一种叶型厚度分布方法及叶片与流程

本申请属于航空发动机叶片设计技术领域，特别涉及一种叶型厚度分布方法及叶片。

背景技术：

叶厚分布是航空发动机叶片造型的基础，对叶片的性能起着至关重要的作用，对应不同的进口相对马赫数应采用与之相匹配的叶厚分布。

目前大多数高负荷跨音风扇或压气机的进口相对马赫数在1.1～1.3的低超音范围，且多级风扇或压气机存在后面级叶片全叶高均超音的现象，叶片中下部、由其是叶片根部同样存在贯穿槽道的激波，使叶片根部容易发生堵塞、激波与边界层相互作用增强，损失增加，叶片效率下降。

在现有的高负荷跨音速压气机叶片的设计中通常采用双凸或多圆弧的标准叶厚分布方式，如图1所示的标准双凸叶型激波系示例图和图2所示的标准直线进口段叶型激波系示例图，然而，标准叶厚如双凸叶厚、双凸(多圆弧)等叶厚分布为二次曲线或圆弧曲线，厚度分布调整自由度较差，不能根据不同来流马赫数变化而相应调整厚度沿叶片弦长方向的变化；标准叶厚分布容易导致叶片槽道激波的波前马赫数升高，激波强度增大，激波与附面层的相互干拢增强，叶片流通能力下降，损失增大。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种叶型厚度分布方法及叶片，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

在第一方面，本申请提供一种叶型厚度分布方法，适用于进口马赫数为1.1～1.3的低超音高负荷风扇或压气机叶型厚度设计，所述叶型厚度分布方法包括：

确定叶型的最大厚度；

以所述叶型的最大厚度为分界点，将所述叶型的厚度分成前后两段，其中，所述叶型的前段厚度分布符合直线变化规律，所述叶型的后段厚度分布符合四次曲线规律，所述前段厚度分布和所述后段厚度分布在所述分界点处的斜率相等。

在本申请的叶型厚度分布方法中，所述叶型前后两段的分界点位于相对弦长的0.45～0.46位置处。

在本申请的叶型厚度分布方法中，所述叶型前后两段的分界点位于相对弦长的0.454位置处。

在本申请的叶型厚度分布方法中，所述直线变化规律为：f(x)＝2.2399x。

在本申请的叶型厚度分布方法中，所述四次曲线规律为：f(x)＝9.6576182775x⁴-20.460310470327x³+9.8174463015x²+0.97521993x。

在第二方面，本申请提供了一种叶片，适用于进口马赫数为1.1～1.3的低超音高负荷风扇或压气机，所述叶片具有最大厚度，且以所述最大厚度为分界点具有叶型前段和叶型后段，其中，所述叶型前段的厚度分布符合直线变化规律，所述叶型后段的厚度分布符合四次曲线规律，所述叶型前段的厚度分布和所述叶型后段的厚度分布在所述分界点处的斜率相等

在本申请的叶片中，所述叶型前后两段的分界点位于相对弦长的0.45～0.46位置处。

在本申请的叶片中，所述叶型前后两段的分界点位于相对弦长的0.454位置处。

在本申请的叶片中，所述直线变化规律为：f(x)＝2.2399x。

在本申请的叶片中，所述四次曲线规律为：

f(x)＝9.6576182775x⁴-20.460310470327x³+9.8174463015x²+0.97521993x。

在第三方面，本申请提供了一种低超音高负荷风扇或压气机，所述风扇或压气机具有如上任一所述的叶片。

本申请的叶型厚度分布方法及叶片通过将叶型厚度分成两段式，且前段采用直线分布、后段采用四次曲线分布，使得波前马赫数降低、激波强度减弱，激波后叶型附面层减薄，激波与附面层干扰减弱，叶型损失降低，提高了叶片效率，前段直线叶厚可减小叶片厚度，叶片通道面积增加，叶片流通能力增强。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为标准叶厚分布的双凸叶型激波系示例图。

图2为标准叶厚分布的直线进口段叶型激波系示例图。

图3为本申请叶型厚度分布方法流程图。

图4为本申请的两段式叶型厚度沿弦长的变化规律示意图。

图5a为常规双凸叶厚叶型流面相对马赫数等值线图。

图5b为本申请的两段式叶厚叶型流面相对马赫数等值线图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

本申请提出一种适用于进口马赫数为1.1～1.3的低超音高负荷风扇/压气机叶型叶厚分布，可应用于高负荷全叶高超音风扇/压气机转子的叶型设计。本申请总体上采用两段式的直线和四次曲线的叶型叶厚分布方法，可根据不同来流马赫数调整叶厚沿弦长方向的变化规律，增加设计自由度，且可有效减小槽道激波的波前马赫数和激波损失，减弱激波与边界层的相互作用，提高转子效率，最终提高转子叶片根部流通能力。

如图1所示，对于常规双凸(多圆弧)标准叶型来说，前缘激波可分为上下两段，上段伸向右上方，通常称为外伸激波；下段伸向相邻叶片的叶背，在超音来流条件下接近一道正激波，称为槽道激波。由于双凸(多圆弧)叶型叶背型线是外凸的，因而发射出超音速膨胀波，使得气流在经过前缘激波后经过连续一系列膨胀波系作用下继续加速使槽道激波前马赫数较高。

如图2所示，对于常规前缘直线叶标准叶型来说，由于叶型背弧前段为直线，因而在叶背上不发射膨胀波系，所以前段为直线式的叶型其槽道激波的波前马赫数要较常规双凸(多圆弧)圆弧叶型低。

为了解决上述两者标准叶型所具有的缺点，本申请首先提出了一种叶型厚度分布方法，如图3所示，本申请的叶型厚度分布方法包括：首先确定叶型的最大厚度；之后，以叶型的最大厚度为分界点，将叶型厚度分成前后两段，叶型前段的厚度分布符合直线变化规律，叶型后段的厚度分布符合四次曲线规律，前后两段的厚度分布在分界点处斜率相等。

如图4所示，相对厚度及相对弦长变化范围为(0，1)，两段曲线方程分别定义为：

直线曲线方程：f(x)＝2.2399x；

四次曲线方程：

f(x)＝9.6576182775x4-20.460310470327x3+9.8174463015x2+0.97521993x。

前后两段的分界点位于相对弦长的0.45～0.46之间。优选的，前后两段的分界点位于相对弦长的0.454位置处。

相应的，本申请根据上述方法，还提供了一种叶片，所述叶片适用于进口马赫数为1.1～1.3的低超音高负荷风扇或压气机，所述叶片具有最大厚度，且以所述最大厚度为分界点具有叶型前段和叶型后段，其中，所述叶型前段的厚度分布符合直线变化规律，所述叶型后段的厚度分布符合四次曲线规律，所述叶型前段的厚度分布和所述叶型后段的厚度分布在所述分界点处的斜率相等

其中，相对厚度及相对弦长变化范围为(0，1)，两段曲线方程分别定义为：

直线曲线方程：f(x)＝2.2399x；

四次曲线方程：

f(x)＝9.6576182775x4-20.460310470327x3+9.8174463015x2+0.97521993x。

前后两段的分界点位于相对弦长的0.45～0.46之间。优选的，前后两段的分界点位于相对弦长的0.454位置处。

以表1所示的现有某叶型几何参数为例，其来流气流的相对马赫数为1.1，分别采用常规的双凸叶厚分布及本申请的两段式叶型厚度分布的叶型效果对比。

表1某叶型几何参数

图5a和图5b给出了采用两种叶厚分布的s1流面马赫数云图。应用本申请的两段式叶型厚度分布的叶型其槽道内激波前马赫数由1.27减小到1.14，降低了约10％，同时马赫数云图显示激波后附面层厚度有所减薄。可见前段叶厚直线分布可以有效减小激波前的叶型厚度，增加叶片有效流通面积、减少膨胀波的产生，从而减小波前马赫数、减弱激波强度，使激波与叶片表面附面层的相互干扰减弱，有效降低叶片损失；后段叶厚采用四次曲线相对增加叶片厚度，可以控制叶型的增压能力，保证气流折转水平，抑制尾缘分离。综上所述，前段叶厚分布设计时主要关注叶型的流通能力、波前马赫数和损失；后段叶厚分布设计则主要关注叶型增压能力和气流折转水平。

本申请的叶型厚度分布方法、叶片及风扇/压气机通过将叶型厚度分成两段式，且前段采用直线分布、后段采用四次曲线分布，使得波前马赫数降低、激波强度减弱，激波后叶型附面层减薄，激波与附面层干扰减弱，叶型损失降低，提高了叶片效率，前段直线叶厚可减小叶片厚度，叶片通道面积增加，叶片流通能力增强。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。