[发明专利]一种直接控制通道的二维叶片造型方法

摘要

本发明涉及一种直接控制通道的二维叶片造型方法，属于航空叶轮机设计技术领域。所述二维叶片造型方法针对轴流式航空发动机风扇与压气机部件的叶片二维展向截面造型，提出一种直接控制通道的二维叶片造型方法；利用常规多圆弧造型构建吸力面及缘区型线，从通道流动特性出发，计算并调整通道宽度分布规律；以吸力面为基准，叠加通道厚度构造部分压力面；再用三次曲线补全其余压力面，完成二维叶片型面构造。所述方法改善了中弧线+厚度的叶片造型方法中通道面积多段不规则分布的问题；提高了通道面积控制的灵活性；提高了压气机及风扇中二维叶型的设计效率；能够直接评估通道扩压能力，对所设计叶型的流通性能进行预判。

主权项

1.一种直接控制通道的二维叶片造型方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、读入输入参数；其中，输入参数包含：弦长l、栅距p、进口马赫数，前缘金属角β_1k、尾缘金属角β_2k、进口气流角β₁、出口气流角β₂、前缘半径r₁、尾缘半径r₂、前缘半楔角γ₁，尾缘半楔角γ₂、吸力面第一段圆弧弯角α₁、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t₁、出口内切圆半径修正系数δ_A以及出口扩张角修正系数δ_k；步骤二、绘制吸力面及缘区型线，具体为：步骤2.1构造吸力面，具体根据步骤一中的弦长l，吸力面第一段圆弧弯角α₁、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t₁，前缘金属角β_1k、尾缘金属角β_2k，用常规双圆弧造型方法构建；步骤2.2构造前缘与尾缘缘区型线，具体根据步骤一中前尾缘半楔角及前尾缘金属角用圆弧构造；步骤三、构造通道进口内切圆；依栅距确定相邻两叶片吸力面空间位置关系，并以上方叶片的压力面起点为切点，沿压力面起点切线方向的垂线构造与下方叶片吸力面相切的内切圆，其中，内切圆半径为R₁，上下切点处切线与水平方向夹角的平均值为进口扩张角θ₁，记其正切值为tanθ₁；步骤四、建立压力面预估模型，具体为：步骤4.1j＝2；步骤4.2、计算A_j与A_j‑1连线和水平方向的夹角及A_j与A_j‑1的距离其中，x和y分别表示几何点的横纵坐标，A_j为吸力面的各几何点，总个数为n，吸力面终点记为A₁，吸力面终点的前一几何点为A₂，吸力面起点记为A_n；步骤4.3、针对每一个吸力面A_j，计算O_j与O_j‑1连线与水平方向夹角并以A_j‑1的相应位置中弧线O_j‑1为起点，沿φ_j方向计算中弧线对应位置点O_j，计算公式为(1)：其中，中弧线上几何点为O_j,总个数为n,记j＝1时为尾缘圆心，以此类推，前缘圆心为O_n；步骤4.4、以O_j与O_j‑1连线方向为对称轴，对吸力面点A_j进行对称处理获得预估的压力面点；步骤4.5、获得O_j坐标后，判断当前的j是否等于n，若是则执行步骤4.6；否则j＝j+1，返回步骤4.2，递推计算中弧线对应位置点O_j；步骤4.7、顺次连接预估中弧线点与预估压力面点，获得预估的初始压力面型面；步骤五、构造通道出口内切圆，具体为：以叶片吸力面终点为切点，构造恰与上方叶片预估压力面相切的内切圆，作为通道出口内切圆，其半径为R₂，上下切线倾角的平均值为出口扩张角θ₂，记其正切值为tanθ₂；步骤六、进行通道出口内切圆半径R₂与出口扩张角θ₂修正，具体为：根据步骤一输入的出口内切圆半径修正系数δ_A和出口扩张角修正系数δ_k，采用如下修正公式，分别为(2)和(3)：R₂＝(1+δ_A)·R₂  (2)步骤七、利用进出口通道内切圆半径与出口扩张角，使用Bezier曲线构造通道内切圆半径分布规律；给定最小内切圆半径的大小与位置时，使用两段保证曲率连续的三次Bezier曲线构建内切圆半径分布规律；当管道单调扩张时，使用一段三次Bezier曲线构建半径分布规律；步骤八、绘制全覆盖区压力面；对下方叶片吸力面各点，沿其垂线方向增长相应内切圆半径获得通道内切圆圆心，继而绘制各内切圆，其公切线即为压力面；步骤九、用三次曲线补充未构造压力面曲线；具体为:根据斜率连续求解如下方程组可得到未构造压力面段曲线坐标：其中，已构造部分的压力面终点坐标下标为P，整个压力面终点坐标下标为B；步骤十、连接步骤一所得吸力面曲线、前缘和尾缘曲线，步骤八以及步骤九所得的两段压力面曲线，完成叶片二维造型，结束本发明直接控制通道的二维叶片造型方法。