[发明专利]一种叶型厚度分布方法及叶片

说明书

本申请涉及一种叶型厚度分布方法，属于航空发动机叶片设计领域，其适用于进口马赫数为1.1～1.3的低超音高负荷风扇或压气机叶型厚度设计，所述叶型厚度分布方法包括：确定叶型的最大厚度；以所述叶型的最大厚度为分界点，将所述叶型的厚度分成前后两段，其中，所述叶型的前段厚度分布符合直线变化规律，所述叶型的后段厚度分布符合四次曲线规律，所述前段厚度分布和所述后段厚度分布在所述分界点处的斜率相等。本申请的叶型厚度分布方法能够使得波前马赫数降低、激波强度减弱，激波后叶型附面层减薄，激波与附面层干扰减弱，叶型损失降低，提高了叶片效率，前段直线叶厚可减小叶片厚度，叶片通道面积增加，叶片流通能力增强。

技术领域

本申请属于航空发动机叶片设计技术领域，特别涉及一种叶型厚度分布方法及叶片。

背景技术

叶厚分布是航空发动机叶片造型的基础，对叶片的性能起着至关重要的作用，对应不同的进口相对马赫数应采用与之相匹配的叶厚分布。

目前大多数高负荷跨音风扇或压气机的进口相对马赫数在1.1～1.3的低超音范围，且多级风扇或压气机存在后面级叶片全叶高均超音的现象，叶片中下部、由其是叶片根部同样存在贯穿槽道的激波，使叶片根部容易发生堵塞、激波与边界层相互作用增强，损失增加，叶片效率下降。

在现有的高负荷跨音速压气机叶片的设计中通常采用双凸或多圆弧的标准叶厚分布方式，如图1所示的标准双凸叶型激波系示例图和图2所示的标准直线进口段叶型激波系示例图，然而，标准叶厚如双凸叶厚、双凸(多圆弧)等叶厚分布为二次曲线或圆弧曲线，厚度分布调整自由度较差，不能根据不同来流马赫数变化而相应调整厚度沿叶片弦长方向的变化；标准叶厚分布容易导致叶片槽道激波的波前马赫数升高，激波强度增大，激波与附面层的相互干拢增强，叶片流通能力下降，损失增大。

发明内容

本申请的目的是提供了一种叶型厚度分布方法及叶片，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

在第一方面，本申请提供一种叶型厚度分布方法，适用于进口马赫数为1.1～1.3的低超音高负荷风扇或压气机叶型厚度设计，所述叶型厚度分布方法包括：

确定叶型的最大厚度；

以所述叶型的最大厚度为分界点，将所述叶型的厚度分成前后两段，其中，所述叶型的前段厚度分布符合直线变化规律，所述叶型的后段厚度分布符合四次曲线规律，所述前段厚度分布和所述后段厚度分布在所述分界点处的斜率相等。

在本申请的叶型厚度分布方法中，所述叶型前后两段的分界点位于相对弦长的0.45～0.46位置处。

在本申请的叶型厚度分布方法中，所述叶型前后两段的分界点位于相对弦长的0.454位置处。

在本申请的叶型厚度分布方法中，所述直线变化规律为：f(x)＝2.2399x。

在本申请的叶型厚度分布方法中，所述四次曲线规律为：f(x)＝9.6576182775x⁴-20.460310470327x³+9.8174463015x²+0.97521993x。

在第二方面，本申请提供了一种叶片，适用于进口马赫数为1.1～1.3的低超音高负荷风扇或压气机，所述叶片具有最大厚度，且以所述最大厚度为分界点具有叶型前段和叶型后段，其中，所述叶型前段的厚度分布符合直线变化规律，所述叶型后段的厚度分布符合四次曲线规律，所述叶型前段的厚度分布和所述叶型后段的厚度分布在所述分界点处的斜率相等

在本申请的叶片中，所述叶型前后两段的分界点位于相对弦长的0.45～0.46位置处。

在本申请的叶片中，所述叶型前后两段的分界点位于相对弦长的0.454位置处。

在本申请的叶片中，所述直线变化规律为：f(x)＝2.2399x。