多工况点高负荷压气机叶片的气动实现方法
【专利摘要】一种多工况点高负荷压气机叶片的气动实现方法，该双圆弧型面串列叶片，弦长比为1:1，多工况点扩压因子可达0.6的高负荷多级压气机末级静子叶片压气机叶片的气动实现方法，在前后排叶片的轴向偏距为?0.1时，能够兼顾叶栅设计点和非设计点多工况性能的最佳周向偏距在0.67～0.80之间，本发明为航空发动机高负荷轴流压气机末级静子叶片的工程设计提供借鉴。
【专利说明】
多工况点高负荷压气机叶片的气动实现方法
技术领域
[0001] 本发明涉及的是一种航空发动机领域的技术，具体是一种多工况点扩压因子可达 0.6的多级轴流压气机末级静子叶片的气动实现方法。
【背景技术】
[0002] 提高航空发动机压气机级负荷是轴流压气机的重要发展方向。串列叶片作为一种 被动流动控制技术，能有效提高叶片的气动负荷。究其原因，串列叶栅前、后叶片的构型将 附面层断开使其不易增长过厚，防止分离;另外，若前、后叶片间的相对位置合理，气流在流 经缝隙通道时加速并为前排叶片尾迹和后排叶片吸力面的附面层注能，有助于推迟流动分 离。因此，串列叶片具有气流折转角大和总压损失小的优点，能提高压气机的单级负荷，对 它的研究具有重要的实际意义和价值。
[0003] 在串列叶片的各个几何设计参数中，如图1所示，除叶型对性能有非常重要的影响 外，前后排叶片的周向、轴向偏距对叶栅性能同样有较大影响，通过合理布置后排叶片相对 前排叶片的周向位置可以显著改善串列叶片的气动性能。
[0004] 在已经服役的发动机型号中，串列叶片更易于被应用于压气机的末级静子，以实 现过大的气流转折角。此时，串列叶片进口工况更容易为非设计工况，有必要研究其在设计 点和非设计点下多工况的气动性能，并基于多工况的性能提出串列叶片构型的优化方案， 为串列叶片在航空发动机工程中的应用提供指导。
【发明内容】
[0005] 本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种多工况点高负荷压气机叶片的气 动实现方法，能够兼顾叶栅设计点和非设计点多工况性能的最佳周向偏距在0.67~0.80之 间，为航空发动机轴流压气机的工程设计提供借鉴。
[0006] 本发明是通过以下技术方案实现的：
[0007] 本发明通过选择高负荷轴流压气机末级串列叶片，兼顾叶栅设计点和非设计点的 多工况性能，通过数值模拟分析方法给出最佳的周向偏距设计值范围。
[0008] 本发明具体包括以下步骤：
[0009] 1)选择要研究的双圆弧型面串列叶片二维叶栅模型，弦长比为1:1，前后排叶片的 中轴向偏距A0 = a/cf = -0.1，其中a为前后排叶片的轴向重叠距离，cf为前排叶片的气动弦 长，号表示后排叶片伸到前排叶片通道内；周向偏距的定义为PP = b/t，其中b为前排叶 片吸力面尾缘控制点到后排叶片压力面尾缘控制点间的周向距离，t为后排叶片周向间距。 固定轴向偏距为-〇. 1，构造周向偏距分别为〇 .5、0.6、0.67、0.8、0.85的五种串列叶栅计算 方案，计算得出各个方案在设计点和非设计点工况下的总压损失系数和出口气流角分布。
[0010] 所述的总压损失系数为其中，分别为进、出口总压； Pinlet为进口静压。
[0011] 所述的出口气流角爲分布为：
，其中：pdPv；^别为出口的密度和速 度;t为叶栅栅距。
[0012] 总压损失系数和出口气流角是评价压气机末级静子性能的重要指标，高负荷叶片 的设计准则应该是在保证大气流折转能力的同时使叶片损失尽可能小，且出口气流角满足 规定值，出口级叶栅出气角应该越接近〇°越好。
[0013] 2)分析二维串列叶栅在各工况点的总压损失系数和出口气流角结果，选取最小总 压损失系数小于〇. 1，近喘点总压损失系数小于〇. 3，近喘点出口气流角偏离设计值在6.5° 之内的周向偏距串列叶栅计算方案，进行三维串列叶片的几何造型和求解雷诺平均NS方程 的数值模拟;考察各个周向偏距方案在设计点和非设计点工况下，对三维串列叶片的总压 损失系数展向分布和出口气流角沿叶片展向分布的影响。最终得出总压损失尽可能小，出 口气流角在〇. 1~90%叶高范围内偏离设计值小于等于6.5°，且总压损失和出口气流角沿 展向分布均匀的优化方案，确定最佳的周向偏距设计值范围为〇. 67~0.80。
[0014] 所述的求解雷诺平均NS方程的数值模拟是指：采用数值模拟方法求解雷诺平均 Navier-Stokes方程：
，其中：为守恒型参数向量，
，巧和只 分别是无粘矢通量和粘性矢通量，
为热源项，
Sij为克罗内克符号，
^ = 1°, 为源项： ，义代表外作用力，Wf代表这些外作用力所做的功，
[1 /-/. Wr=pfe-v
[0015] 本发明涉及一种根据上述方法得到的在设计点和近喘点工况性能优化的压气机 末级静子串列叶片，该串列叶片采用交错平行的串列形式布置，每个叶片形状为双圆弧叶 型结构，前后排叶片的弦长比1:1，轴向偏距为_〇. 1，对应的周向偏距为0.67~0.80。 技术效果
[0016] 与现有技术相比，本发明串列叶片在航空发动机的设计点和非设计点工况都能够 减小损失，提高效率，此外，本发明缩短了发动机的研制时间，节省了大量的研发人力成本。
【附图说明】
[0017] 图1为串列叶栅几何设计参数示意图；
[0018] 图中：
；箭头方向为进气方向；
[0019]图2为不同周向偏距方案二维串列叶栅总压损失系数图；
[0020]图3为不同周向偏距方案二维串列叶栅出口气流角图；
[0021]图4为不同周向偏距方案三维串列叶片总压损失系数展向分布图；
[0022]图5为不同周向偏距方案三维串列叶片出口气流角展向分布图。
【具体实施方式】
[0023] 本实施例以某航空发动机高负荷轴流压气机末级串列叶片为例来说明本发明的 具体实施，包括以下步骤：
[0024] 本实施例压气机静子串列叶片采用双圆弧叶型，弦长比为1:1，前后排叶片的具体 串列形式如图1所示，其中轴向偏距A0 = a/Cf = _0.1;在设计点工作时的进口气流马赫数约 为0.54,叶片扩压因子为0.6,叶片采用高负荷设计。
[0025] 根据
【发明内容】
中的设计方法进行如下设计：
[0026] 1)对该串列叶栅进行建模，在设计计算方案时，保持后排叶片的轴向相对位置A0 = -0.1不变，通过改变周向偏距来分析其变化对串列叶栅设计点和非设计点性能的影响。 [0027]周向偏距参数PP取值依次为:0.5、0.6、0.67、0.8、0.85。根据串列叶栅在整机中的 工作情况，设计点工况为正攻角+5°工况，近喘点工况选为负攻角-15°工况进行分析。
[0028] 2)对该串列叶栅进行多种不同周向偏距串列叶栅的计算方案，采用数值模拟方 法，研究各个方案在设计点和非设计点工况下的性能。
[0029]得出计算结果为:在正攻角工况下，增大周向偏距能减小叶栅损失;而在负攻角工 况下，总压损失随着周向偏距的增大先减小后增大。周向偏距对串列叶栅出口气流角也产 生不同的影响，在+5°工况下，串列叶栅的出口气流角变化相对较小，接近于轴向出气；当 0.67 < PP < 0.80时，气流角偏离轴向的角度小于1°，当PP = 0.85时，气流角偏离轴向约2°。 而在-15°攻角工况下，串列叶栅的出口气流角变化较大，串列叶栅的出口气流角随着周向 偏距的增大而远离轴向，当0.67 < PP < 0.80时，近喘点出口气流角偏离设计值在6.5°之内； 在PP = 0.85时气流角已偏离轴向约9°。因此兼顾压气机设计点和非设计点性能时该二维串 列叶栅的最佳周向偏距设计值在〇. 67~0.80之间。
[0030] 3)对不同周向偏距串列叶栅计算方案，进行三维串列叶片的几何造型和求解雷诺 平均NS方程的数值模拟研究。得出计算结果为:在+5°、0°、-5°攻角工况时，增大周向偏距一 般能在整个叶展范围内降低叶片损失；而_ 15 °攻角工况时，较大的周向偏距（P P = 0.8， 〇. 85)反而使叶片损失迅速上升。在0°、-5°攻角工况时，主叶展部分(20 %~80 % )的出口气 流角约为-5° ;_15°攻角工况时，出口气流角随周向偏距增大迅速下降，PP = 0.85时气流偏 离轴向最大处达到-11°。三维串列叶片的性能由于沿展向二次流的存在，加大了叶片损失 和出口气流角的变化，兼顾压气机设计点和非设计点性能时，使得总压损失尽可能小，出口 气流角在0.1~90 %叶高范围内偏离设计值在6.5°之内满足规定值，且总压损失和出口气 流角沿展向分布均匀的最佳周向偏距设计值范围在〇. 67~0.80之间。
[0031] 上述具体实施为航空发动机压气机末级静子叶片高负荷气动设计领域，当进口马 赫数在0.54±10%范围内工作时，可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提 下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体 实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。
【主权项】
1. 一种多工况点高负荷压气机叶片的气动实现方法，其特征在于，通过选择高负荷轴 流压气机末级串列叶片，兼顾叶栅设计点和非设计点的多工况性能，通过数值模拟分析方 法给出最佳的周向偏距设计值范围； 1) 采用双圆弧型面串列叶片二维叶栅模型，设置:弦长比为1:1;前后排叶片的中轴向 偏距W = -^，a为前后排叶片的轴向重叠距离，Cf为前排叶片的气动弦长，号表示后排 叶片伸到前排叶片通道内；周向偏距PP = f，其中:b为前排叶片吸力面尾缘控制点到后排叶 片压力面尾缘控制点间的周向距离，t为后排叶片周向间距； 2) 固定轴向偏距为-0.1，构造周向偏距分别为0.5、0.6、0.67、0.8、0.85的五种串列叶 栅计算方案，计算得出各个方案在设计点和非设计点工况下的总压损失系数和出口气流角 分布； 3) 分析二维串列叶栅在各工况点的总压损失系数和出口气流角结果，选取最小总压损 失系数小于0.1，近喘点总压损失系数小于0.3,近喘点出口气流角偏离设计值在6.5°之内 的周向偏距串列叶栅计算方案，进行Ξ维串列叶片的几何造型和求解雷诺平均NS方程的数 值模拟，最终得出总压损失尽可能小，出口气流角在0.1~90%叶高范围内偏离设计值小于 等于6.5%且总压损失和出口气流角沿展向分布均匀的优化方案，确定最佳的周向偏距设 计值范围为0.67~0.80。2. 根据权利要求1所述的方法，其特征是，步骤2中： 所述的总压损失系数3?中：/4。、点也f分别为进、出口总压;Pinlet为 进口静压； 所述的出口气流角處分布为：其中：化和V2分别为出口的密度和速度；t 为叶栅栅距。3. 根据权利要求1所述的方法，其特征是，步骤3中所述的求解雷诺平均NS方程的数值 模拟是指:采用数值模拟方法求解雷诺平均化vier-Stokes方程：其 中：疗为守恒型参数向量，巧和巧.分别是无粘矢通量和粘性矢通量，i j为应力，，0为源项，，无代表外作用力，Wf代表运些外作用力所做的功，W/ = p/r · ? S4.一种根据上述任一权利要求所述方法得到的压气机末级静子串列叶片，其特征在 于，该串列叶片采用交错平行的串列形式布置，每个叶片形状为双圆弧叶型结构，前后排叶 片的弦长比1:1，轴向偏距为-0.1，对应的周向偏距为0.67~0.80。
【文档编号】F04D29/54GK105840551SQ201610237103
【公开日】2016年8月10日
【申请日】2016年4月15日
【发明人】滕金芳, 朱铭敏, 付涵, 杨松霖, 羌晓青
【申请人】上海交通大学