軸流壓氣機葉型設計方法及軸流壓氣機葉型與流程

本發明涉及軸流壓氣機技術領域，特別是涉及一種軸流壓氣機葉型設計方法及軸流壓氣機葉型。

背景技術：

現有技術中，軸流壓氣機葉型的設計方式有弧線疊加厚度分布的設計方式。很多經典的葉型，例如美國的naca65葉型、英國的c4葉型、前蘇聯的bc6葉型等，都是采用弧線疊加厚度分布的設計方式設計的。

在現有技術中，還可以基于已有葉型修改前緣吸力面側和前緣壓力面側型線以及針對吸力面和壓力面側型線進行擬合。

采用現有技術中的設計方式設計出的軸流壓氣機葉型表面曲率，特別是壓力面或吸力面與前緣連接點處的曲率，往往不連續。葉型表面曲率的不連續影響軸流壓氣機葉型的氣動特性。

另外，軸流壓氣機葉型最大相對厚度的相對位置是影響葉型氣動特性的重要參數，現有技術中的設計方法難以靈活調整葉型最大相對厚度的相對位置，因此，難以設計出最大相對厚度的最佳相對位置。

技術實現要素：

鑒于以上所述現有技術的缺點和存在的問題，本發明的目的在于提供一種軸流壓氣機葉型設計方法及軸流壓氣機葉型，以提高軸流壓氣機葉型設計的靈活性以及提高葉型表面曲率的連續性。

為實現上述目的及其他相關目的，本發明提供了一種軸流壓氣機葉型設計方法，包括：設計葉型的前緣和所述葉型的尾緣；設計所述葉型的吸力面；設計所述葉型的壓力面；保證連接點處的一階導數連續；其中，所述連接點包括所述前緣與所述吸力面的連接點、所述前緣與所述壓力面的連接點、所述吸力面與所述尾緣的連接點、所述壓力面與所述尾緣的連接點。

于本發明一實施例中，所述設計葉型的前緣和所述葉型的尾緣的步驟包括：計算所述前緣點坐標和所述尾緣點坐標；計算所述前緣半徑和所述尾緣半徑；計算所述前緣圓心坐標；計算所述前緣與所述吸力面的連接點；計算所述前緣與所述壓力面的連接點；計算所述前緣點控制點；計算所述尾緣圓心坐標；計算所述吸力面與所述尾緣的連接點；計算所述壓力面與所述尾緣的連接點。

于本發明一實施例中，所述吸力面包括若干個吸力面控制點；其中，處于所述吸力面和所述尾緣連接處的吸力面控制點為所述吸力面與所述尾緣的連接點，處于所述前緣和所述吸力面連接處的吸力面控制點為所述前緣與所述吸力面的連接點；所述設計所述葉型的吸力面的步驟包括：計算除所述吸力面與所述尾緣的連接點和所述前緣與所述吸力面的連接點之外的吸力面控制點。

于本發明一實施例中，所述吸力面控制點的個數為5～9個。

于本發明一實施例中，所述壓力面包括若干個壓力面控制點；其中，處于所述壓力面和所述尾緣連接處的壓力面控制點為所述壓力面與所述尾緣的連接點，處于壓力面與所述前緣連接處的壓力面控制點為所述前緣與所述壓力面的連接點；所述設計所述葉型的壓力面的步驟包括：計算除所述壓力面與所述尾緣的連接點和所述前緣與所述壓力面的連接點之外的壓力面控制點。

于本發明一實施例中，所述壓力面控制點的個數為5～9個。

于本發明一實施例中，所述吸力面包括多個吸力面控制點，和/或所述壓力面包括多個壓力面控制點；所述軸流壓氣機葉型設計方法還包括：調整所述吸力面控制點的數目和/或所述壓力面控制點的數目，以滿足所述葉型的最大相對厚度以及所述最大相對厚度的相對位置要求。

于本發明一實施例中，所述保證連接點處的一階導數連續的步驟包括：修改所述連接點處的一階導數，以使所述連接點處的一階導數連續。

本發明還提供了一個軸流壓氣機葉型，所述軸流壓氣機葉型由上文所述的軸流壓氣機葉型設計方法設計而成。

本發明提供的軸流壓氣機葉型設計方法及軸流壓氣機葉型，可以精確設計前緣為圓或橢圓的葉型；實現了葉型的局部修改，使得葉型設計空間進一步增加，增加了葉型設計的靈活性；所設計葉型表面曲率連續。此外可以采用本方法針對現有葉型進行擬合，分析其控制點的規律并建立幾何數據庫。

附圖說明

圖1為本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型劃分示意圖；

圖2為本發明實施例提供的前緣、前緣和吸力面之間的連接點、前緣和壓力面之間的連接點的示意圖；

圖3為本發明實施例提供的尾緣、尾緣和吸力面之間的連接點、尾緣和壓力面之間的連接點的示意圖；

圖4為本發明實施例提供的前緣示意圖；

圖5為本發明實施例提供的尾緣示意圖；

圖6位本發明實施例提供的吸力面控制點和壓力面控制點示意圖；

圖7為本發明實施例提供的安裝角、進口金屬角、出口金屬角的示意圖；

圖8為本發明實施例提供的葉型局部曲率分布示意圖；

圖9為本發明實施例提供的葉型局部曲率分布示意圖；

圖10為本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型和naca65葉型幾何比較圖；

圖11為本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型和naca65葉型總壓損失特性對比圖。

元件標號說明

1吸力面

11吸力面控制點

111所述前緣和所述吸力面的連接點

112所述壓力面和所述尾緣的連接點

2前緣

21前緣點控制點

22前緣圓心

23前緣半徑

24前緣楔角

3壓力面

31壓力面控制點

311所述前緣和所述壓力面的連接點

312所述壓力面和所述尾緣的連接點

4尾緣

41尾緣圓心

42尾緣半徑

5安裝角

6進口金屬角

7出口金屬角

具體實施方式

以下由特定的具體實施例說明本發明的實施方式，熟悉此技術的人士可由本說明書所揭露的內容輕易地了解本發明的其他優點及功效。

須知，本說明書所附圖中所繪示的結構、比例、大小等，均僅用以配合說明書所揭示的內容，以供熟悉此技術的人士了解與閱讀，并非用以限定本發明可實施的限定條件，故不具技術上的實質意義，任何結構的修飾、比例關系的改變或大小的調整，在不影響本發明所能產生的功效及所能達成的目的下，均應仍落在本發明所揭示的技術內容所能涵蓋的范圍內。同時，本說明書中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中間”及“一”等的用語，亦僅為便于敘述的明了，而非用以限定本發明可實施的范圍，其相對關系的改變或調整，在無實質變更技術內容下，當亦視為本發明可實施的范疇。

軸流壓氣機由于流量大、效率高等特點被廣泛應用于重型燃氣輪機等。氣流的逆壓梯度、強三維流動特性以及多級匹配等給軸流壓氣機的氣動設計帶來了嚴峻的挑戰。軸流壓氣機的通流設計尤其是葉型設計是軸流壓氣機氣動設計的核心和關鍵。

隨著計算機性能的提高和計算流體力學的發展，可以定制軸流壓氣機葉型，相對于傳統設計方法設計的葉型，定制的葉型的性能更加優異，主要體現為葉型效率更高、葉型的工作范圍更寬。

如圖1所示，在本發明實施例中，可以將軸流壓氣機葉型分為吸力面1、前緣2、壓力面3、尾緣4等部分。

如圖2所示，前緣2和吸力面1連接處的控制點為所述前緣與所述吸力面的連接點111，吸力面1和尾緣4連接處的控制點為所述吸力面與所述尾緣的連接點112。

如圖3所示，前緣2和壓力面3連接處的控制點為所述前緣與所述壓力面的連接點311，壓力面3和尾緣4連接處的控制點為所述壓力面與所述尾緣的連接點312。

本發明實施例提供了一種軸流壓氣機葉型設計方法，對圖1所示的葉型的各部分進行設計，該方法包括：設計葉型的前緣2和所述葉型的尾緣4；設計所述葉型的吸力面1；設計所述葉型的壓力面3；保證連接點處的一階導數連續；其中，所述連接點包括所述前緣與所述吸力面的連接點111、所述前緣與所述壓力面的連接點311、所述吸力面與所述尾緣的連接點112、所述壓力面與所述尾緣的連接點312。

在一個示例中，又如圖2所示，前緣2包括前緣點控制點21。如圖4所示，前緣2的圓心為前緣圓心22，前緣2的半徑為前緣半徑23。如圖5所示，尾緣4的圓心為尾緣圓心41，尾緣4的半徑為尾緣半徑42。所述設計葉型的前緣2和所述葉型的尾緣4的步驟包括：計算所述前緣2點坐標和所述尾緣4點坐標；計算前緣半徑23和尾緣半徑42；計算前緣圓心22坐標；計算所述前緣與所述吸力面的連接點111；計算所述前緣與所述壓力面的連接點311；計算所述前緣點控制點21；計算尾緣圓心41坐標；計算所述吸力面與所述尾緣的連接點112；計算所述壓力面與所述尾緣的連接點312。

在一個示例中，如圖6所示，所述吸力面1包括若干個吸力面控制點11；其中，處于所述吸力面1和所述尾緣4連接處的吸力面控制點為所述吸力面與所述尾緣的連接點112，處于所述前緣2和所述吸力面1連接處的吸力面控制點為所述前緣與所述吸力面的連接點111；所述設計所述葉型的吸力面1的步驟包括：計算除所述吸力面與所述尾緣的連接點112和所述前緣與所述吸力面的連接點111之外的吸力面控制點11。

在一個示例中，所述吸力面控制點11的個數為5～9個。

在一個示例中，如圖6所示所述壓力面3包括若干個壓力面控制點31；其中，處于所述壓力面3和所述尾緣4連接處的壓力面控制點為所述壓力面與所述尾緣的連接點312，處于壓力面4與所述前緣2連接處的壓力面控制點為所述前緣與所述壓力面的連接點311；所述設計所述葉型的壓力面3的步驟包括：計算除所述壓力面與所述尾緣的連接點312和所述前緣與所述壓力面的連接點311之外的壓力面控制點。

在一個示例中，所述壓力面控制點31的個數為5～9個。

在一個示例中，如6所示，所述吸力面1包括多個吸力面控制點11，和/或所述壓力面3包括多個壓力面控制點31；其中，所述多個吸力面控制點11包括所述前緣與所述吸力面的連接點111、所述吸力面與所述尾緣的連接點112，所述多個壓力面控制點31包括所述前緣與所述壓力面的連接點311、所述壓力面與所述尾緣的連接點312；所述軸流壓氣機葉型設計方法還包括：調整所述吸力面控制點的數目11和/或所述壓力面控制點的數目31，以滿足所述葉型的最大相對厚度以及所述最大相對厚度的相對位置要求。

在一個示例中，所述保證連接點處的一階導數連續的步驟包括：修改所述連接點處的一階導數，以使所述連接點處的一階導數連續。

本發明還提供了一個軸流壓氣機葉型，所述軸流壓氣機葉型由上文所述的軸流壓氣機葉型設計方法設計而成。

在一個具體實例中，對本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型設計方法進行舉例介紹。

具體設計參數包括如下。

前緣2點坐標：(xl,yl)

尾緣4點坐標：(xt,yt)

前緣圓心22坐標：(xlc,ylc)

尾緣圓心41坐標：(xtc,ytc)

弦長：chord

安裝角5：stagger。安裝角5具體可以如圖7所示。

前緣楔角24：wedge。前緣楔角24具體可以如圖4所示。

前緣半徑23：rl

尾緣半徑42：rt

前緣點控制點21相對偏移量：dl

進口金屬角6：alpha1

出口金屬角7：alpha2

控制點：cpxy。其中，控制點具體可以是指吸力面控制點11、壓力面控制點31以及前緣點控制點21等。

吸力面控制點11個數：n1

壓力面控制點31個數：n2

在該實例中，軸流壓氣機葉型設計方法包括以下步驟。

步驟1、計算前緣2點坐標和尾緣4點坐標：

xl＝0；yl＝0；xt＝chord×cos(stagger)；yt＝chord×sin(stagger)

步驟2、計算前緣半徑23和尾緣半徑42：

rl＝rl×chord；rt＝rt×chord

步驟3、計算前緣圓心22坐標：

xlc＝xl+rl×cos(alpha1)；ylc＝yl+rl×sin(alpha1)

步驟4、計算前緣與吸力面的連接點111：

cpxy(n1,1)＝xl+rl×cos(alpha1+wedge+pi/2)

cpxy(n1,2)＝yl+rl×sin(alpha1+wedge+pi/2)

步驟5、計算前緣與壓力面的連接點311：

cpxy(n1+2,1)＝xl+rl×cos(alpha1-wedge+3×pi/2)

cpxy(n1+2,2)＝yl+rl×sin(alpha1-wedge+3×pi/2)

步驟6、計算前緣控制點21：

cpxy(n1+1,1)＝xl-rl×dl×cos(alpha1)

cpxy(n1+1,2)＝yl+rl×dl×sin(alpha1)

步驟7、計算尾緣圓心坐標41：

xtc＝xt-rt×cos(alpha2)；ytc＝yt-rt×sin(alpha2)

步驟8、計算吸力面與尾緣的連接點112：

cpxy(1,1)＝xtc+rt×cos(alpha2+pi/2)

cpxy(1,2)＝ytc+rt×dl×sin(alpha2+pi/2)

步驟9、計算壓力面與尾緣的連接點312：

cpxy(n1+n2+1,1)＝xtc+rt×cos(alpha2-pi/2)

cpxy(n1+n2+1,2)＝ytc+rt×dl×sin(alpha2-pi/2)

步驟10、計算除所述前緣與所述吸力面的連接點111、所述吸力面與所述尾緣的連接點112之外的吸力面控制點11：

可以假設，吸力面控制點相對位置為xy1；兩個端點分別為cpxy(1,1:2)和cpxy(n1,1:2)，即兩個端點分別為所述吸力面與所述尾緣的連接點112、所述前緣與所述吸力面的連接點111；假設兩個端點之間的距離為a、斜率為k；則第i(i＝2,…,n1-1)個吸力面控制點11的計算公式如下：

cpxy(i,1)＝cpxy(1,1)+xy1(i,1)×(cpxy(1,1)-cpxy(n1,1))

cpxy(i,2)＝cpxy(1,2)+xy1(i,2)×(cpxy(1,2)-cpxy(n1,2))

cpxy(i,1)＝cpxy(i,1)+a×xy1(i,2)×cos(atan(k)+pi/2)

cpxy(i,2)＝cpxy(i,2)+a×xy1(i,2)×sin(atan(k)+pi/2)

步驟11、計算除所述前緣與所述壓力面的連接點311、所述壓力面與所述尾緣的連接點312之外的其他壓力面控制點31：

可以假設，壓力面控制點相對位置為xy2；兩個端點分別為cpxy(n1+2,1:2)和cpxy(n1+n2+1,1:2)，即兩個端點分別為所述前緣與所述壓力面的連接點311、所述壓力面與所述尾緣的連接點312；計算壓力面控制點31中第i(i＝n1+3,…,n1+n2)個控制點的計算公式可以參照步驟10。

步驟12、修改所述前緣與所述吸力面的連接點111，以確保所述前緣與所述吸力面的連接點111處的一階導數連續。

步驟13、修改所述吸力面與所述尾緣的連接點112，以確保修改所述吸力面與所述尾緣的連接點112處的一階導數連續。

步驟14、修改所述前緣與所述壓力面的連接點311，以確保所述前緣與所述壓力面的連接點311處的一階導數連續。

步驟15、修改所述壓力面與所述尾緣的連接點312，以確保所述壓力面與所述尾緣的連接點312處的一階導數連續。

步驟16、采用二次有理bezier函數設計前緣2造型，二次有理bezier函數的定義為：

其中，wi為權重,pi為控制點，i＝1,2,3；

步驟17、設計尾緣4為半圓。

步驟18、采用b樣條函數設計吸力面1造型，吸力面控制點11為cpxy(1:n1,1:2)；其中，b樣條函數的定義為：

步驟19、采用b樣條函數設計壓力面3造型，壓力面控制點31為cpxy(n1+2:n1+n2+1,1:2)；其中，b樣條函數的定義可以參照步驟18。

步驟20、調整控制點使滿足最大相對厚度及其相對位置要求。吸力面控制點11(所述前緣與所述吸力面的連接點111和所述吸力面與所述尾緣的連接點112)一般為5-9個，壓力面控制點31(所述前緣與所述壓力面的連接點311和所述壓力面與所述尾緣的連接點312)一般為5-9個。吸力面控制點11的數量和壓力面控制點31的數量可以不一樣，吸力面曲線通常更復雜，因此吸力面控制點21可以包括更多的控制點。為了減小設計自由度從而減小計算量，可以相應減小壓力面控制點31數目。

本發明實施例還提供了一種軸流壓氣機葉型，該軸流壓氣機葉型采用上述方法設計而成。

圖8示出了所述前緣與所述吸力面的連接點111和所述吸力面與所述尾緣的連接點112以及前緣2的曲率分布，可知，采用本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型此三處的曲率連續。

圖9示出了所述前緣與所述壓力面的連接點311和所述壓力面與所述尾緣的連接點312以及尾緣4的曲率分布，可知，采用本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型此三處的曲率連續。

圖10為采用本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型和naca65葉型幾何比較圖；其中，實線為采用本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型，虛線為naca65葉型。

圖11為采用本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型和naca65葉型的總壓損失特性對比圖；其中，實線為采用本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型，虛線為naca65葉型。可知，采用本發明實施例提供的軸流壓氣機葉型有效工作范圍至少提高了20％。

本發明提供實施例提供的軸流壓氣機葉型設計方法，可以精確設計前緣為圓或橢圓的葉型；實現了葉型的局部修改，使得葉型設計空間進一步增加，增加了葉型設計的靈活性；所設計葉型表面曲率連續。此外可以采用本方法針對現有葉型進行擬合，分析其控制點的規律并建立幾何數據庫。

綜上所述，本發明能夠有效克服現有技術中的缺點而具高度產業利用價值。

上述實施例僅例示性說明本發明的原理及其功效，而非用于限制本發明。任何熟悉此技術的人士皆可在不違背本發明的精神及范疇下，對上述實施例進行修飾或改變。因此，舉凡所屬技術領域中具有通常知識者在未脫離本發明所揭示的精神與技術思想下所完成的一切等效修飾或改變，仍應由本發明的權利要求所涵蓋。