[发明专利]一种涡轮导向叶片及导向器喉道面积计算方法

说明书

本申请属于航空发动机涡轮导向叶片领域，特别涉及一种涡轮导向叶片及导向器喉道面积计算方法。包括：建立圆柱坐标系；确定理论宽度样本型线和缘板样本型线；计算涡轮导向叶片及导向器喉道面积。本申请的涡轮导向叶片及导向器喉道面积计算方法，本申请的涡轮导向叶片及导向器喉道面积计算方法，避免了气膜孔、尾劈缝等内凹结构对喉道面积测量的影响；解决了缘板流道面几何空间限制带来的测量困难的问题；解决了不同Z值下的平行于发动机轴线的截面截取宽度型线，使得宽度截面在测量通道分布径向不均进而带来较大误差的问题；计入了缘板圆弧面、缘板同叶片间圆角对喉道面积的影响，提高了计算准确度。

技术领域

本申请属于航空发动机涡轮导向叶片领域，特别涉及一种涡轮导向叶片及导向器喉道面积计算方法。

背景技术

涡轮导向器喉道面积的大小直接影响涡轮级前后温度、气流流场，发动机的流量、推力、转速、耗油率等，对发动机的稳定工作、压气机同涡轮的匹配性能影响也很大，是决定发动机整体性能的重要参数。

对于涡轮导向叶片，尤其是高压涡轮导向叶片，其缘板和叶身上常常布有成百上千个气膜孔，叶身尾缘也常布置有尾劈缝。由于实际叶片的加工偏差，很难保证同一个测量高度下，所有叶片的喉道面积测量时都避开气膜孔和尾劈缝等内凹形状。而这种内凹形状会影响表面型线的分布。进而使得喉道面积的测量和计算有较大的误差。同时受叶片空间造型限制，缘板流道面往往因为遮挡原因，使得喉道面积的测量变得较为困难。

目前工程上多采用在叶身以及缘板上寻找喉道宽度、高度理论坐标点的方法，计算叶栅窗口喉道面积。此方法并不能解决上述气膜孔干扰和缘板遮挡问题。另外现有方法由于叶片型面或流道面铸造差异，测量位置并非实际叶片喉道坐标点；对于弯扭叶片，此方法计算的窗口高度误差较大。同时现有方法均采用直角坐标系，测量并计算数个平行于发动机轴线的喉道面积截面的宽度，宽度截面在测量通道分布径向不均。且未计入缘板圆弧面、缘板同叶片间圆角对喉道面积的影响。因此现有方法测量得到的喉道面积误差较大。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种涡轮导向叶片及导向器喉道面积计算方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

本申请提供了一种涡轮导向叶片及导向器喉道面积计算方法，包括：

步骤一、建立圆柱坐标系，通过M(r、a、h)表示涡轮导向叶片或导向器上任一点坐标，点M在直角坐标系中表示为M(h，rcosa，rsina)，其中，h轴以及X轴为发动机轴线方向，Z轴表征叶片的径向方向，r为原点O到点M在平面YOZ上投影M′间的距离，r∈[0，∞)，a为从负X轴来看自Y轴按逆时针方向转到OM所转过的角度，a∈[0，2π)；

步骤二、确定理论宽度样本型线和缘板样本型线，包括：

S201、用不同r值下的圆柱切面同叶片外型面的交线表征窗口宽度型线，并根据叶片在径向的叶型分布，确定宽度型线组数k及其分布；