[发明专利]一种零预旋涡轮动叶低激波损失内凹型线设计方法

说明书

本发明公开了一种零预旋涡轮动叶吸力面无遮盖段内凹型线设计方法，为降低高负荷零预旋涡轮动叶吸力面尾缘激波损失，提高涡轮效率，通过在现有吸力面尾缘激波上游设计内凹型线，以诱导出一道新的激波，零预旋涡轮动叶由于轴向进气使其吸力面无遮盖段较长，较长的吸力面无遮盖段适于布置内凹型线以诱导出新的激波，使吸力面尾缘外伸激波分解为两道激波，减少激波损失。

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，涉及一种涡轮动叶型线设计方法，尤其涉及一种零预旋涡轮动叶低激波损失内凹型线设计方法。

背景技术

零预旋涡轮动叶是一种工作于涡轮第一级的转子叶片，上游导叶被去除，有利于缩短航空发动机轴向长度，减少导叶相关气动损失和冷气用量，提高航空发动机推重比。

如图1所示，由于没有上游导叶提供的预旋，来自燃烧室出口的气流沿轴向直接进入涡轮动叶，故称为“零预旋涡轮动叶”。轴向进气一方面导致叶片折转的余地很小(小于2°)，叶片较平直，此类叶片主要通过相对速度的增加实现对外做功；另一方面，如图2所示，根据速度三角形，绝对气流角沿轴向使得相对气流角较大，大于70度，因此叶片的安装角也大于70度，叶片吸力面无遮盖段占叶片弦长85％以上。因此，随气动载荷的提高，吸力面气流在较长的无遮盖段上急剧加速，吸力面尾缘附近马赫数较高，导致叶片吸力面尾缘激波诱导大量流动损失。

发明内容

鉴于上述技术问题，本发明的主要目的是提供一种零预旋涡轮动叶吸力面无遮盖段内凹型线设计方法，通过在吸力面尾缘激波上游通过内凹型线诱导出新的激波，将原有的一道激波分解为两道激波，以降低高负荷零预旋涡轮动叶尾缘激波损失，提高涡轮效率。

本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种零预旋涡轮动叶吸力面无遮盖段内凹型线设计方法，其特征在于，所述设计方法至少包括如下步骤：

SS1.采用吸力面型线为传统全外凸型线的三维涡轮叶片作为基础叶型；

SS2.用数值方法计算基础叶型流场，在计算结果中，提取不同叶高截面吸力面尾缘激波的气流折转角M₁及波前马赫数θ₁；

SS3.将步骤SS2中提取的不同叶高截面吸力面尾缘激波的气流折转角M₁和波前马赫数θ₁代入激波等强度方程组，计算得到吸力面最优内凹型线折转角C；

SS4.以基础叶型中各叶高截面吸力面喉口到尾缘(即吸力面无遮盖段)的区域作为吸力面内凹型线的设计范围，根据步骤SS3所计算出的最优内凹型线折转角，调整吸力面型线上的控制点，在基础叶型的吸力面型线基础上设计吸力面内凹型线；

SS5.根据步骤SS4设计的各叶高截面的吸力面内凹型线进行重心积叠得到新的三维叶型。

优选地，步骤SS2中，用数值方法计算基础叶型流场，在计算结果中，提取20％、50％、80％叶高截面吸力面尾缘激波的气流折转角M₁及波前马赫数θ₁。

优选地，步骤SS3中，激波等强度方程组由如下方程式组成：

M₁sinβ_C＝M₂sinβ₂ 式4