一种压气机叶片造型方法
【专利摘要】本发明涉及一种压气机叶片造型方法，包括步骤一：将压气机叶型型面按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成四个特征区域：膨胀加速段、激波扩压段、激波后压力恢复段和近尾缘压力面压力恢复段；步骤二：将步骤一中所述的四个特征区域，分别采用中弧线进行控制，则整个叶型中弧线即由四段中弧线控制，最终确定每段中弧线的几何参数。本发明的压气机叶片造型方法以气流在各个叶片段的流动特征为理论基础，将叶片按气流流动特征划分为四段进行造型，更适应了气流的实际流动过程，同时造型计算程序为独立的计算块，只需确定几个输入参数就可调整叶型，较常规造型方法，不仅有更多的自由度，操作起来也非常方便。
【专利说明】
_种压气)机叶片造型方法
技术领域
[0001] 本发明属于压气机设计领域，尤其涉及一种压气机叶片造型方法。
【背景技术】
[0002] 随着航空发动机的发展，风扇/压气机要求具有更高的级压比和级效率，而要提高 风扇/压气机的级性能，就需要各叶片排的叶型具有宽的可用攻角范围、低损失的特性。常 规叶型的设计如某型系列叶型、双圆弧叶型、多圆弧叶型等虽具有成熟、完善的经验数据， 但随着叶片负荷的增加，这类造型方法已经不太容易控制叶型的载荷分布，这就使得叶片 的性能不佳，不能满足压气机高负荷低损失的要求。为了获得高性能叶型，需要开发一种易 于操作且能合理控制叶型的方法。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是提供一种压气机叶片造型方法，解决目前的压气机叶型性能不高 的问题。
[0004] 对于压气机而言，叶片型面的存在是为了引导气流在叶栅通道内完成低损失的扩 压，而叶栅内气流的整个流动过程直接和叶型型面变化曲率有关。如何分配各个叶片段曲 率分配，决定了各个型面段气流的加减速过程，即决定了叶型表面的压力分布。合理分配各 个叶片段的曲率就成了叶型设计的关键。
[0005] 因此，本发明的方案是：结合超音平面叶栅流动过程(如图1所示），将叶型型面分 成四个特征区域:膨胀加速段、激波扩压段、激波后压力恢复段和近尾缘压力面压力恢复 段。针对这四段区域，分别采用中弧线进行控制，整个叶型中弧线即由四段中弧线控制，每 段中弧线的几何参数为：
[0006] 出口几何角私=私-Mi
[0008] 中弧线中心坐标:Xi〇 = ;ri sinPi-ι+Xi-1
[0009] yi〇 = yi-i-ri cosPi-i
[0010] 其中，i = l~4,为折射角度，（Xi，yi)为中弧线起始点/终点坐标。这样依次类推， 可逐段确定所有中弧线的几何参数，进而确定整个叶型的中弧线。
[0011] 进一步地，确定四段中弧线的折转角关参数(相关参数包括折转角度及中弧 线的长度)的设计方法：
[0012] l)i = l时，βρθ:为第一段中弧线的折射角，第一段中弧线控制膨胀加速段，所述第 一段中弧线的弯度占整个叶型总弯度的5%~10%，所述第一段中弧线的长度占整个叶型 弦长的5%~10%;
[0013] 2)i = 2时，8卩02为第二段中弧线的折射角，第二段中弧线控制激波扩压段，所述第 二段中弧线的弯度占整个叶型总弯度的5%~10%，所述第二段中弧线的长度占整个叶型 弦长的5%~10%;
[0014] 3)i = 3时，即θ3为第三段中弧线的折射角，第三段中弧线控制激波后压力恢复段， 所述第一段中弧线的弯度占整个叶型总弯度的50%以上，所述第三段中弧线的长度占整个 叶型弦长的50%以上；
[0015] 4)i = 4时，即θ4为第四段中弧线的折射角，第四段中弧线为近尾缘压力面压力恢 复段。
[0016] 本发明的压气机叶片造型方法以气流在各个叶片段的流动特征为理论基础，将叶 片按气流流动特征划分为四段进行造型，更适应了气流的实际流动过程，同时造型计算程 序为独立的计算块，只需确定几个输入参数就可调整叶型，较常规造型方法，不仅有更多的 自由度，操作起来也非常方便。
【附图说明】
[0017] 此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施 例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
[0018] 图1为本发明一实施例的超声平面叶栅流动物理图画简化图。
[0019] 图2为本发明一实施例的叶型分段示意图。
[0020] 图3为本发明一实施例的中弧线几何图。
[0021 ]图4为本发明一实施例的叶型设计流程图。
【具体实施方式】
[0022]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0023]在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装 置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护 范围的限制。
[0024] 对于压气机而言，叶片型面的存在是为了引导气流在叶栅通道内完成低损失的扩 压，而叶栅内气流的整个流动过程直接和叶型型面变化曲率有关。如何分配各个叶片段曲 率分配，决定了各个型面段气流的加减速过程，即决定了叶型表面的压力分布。合理分配各 个叶片段的曲率就成了叶型设计的关键。
[0025] 因此如图1所示，本发明结合超音平面叶栅流动过程:将叶型型面分成四个特征区 域:膨胀加速段、激波扩压段、激波后压力恢复段和近尾缘压力面压力恢复段，针对这四段 区域，分别采用中弧线进行控制，整个叶型中弧线即由四段中弧线控制。
[0026]如图2所示，根据初始叶型计算结果或参考其它性能较优的叶型曲率分布规律初 步给定四段中弧线各自折转角度9i(i = l~4)和对应多长比例的叶型段来完成这个角度的 气流折转。
[0027]如图3,以第一段中弧线为例，对于一段需要优化的叶型来说，已知条件为:叶型中 弧线起始点坐标(XQ，yQ)，进口几何角出口几何角，中弧线对应的气流折转角Θ:，中弧线 终点对应横向坐标(XI，y 1)，中弧线参数为：
[0028]出口 几何角 fo = f3〇-01;
[0030] 中弧线中心坐标：XI。= ris ?ηβο+χο;
[0031] yi〇 = y〇-ricosPo；
[0032] 对于第二段中弧线来说，由于第二段中弧线的起点是第一段中弧线的终点，因此 已知条件便成了：叶型中弧线起始点坐标(x^yi)即为第一段中弧线的终点坐标，进口几何 角扮(第二段中弧线的进口几何角即为第一段中弧线的出口几何角），出口几何角β 2,中弧线 对应的气流折转角θ2，中弧线终点对应横向坐标(X2，y 2)，故第二段中弧线参数为：
[0033] 出口 几何角 β2 = β?-θ2;
[0035] 中弧线中心坐标：X2〇 = r2sinPi+xi;
[0036] y2〇 = yi-r2C〇sPi；
[0037] 这样依次类推，可逐段确定所有中弧线段的几何参数，进而确定整个叶型的中弧 线。
[0038] 而上述公式中折射角关参数的设计方法为：
[0039] 1)当i = l时，βρθ:为第一段中弧线的折射角，第一段中弧线控制气流加速膨胀，这 一段的中弧线弯度所占比例不宜太大，因此第一段中弧线的弯度占整个叶型总弯度的5% ~10%，同时长度占整个叶型弦长的5%_10% ;
[0040] 2)当i = 2时，8卩02为第二段中弧线的折射角，第二段中弧线控制激波扩压，这一段 的中弧线弯度增长尽可能保持平缓，同时这段占整个叶型弦长比例也不宜过大，因此第二 段中弧线的弯度占整个叶型总弯度的5%~10%，同时第二段中弧线的长度占整个叶型弦 长的5%~10%;
[0041] 3)当i = 3时，即θ3为第三段中弧线的折射角，第三段中弧线控制激波后压力恢复 段，此段是叶型弯度增加的主要区间，该区间的叶型弯度增加应占整个叶型总弯度的50% 以上，马赫数越高，此段的弯度占的比例应越大，同时这段占整个叶型弦长的比例也应该最 大，第三段中弧线的长度同时占整个叶型弦长的50%以上；
[0042] 4)当i=4时，即θ4为第四段中弧线的折射角，第四段中弧线为近尾缘压力面压力 恢复段，此段所占叶型弦长比例较小，同时此段的弯度也不宜太大。
[0043]在具体实施过程中，上文中的过程通过程序编制形成固定的模块即可完成。如下 图4叶片通过四段中弧线造型生成，通过流面计算程序MISES、三维程序校验叶型特性是否 需要反馈调整各叶片段的弯度分布，直到叶型满足设计要求。程序的输入只需要确定四段 中弧线的折转角9i(i = l~4)和对应的相对弦向长度，因此操作起来非常方便。
[0044] 下面选用某压气机进口级的叶中型面为例，进口马赫数1.1，叶型弯角为32°。各段 中弧线的折转角度和对应弦长比例如下表1所示：
[0045] 表 1
[0047]经过上述的过程得到的以上参数的叶型具有较低的能力损失。
[0048]本发明的压气机叶片造型方法以气流在各个叶片段的流动特征为理论基础，将叶 片按气流流动特征划分为四段进行造型，更适应了气流的实际流动过程，同时造型计算程 序为独立的计算块，只需确定几个输入参数就可调整叶型，较常规造型方法，不仅有更多的 自由度，操作起来也非常方便。
[0049]以上所述，仅为本发明的最优【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此， 任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换， 都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范 围为准。
【主权项】
1. 一种压气机叶片造型方法，其特征在于，包括 步骤一:将压气机叶型型面按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成四个特征区 域:膨胀加速段、激波扩压段、激波后压力恢复段和近尾缘压力面压力恢复段； 步骤二:将步骤一中所述的四个特征区域，分别采用中弧线进行控制，则整个叶型中弧 线即由四段中弧线控制，每段中弧线的几何参数为： 出口几何角权二心广 中弧线的半径：中弧线的中屯、坐标:Xio = ri Si址i-1+Xi-i yi〇 = yi-i-ri cos0i-i 其中，i = l~4，θι为折射角，（xi，yi)为中弧线的起始点/终点坐标。2. 根据权利要求1所述的压气机叶片造型方法，其特征在于，所述折射角θι相关参数的 设计方法为： 1. i = l时，即θι为第一段中弧线的折射角，第一段中弧线控制膨胀加速段，所述第一段 中弧线的弯度占整个叶型总弯度的5%~10%，所述第一段中弧线的长度占整个叶型弦长 的5%~10%; 2. i = 2时，即θ2为第二段中弧线的折射角，第二段中弧线控制激波扩压段，所述第二段 中弧线的弯度占整个叶型总弯度的5%~10%，所述第二段中弧线的长度占整个叶型弦长 的5%~10%; 3. i = 3时，即θ3为第Ξ段中弧线的折射角，第Ξ段中弧线控制激波后压力恢复段，所述 第Ξ段中弧线的弯度占整个叶型总弯度的50% W上，所述第Ξ段中弧线的长度占整个叶型 弦长的50 % W上； 4. i = 4时，即θ4为第四段中弧线的折射角，第四段中弧线为近尾缘压力面压力恢复段。
【文档编号】F04D29/38GK106089801SQ201610657506
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年8月11日 公开号201610657506.9, CN 106089801 A, CN 106089801A, CN 201610657506, CN-A-106089801, CN106089801 A, CN106089801A, CN201610657506, CN201610657506.9
【发明人】尹松
【申请人】中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所