[发明专利]轴流压气机基元叶型造型方法

说明书

本发明提供了一种轴流压气机基元叶型造型方法，其包括：S₁、根据中弧线型线得到与相邻叶片围成的流道的中心流线；S₂、通过作中心流线的垂线获得流道进、出口截面，将流道进出口截面之间的中心流线分为n段；S₃、在相邻两段的分界点上作中心流线的垂线，并在这些垂线上、中心流线两侧分别取点，使得一条垂线上所取两点所形成的线段长度与该位置处想要达到的通流面积数值相等；S₄、将取出的所有中心流线下方的点进行拟合形成吸力面型线，将取出的所有中心流线上方的点进行拟合形成压力面型线。本发明可以以通流面积分布规律作为造型输入，以正向的、直接的方式设计出满足预先指定通流面积分布规律要求的压气机叶型，达到流速分布或激波结构。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种轴流压气机基元叶型造型方法。

背景技术

目前，在航空发动机及燃气轮机设计领域，轴流压气机叶片(包括风扇)的主要造型方式为：先在各个叶高截面上进行基元叶型设计，再将设计好的基元叶型进行径向积叠以形成三维叶片。

其中，基元叶型的造型方法又主要包括以下三种：中弧线叠加厚度分布、吸力面叠加压力面(包括直接给定坐标点的设计方法)、吸力面叠加厚度分布等。

在以上三种基元叶型造型方法中，设计输入主要包括：中弧线型线、叶型厚度分布、吸(压)力面型线三种。然而，气流通流面积，作为一个对流道内气体加减速起决定性作用的参数(见下文分析)，常常是作为一个设计输出，仅能在造型完成后予以考察。因此，就目前而言，尚不存在一种能够以通流面积分布规律作为造型输入、而以厚度分布规律等其他参数作为造型输出的造型方法。

然而，中弧线叠加通流面积分布规律通过三维流场计算可以发现，流道内气流速度的变化与通流面积的变化有着非常紧密的关系。图1为一三维CFD计算结果的示意图，如图1所示横坐标为中心流线的无量纲长度，“0”代表流道入口，“1”代表流道出口。左、右纵坐标分别为中心流线马赫数和流道通流面积。通过图1可以发现，对于出口背压为12700Pa的算例，来流超音在流道入口处形成一道(斜)激波，波后马赫数略大于1，依然为超音气流。该超音气流在通流面积逐渐增大的渐扩通道中又不断加速，直到在约0.1无量纲长度处形成一道正激波，波后亚音速气流在渐扩通道中逐渐减速，在约0.5无量纲长度处，通流面积转而收缩，该亚音气流随之转为加速直到流出流道。

对于背压为13300的算例，来流超音在进入流道前就形成了一道正激波，波后亚音速气流先在流道入口处经历了一段短暂的加速，对应着流道入口处通流面积的短暂收缩。在后续的渐扩通道中，该亚音速气流一直保持减速流动，直到在约0.5无量纲长度处，通流面积转而收缩，该亚音气流随之转为加速直到流出流道。从上述分析可见，无论是超音还是亚音速气流，在叶栅流道中的加减速均与通流面积的变化有着非常密切的关系。

因此，本领域便产生以下需求：能否设计一种造型方法，以预先确定的通流面积分布规律作为造型输入进行叶片造型。其中，作为造型输入的通流面积分布规律可以根据想要实现的气流速度分布规律乃至想要实现的激波结构等来予以确定。

有鉴于此，本领域技术人员致力于研究一种轴流压气机基元叶型造型方法，以期克服上述问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中基元叶型的造型方法存在局限性的缺陷，提供一种轴流压气机基元叶型造型方法，其基于中弧线叠加通流面积分布规律。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种轴流压气机基元叶型造型方法，其特点在于，所述轴流压气机基元叶型造型方法包括：

S₁、根据中弧线型线得到与相邻叶片围成的流道的中心流线；