鼓包前缘进口导向器叶片的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明公开了鼓包前缘进口导向器叶片，属于叶轮机械的技术领域。
【背景技术】
[0002] 进口导向器是航空发动机轴流压气机中的重要部件，其工作性能对整个压气机的 性能影响非常大。进口导向器的总压损失随着气流攻角的增大而增大，当攻角达到某个值 时，总压损失增大趋势显著加剧。把运个攻角定义为临界攻角。然而，进口导向器的攻角不 可能总是处在临界攻角W下，当气流攻角大于临界攻角，并且继续增加时，进口导向器的吸 力面附面层分离区范围逐渐增加，甚至覆盖整个吸力面，运时通过导向器的气流进入压气 机，会严重影响后面压气机的性能。
[0003] 目前，为了解决进口导向器在进口气流攻角较大的情况下出现吸力面附面层大分 离的问题，进口导向器采用安装角可调叶片。安装角可调叶片又分为叶片整体可调与分段 调节。运些设计是为了适应进口气流角发生大的改变而做出的。然而，可调叶片虽然能够 部分解决上述问题，但是运种设计增加了进口导向器结构的复杂性，引入附加机构，增加了 压气机的重量。
[0004] 鼓包前缘进口导向器叶片的设计灵感，来源于座头嫁的节瘤状前缘肢状罐。 1993年生物学家Fish在Australian Journal of Zoology上发表名为Influence of Hydrodynamic Design and Propulsive Mode on Mammalian Swimming Energetics的论 文，指出座头嫁的节瘤状前缘肢状罐使得运种生物具有更加优越的机动性与灵活性。2001 年，Watts和Fish在Autonomous Undersea Systems Institute上发表名为The Influence of F*assive, Leading edge tubercles on Wing Performance的论文，认为节瘤状前缘翼型 可W明显提升翼型升力。随后，众多研究人员开始了关于节瘤状前缘翼型在外流中的应用 研究，不同的研究者得出的结论大体上具有一致性，即认为节瘤状前缘翼型在大攻角情况 下具有明显降低翼型阻力系数的作用，延缓翼型失速。 阳0化]现有技术利用仿生学原理将类似节瘤状应用到通风机和风力机中，将通风机和风 力机转动叶片设计成鼓包前缘结构，主要的优点是能够降低阻力，提高升力，同时还能扩大 失速攻角，减缓叶片失速；转动叶片上的鼓包分布区域都是从叶尖开始的部分叶高范围，叶 片前缘鼓包区域不同位置的型线随着鼓包前缘截面位置的变化而呈现出厚度、幅值连续光 滑过渡，多采用相对离散地给出类似鼓包峰、谷处截面位置的型线，由此通过造型、数值模 拟软件进行型面光顺。
【发明内容】
[0006] 本发明所要解决的技术问题是针对上述【背景技术】的不足，提供了鼓包前缘进口导 向器叶片，将类似于节瘤状的前缘引用到航空发动机的轴流压气机的导向器叶片中，W提 高压气机性能特别是能够降低失速临界攻角，改善失速性能，W简单的进口导向器叶片结 构解决了进口导向器在进口气流攻角较大的情况下出现吸力面附面层大分离的技术问题。
[0007] 本发明为实现上述发明目的采用如下技术方案：
[0008] 鼓包前缘进口导向器叶片，在基础叶片的前缘形成有由不同叶高截面处的鼓包结 构成的鼓包，鼓包根部起始位置为形成鼓包结构处的各型线与基础叶片型线汇合的位置， 鼓包结构的前缘型线呈现周期性变化，鼓包结构的厚度沿前缘连续光滑过渡。
[0009] 进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片，形成鼓包结构处的各型线由表达式： = 炒确定，其中，
[0010] X。为基础叶片型线上参考点0至鼓包根部起始位置沿弦长方向的距离，XT为参考 点0对应叶高处截面上的点T至鼓包根部起始位置沿弦长方向的距离，deltf为点T所在 型线的叶型调整因数，成'///' = !-^，At不同叶高截面处型线与基础叶片型线的距离，L为 基础叶片型线至鼓包根部起始位置沿弦长方向的长度。
[0011] 进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片，
[0012] 鼓包幅值Am由表达式：Am=0.02C确定，
[0013] 鼓包宽度W由表达式：W= 0. 2C确定，
[0014] 鼓包根部起始位置Sf由表达式：Sf= 0. 1C确定，
[0015] 其中，C为基础叶片的叶型弦长。
[0016] 再进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片中，鼓包结构的前缘型线为正弦型曲 线或余弦型曲线。
[0017] 再进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片中，鼓包结构的前缘型线为银齿折线。
[0018] 本发明采用上述技术方案，具有W下有益效果：改善了压气机进口导向器叶栅流 场结构，显著降低叶栅流动损失，鼓包前缘进口导向器叶片不仅能够在一定范围内提高性 能，还能够抑制进口旋流崎变造成导向器叶片大尺度分离，提高压气机的稳定性，防止航空 发动机旋转失速或者喘振。
【附图说明】
[0019] 图1为常规的基础导向器叶片的叶型型线与鼓包前缘导向器叶片的叶型型线比 较。
[0020] 图2为鼓包前缘导向器叶片的叶型型线的积叠效果。
[0021] 图3(a)、图3(b)分别为基础叶片、鼓包前缘叶片的俯视图与侧视图。
[0022] 图4为鼓包前缘导向器叶片的叶型型线生成方法。
[0023] 图中标号名称：1、鼓包波峰截面所在位置的叶型；2、基础叶型前缘；3、鼓包波谷 截面所在位置的叶型；4、鼓包根部起始位置。
【具体实施方式】
[0024] 下面详细描述本发明的实施方式，下面通过参考附图描述的实施方式是示例性 的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
[00巧]本领域的技术人员可W理解，除非另外定义，运里使用的所有术语（包括技术术 语和科学术语）具有本发明所属技术领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应 该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的 意义一致的意义，并且除非像运里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
[00%] 本发明的发明宗旨在于利用仿生学原理将类似节瘤状的前缘首次引入航空发动 机的轴流压气机部件，将该部件的进口导向器叶片加工成运种特殊结构前缘，W改善叶片 表面的流动结构，抑制气流攻角较大情况下吸力面附面层大分离，提高轴流压气机效率，防 止压气机失速。目前，与本发明相类似的叶片在通风机和风力机的转动叶片上已有应用，主 要的优点是能够降低阻力，提高升力，同时还能扩大失速攻角，减缓叶片失速。
[0027] 本发明设及的导向器叶片与通风机和风力机的叶片主要区别有如下几点：
[0028] (1)来流速度的差异：通风机和风力机叶片的来流速度普遍很低，一般小于10m/ S，属于不可压流；在航空发动机的轴流压气机中，导向器进口的速度一般大于150m/s，必 须考虑气流的压缩性，因此叶片鼓包前缘的设计理念和形状会有一些差异；
[0029] (2)叶片数的差异：通风机和风力机的叶片数很少，如目前通常采用的风力机叶 片数多为3个，通风机叶片数一般也少于10个；航空发动机的轴流压气机中导向器叶片数 有数十个，叶片与叶片之间会相互影响，因此在设计鼓包前缘形状时需要考虑周向相邻叶 片的影响；
[0030] (3)叶排数的差异：通风机和风力机一般只有一排叶片；航空发动机的轴流压气 机有很多叶排，导向器的工作会受到下游叶排的影响，因此在设计鼓包前缘形状时需要考 虑上下游叶排的影响；
[0031] (4)工作环境的差异：通风机和风力机工作环境较为简单，一般进口速度方向和 分布规律与设计状态变化不大，较为均匀；而航空发动