点附近曲率变化平缓，②吸力面型线曲率连续，③为保证对叶型优化设计后不改变级匹配和结构强度特性，优化后叶型的中部型线与原始型线具有较小的偏差。

发明内容

现代航空发动机或重型燃气轮机的压气机级负荷不断提高，对叶型的损失水平和攻角范围提出了更高的要求。已有的可控扩散叶型（如图1）其型面曲率不连续（具体表现为：①压力面或吸力面型线与前缘的切点处曲率不连续，如图2，②压力面或吸力面型线本身曲率不连续，如图3），而曲率对与边界层的发展，特别是压气机叶片吸力面侧强逆压梯度下的边界层发展有明显影响。叶型曲率连续有利于改善吸力面边界层发展，抑制边界层分离，进而降低叶型损失，扩大叶型攻角范围。为了提高现有可控扩散叶型的性能，本发明提出了曲率连续的可控扩散叶型的设计技术。

本发明的目的在于对可控扩散叶型进行优化设计，使其叶片前缘与吸力面、压力面的切点处曲率连续以及吸力面型线的曲率连续，进而提高叶型的性能（降低叶型损失、扩大叶型攻角范围）。

本发明的特征在于，是在计算机中依次按以下步骤实现的：

步骤（1），计算机初始化：

输入可控扩散叶片，以下简称叶片的以下参数：