[发明专利]一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法

权利要求书

1.一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，其特征在于，具体包括下列步骤：

步骤一、建立基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法

使用经典的基元叶栅法对压气机的稳定性进行评定；

建立压气机性能仿真的二维通流计算模型；计算中需输入压气机的工作参数和几何参数，工作参数包括压气机进气速度、总压、总温与转速，几何参数包括压气机叶片几何与流道几何；

在无叶片区域，布置S1～S7的计算站，通过求解流体力学中的完全径向平衡方程获得气流速度分布，实际仿真中应保证两个叶片之间至少有一个计算站；在转子、静子叶片区域，根据压气机叶片几何特征，参照NASA SP-36报告，建立叶型的落后角模型；对于叶型总压损失，参照NACA TN-3662报告，建立叶型总压损失模型；参照通道正激波模型与经典的双激波模型建立激波损失模型，代替不同工况下叶片对气流的作用；在压气机流道中，引入流动堵塞模型，代替轮毂、机匣附面层对气流的作用；对于设计完成的压气机，其叶型落后角模型、叶型总压损失模型以及流道堵塞模型是已知的，或通过实验与数值仿真即可获得；

仿真中需在流道中不同径向位置设置流线，流线通过连接不同叶高处叶型的前缘点与后缘点产生；沿流线计算气流参数的变化，叶片区域使用叶型落后角模型和叶型总压损失模型模拟叶片的作用，无叶片区域通过求解完全径向平衡方程获得气流参数，流线数目与压气机叶片设计过程中基元级数目保持相同且径向位置保持一致；基于仿真结果，利用最大静压升法判断压气机是否进入不稳定工作状态；

步骤二、发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型

压气机叶型设计出口气流速度为Ve，叶片表面粗糙度不发生变化时，压气机叶型出口气流速度为Ve₁；Ve₁与Ve的夹角为δ，δ是落后角；在步骤一中使用的落后角模型，即为δ与叶型进气速度、角度变化的关联模型；在考虑叶片表面粗糙度变化时，压气机叶型出口气流速度变为Ve₂，落后角δ增大了Δδ；

通过实验与数值仿真，获得Δδ与叶片表面粗糙度变化的关联模型，线性叠加到步骤一中的落后角模型中，也就是实施δ+Δδ，获得考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型；建立关联Δδ与参数粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w和h的数据库，其中粗糙带由横截面为三角形的立方体组成，w为三角形截面的底边长，h为三角形截面的高；d从0开始增大，单次增大数值为H％叶片弦长，H为不超过10的正数；在d为固定值的情况下，l从G％叶片弦长，以G％叶片弦长为步长，逐渐增大到I％叶片弦长，G为不超过1的正数，I为不超过10的正数；在d与l为固定值的情况下，粗糙带内部几何参数w与h的变化依据行业技术规范确定；基于Δδ与参数d、l、w、h的关联关系，在给定叶片表面粗糙度变化的前提下，将参数d、l、w、h带入到落后角增大量Δδ与参数d、l、w、h的关联数据库中，通过线性插值获得落后角增大量Δδ的数值；

步骤三、发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型

气流流过压气机叶型，会产生总压损失；在叶片表面粗糙度不发生变化时，叶型出口总压损失分布为ω₁，平均总压损失为ω_1a；在步骤一中使用的叶型总压损失模型，就是ω_1a与叶型进气速度、角度变化的关联模型；在考虑叶片表面粗糙度变化时，压气机叶型出口总压损失分布为ω₂，平均总压损失为ω_2a；ω_2a与ω_1a的差值为Δω；

通过实验与数值仿真，获得差值Δω与叶片表面粗糙度变化的关联模型，线性叠加到步骤一中的总压损失模型中，也就是实施ω_1a+Δω，获得考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型；建立关联Δω与参数d、l、w、h的数据库；d从0开始增大，单次增大数值为M％叶片弦长，M为不超过10的正数；在d为固定值的情况下，l从N％叶片弦长，以N％叶片弦长为步长，逐渐增大到O％叶片弦长，N为不超过1的正数，O为不超过10的正数；在d与l为固定值的情况下，粗糙带内部几何参数w与h的变化依据行业技术规范确定；基于Δω与参数d、l、w、h的关联公式，在给定叶片表面粗糙度变化的前提下，将参数d、l、w、h带入到Δω与参数d、l、w、h的关联数据库中，通过线性插值获得Δω的数值；

步骤四、发展叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法

在基元叶栅法中，利用步骤二、三中的考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型、叶型总压损失模型代替步骤一中叶型落后角模型、叶型总压损失模型，模拟叶片对气流的作用，重复步骤一中的计算流程，获得压气机内部气流参数，利用最大静压升法判断压气机是否进入不稳定工作状态，并将压气机进入不稳定工作状态的静压升与步骤一中压气机进入不稳定工作的静压升进行对比，通过计算静压升的变化获得叶片表面粗糙度变化对压气机稳定性的影响。