[发明专利]基于旋流角反方法的涡轮过渡流道一体化整流支板设计方法

说明书

本发明提供了一种基于旋流角反方法的涡轮过渡流道一体化整流支板设计方法，采用三维叶型设计方法对一体化支板进行初始设计，以任意展向截面支板通道为基础，对封闭控制体应用动量矩守恒方程，得到满足预先给定的出口旋流角的一体化支板表面目标载荷，并进一步基于中弧面反问题计算方法进行支板几何更新，本发明对E3发动机Build1涡轮过渡流道实施一体化整流支板设计，在保证设计点气动性能基本不变的前提下，带一体化支板的涡轮过渡流道出口流场参数分布与原型涡轮过渡流道低压导叶出口流场参数基本一致，主要是出口马赫数以及出口旋流角分布基本一致。

技术领域

本发明涉及涡扇发动机设计领域，尤其是一种一体化支板设计方法。

背景技术

参考文献“Marn A, E,Cadrecha D,et al.Shorten the IntermediateTurbine Duct Length by Applying an Integrated Concept[J].Journal ofTurbomachinery,2009,131(4):1041-1051.”提出了涡轮过渡流道整流支板一体化设计概念，即以新设计的支板代替原型整流支板与低压涡轮第一级导流叶片，使之在保证设计点气动性能基本不变的前提下，带一体化支板的涡轮过渡流道能够为下游低压涡轮转子提供合适的进气条件(合适的进口气流角以及进口马赫数)。该文献指出通过一体化设计可使得叶片重量降低了20％-39％，但未给出一体化支板具体设计方法。

参考文献“侯朝山，吴虎，唐晓毅，刘昭威.大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究[J].推进技术,2015,36(11):1656-1661.”针对特定算例，以原型整流支板与低压导叶几何构型参数为基础，利用传统的正问题设计方法开展了一体化整流支板研究，该方法需要设计人员具有一定的设计经验，并且设计周期较长。

发明内容

为了克服现有技术的不足，针对传统正问题设计方法设计效率低，耗时长的缺点，本发明发展了一种基于旋流角反方法的一体化整流支板设计方法，该方法计算量较小，目的性较强。在初始设计的基础上，能够快速而准确地设计出满足设计需求的一体化整流支板，即新设计的支板在满足强度要求的前提下，设计点气动性能基本不变，并且带一体化支板的过渡流道出口流场与原型流道出口流场基本吻合，从而使其也能为下游低压涡轮提供理想的进气条件。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是一种基于旋流角反方法的涡轮过渡流道一体化整流支板设计方法，具体包括以下步骤：

步骤1：首先采用三维叶型设计方法对一体化支板进行初始设计，即选定若干设计截面，在每一个设计截面进行设计与造型，最终通过积叠得到一体化支板的三维几何，初始设计需保证设计前后过渡流道流量误差小于0.1％，将原型流道低压涡轮导叶出口旋流角分布作为预先给定的目标旋流角分布，基于旋流角反方法对初始设计的一体化支板实施改型设计，以期使得带一体化支板的涡轮过渡流道出口旋流角分布满足预先给定的目标旋流角分布；

一体化支板表面任一网格单元i所受合力表示为：

其中，F_i是表面任一网格单元i所受合力，和分别表示第i个网格单元支板上、下表面静压值，Δp_i表示第i个网格单元的压力载荷，A_i表示第i个网格单元的面积；

步骤2：以任意展向截面支板通道为基础，连接相邻支板叶型前缘与尾缘建立封闭控制体，对封闭控制体应用动量矩守恒方程，得到如下关系式：

其中，r_i为网格单元i所在半径，r₁为进口半径，r₂为出口半径，M为通道的流量，C_θ1为进口绝对速度的切向分量，C_θ2为出口绝对速度的切向分量，下标θ表示切向分量，公式(2)右边项简化为如下关系式：