[发明专利]一种直接控制通道的二维叶片造型方法

说明书

本发明涉及一种直接控制通道的二维叶片造型方法，属于航空叶轮机设计技术领域。所述二维叶片造型方法针对轴流式航空发动机风扇与压气机部件的叶片二维展向截面造型，提出一种直接控制通道的二维叶片造型方法；利用常规多圆弧造型构建吸力面及缘区型线，从通道流动特性出发，计算并调整通道宽度分布规律；以吸力面为基准，叠加通道厚度构造部分压力面；再用三次曲线补全其余压力面，完成二维叶片型面构造。所述方法改善了中弧线+厚度的叶片造型方法中通道面积多段不规则分布的问题；提高了通道面积控制的灵活性；提高了压气机及风扇中二维叶型的设计效率；能够直接评估通道扩压能力，对所设计叶型的流通性能进行预判。

技术领域

本发明涉及一种直接控制通道的二维叶片造型方法，属于航空叶轮机设计技术领域。

背景技术

航空发动机推重比要求的提高，对其核心部件风扇与压气机的级压比与级效率提出了更高的要求，而为提升风扇与压气机性能，包含低损失与可用攻角范围大等特性，提高二维叶型设计质量是一种可行并有效的方式。二维叶片造型方法从早期直接借鉴外流翼型，至单圆弧、双圆弧、多圆弧等利用“中弧线+厚度”的造型方式，及可控扩散叶片造型方法，均从叶片几何形状出发，直接构造叶片型线。此类常规叶片造型方法需要在构造几何后计算流场，再根据设计指标与流场结果修改叶片几何进行反复设计，设计效率低。

然而，叶片型面的主要气动功能为构建流道并引导气流在叶栅通道内完成扩压，因此，直接从流道形状角度进行风扇与压气机二维叶片设计更为直观与高效。如何在叶片造型过程中充分考虑流动效应、有效并合理地控制通道参数分布成为本发明叶型设计的关键。

发明内容

本发明的目的在于克服现有风扇与压气机设计领域造型方法对通道形状控制能力不强，从而导致设计效率低，有效性差的技术缺陷，针对轴流式航空发动机风扇与压气机部件的叶片二维展向截面造型，提出一种直接控制通道的二维叶片造型方法，从通道流动特性出发，利用常规多圆弧造型构建吸力面；基于构建的吸力面，计算，调整控制通道宽度分布规律；以吸力面为基准，叠加通道厚度构造部分压力面；补全压力面与缘区型线，构造风扇与压气机二维叶片型面。

所述直接控制通道的二维叶片造型方法，包括如下步骤：

步骤一、读入输入参数；

其中，输入参数包含：弦长l、栅距p、进口马赫数，前缘金属角β_1k、尾缘金属角β_2k、进口气流角β₁、出口气流角β₂、前缘半径r₁、尾缘半径r₂、前缘半楔角γ₁，尾缘半楔角γ₂、吸力面第一段圆弧弯角α₁、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t₁、出口内切圆半径修正系数δ_A以及出口扩张角修正系数δ_k；

其中，吸力面第一段圆弧终点轴向比例t₁的取值范围为0.05到 0.4；第一段圆弧弯角α₁的取值范围为总弯角α的10％到40％，其中总弯角为α＝β_2k-β_1k；前缘金属角β_1k的取值范围为进口气流角β₁的±5°；尾缘金属角β_2k的取值范围为出口气流角β₂的±5°；前缘半楔角和尾缘半楔角的取值范围为1°到9°；

步骤二、绘制吸力面及缘区型线，具体为：

步骤2.1构造吸力面，具体根据步骤一中的弦长l，吸力面第一段圆弧弯角α₁、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t₁，前缘金属角β_1k、尾缘金属角β_2k，用常规双圆弧造型方法构建；

步骤2.2构造前缘与尾缘缘区型线，具体根据步骤一中前尾缘半楔角及前尾缘金属角用圆弧构造；