[发明专利]燃气涡轮进口导叶叶型设计方法、燃气涡轮及航空发动机

权利要求书

1.一种燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，其特征在于，

包括以下步骤：

a、获取进口导叶叶型的特征参数以及进口导叶叶型表面的等熵马赫数分布情况；

b、根据进口导叶叶型的特征参数以及进口导叶叶型表面的等熵马赫数分布情况，获取进口导叶叶型的进口攻角(7)以及进口导叶叶型表面的低负荷区域，进口导叶叶型表面的低负荷区域位于进口导叶叶型的前缘(3)；

c、根据设计要求设置预设比例和预设角度，在进口导叶叶型的前缘(3)中截去预设比例的轴向宽度，同时使进口导叶叶型的进口攻角(7)增大预设角度；

d、根据预设比例获取进口导叶叶型的放大倍数；

e、根据进口导叶叶型的放大倍数放大进口导叶叶型，并进行参数化重构以保持放大后的进口导叶叶型的进口攻角(7)和尾缘(4)厚度不变，以获取设计要求所需的燃气涡轮进口导叶叶型。

2.根据权利要求1所述的燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，其特征在于，

步骤a具体为：

对进口导叶的装配及运行情况进行运动仿真分析；

获取进口导叶叶型的轴向宽度、进口构造角(5)、出口气流角(6)以及尾缘(4)厚度；

获取进口导叶叶型表面的等熵马赫数分布情况。

3.根据权利要求2所述的燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，其特征在于，

步骤b具体为：

根据进口导叶叶型的进口构造角(5)和出口气流角(6)获取进口攻角(7)，进口攻角(7)为进口构造角(5)与出口气流角(6)的角度之差；

根据进口导叶叶型表面的熵马赫数分布情况获取进口导叶叶型表面的低负荷区域，进口导叶叶型表面的低负荷区域位于进口导叶叶型的前缘(3)。

4.根据权利要求3所述的燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，其特征在于，

使进口导叶叶型的进口攻角(7)增大预设角度，具体为：

保持进口导叶叶型的出口气流角(6)不变，使进口导叶叶型的进口构造角(5)增大预设角度。

5.根据权利要求4所述的燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，其特征在于，

步骤e具体为：

根据进口导叶叶型的放大倍数放大进口导叶叶型；

对进口导叶叶型进行参数化重构，使放大后进口导叶叶型的进口构造角(5)、出口气流角(6)和尾缘(4)厚度与放大前的进口导叶叶型的进口构造角(5)、出口气流角(6)和尾缘(4)厚度保持一致。

6.根据权利要求1-5中任意一项所述的燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，其特征在于，

步骤d具体为：

根据预设比例和放大倍数获取计算公式；

计算公式为：1/(1-x)＝y(其中，x为预设比例，y为放大倍数)；

将预设比例代入计算公式中，通过计算获得放大倍数。

7.根据权利要求1-5中任意一项所述的燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，其特征在于，预设比例为17％，预设角度为40°-60°。

8.根据权利要求1-5中任意一项所述的燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，其特征在于，预设比例为41.5％，预设角度为40°-60°。

9.一种燃气涡轮，其特征在于，根据权利要求1-8中任意一项所述的燃气涡轮进口导叶叶型设计方法设计加工制造燃气涡轮。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求9所述的燃气涡轮。