多工況點高負荷壓氣機葉片的氣動實現方法
【專利摘要】一種多工況點高負荷壓氣機葉片的氣動實現方法，該雙圓弧型面串列葉片，弦長比為1:1，多工況點擴壓因子可達0.6的高負荷多級壓氣機末級靜子葉片壓氣機葉片的氣動實現方法，在前后排葉片的軸向偏距為?0.1時，能夠兼顧葉柵設計點和非設計點多工況性能的最佳周向偏距在0.67～0.80之間，本發明為航空發動機高負荷軸流壓氣機末級靜子葉片的工程設計提供借鑒。
【專利說明】
多工況點高負荷壓氣機葉片的氣動實現方法
技術領域
[0001] 本發明涉及的是一種航空發動機領域的技術，具體是一種多工況點擴壓因子可達 0.6的多級軸流壓氣機末級靜子葉片的氣動實現方法。
【背景技術】
[0002] 提高航空發動機壓氣機級負荷是軸流壓氣機的重要發展方向。串列葉片作為一種 被動流動控制技術，能有效提高葉片的氣動負荷。究其原因，串列葉柵前、后葉片的構型將 附面層斷開使其不易增長過厚，防止分離;另外，若前、后葉片間的相對位置合理，氣流在流 經縫隙通道時加速并為前排葉片尾跡和后排葉片吸力面的附面層注能，有助于推遲流動分 離。因此，串列葉片具有氣流折轉角大和總壓損失小的優點，能提高壓氣機的單級負荷，對 它的研究具有重要的實際意義和價值。
[0003] 在串列葉片的各個幾何設計參數中，如圖1所示，除葉型對性能有非常重要的影響 外，前后排葉片的周向、軸向偏距對葉柵性能同樣有較大影響，通過合理布置后排葉片相對 前排葉片的周向位置可以顯著改善串列葉片的氣動性能。
[0004] 在已經服役的發動機型號中，串列葉片更易于被應用于壓氣機的末級靜子，以實 現過大的氣流轉折角。此時，串列葉片進口工況更容易為非設計工況，有必要研究其在設計 點和非設計點下多工況的氣動性能，并基于多工況的性能提出串列葉片構型的優化方案， 為串列葉片在航空發動機工程中的應用提供指導。
【發明內容】
[0005] 本發明針對現有技術存在的上述不足，提出一種多工況點高負荷壓氣機葉片的氣 動實現方法，能夠兼顧葉柵設計點和非設計點多工況性能的最佳周向偏距在0.67~0.80之 間，為航空發動機軸流壓氣機的工程設計提供借鑒。
[0006] 本發明是通過以下技術方案實現的：
[0007] 本發明通過選擇高負荷軸流壓氣機末級串列葉片，兼顧葉柵設計點和非設計點的 多工況性能，通過數值模擬分析方法給出最佳的周向偏距設計值范圍。
[0008] 本發明具體包括以下步驟：
[0009] 1)選擇要研究的雙圓弧型面串列葉片二維葉柵模型，弦長比為1:1，前后排葉片的 中軸向偏距A0 = a/cf = -0.1，其中a為前后排葉片的軸向重疊距離，cf為前排葉片的氣動弦 長，號表示后排葉片伸到前排葉片通道內；周向偏距的定義為PP = b/t，其中b為前排葉 片吸力面尾緣控制點到后排葉片壓力面尾緣控制點間的周向距離，t為后排葉片周向間距。 固定軸向偏距為-〇. 1，構造周向偏距分別為〇 .5、0.6、0.67、0.8、0.85的五種串列葉柵計算 方案，計算得出各個方案在設計點和非設計點工況下的總壓損失系數和出口氣流角分布。
[0010] 所述的總壓損失系數為其中，分別為進、出口總壓； Pinlet為進口靜壓。
[0011] 所述的出口氣流角爲分布為：
，其中：pdPv；^別為出口的密度和速 度;t為葉柵柵距。
[0012] 總壓損失系數和出口氣流角是評價壓氣機末級靜子性能的重要指標，高負荷葉片 的設計準則應該是在保證大氣流折轉能力的同時使葉片損失盡可能小，且出口氣流角滿足 規定值，出口級葉柵出氣角應該越接近〇°越好。
[0013] 2)分析二維串列葉柵在各工況點的總壓損失系數和出口氣流角結果，選取最小總 壓損失系數小于〇. 1，近喘點總壓損失系數小于〇. 3，近喘點出口氣流角偏離設計值在6.5° 之內的周向偏距串列葉柵計算方案，進行三維串列葉片的幾何造型和求解雷諾平均NS方程 的數值模擬;考察各個周向偏距方案在設計點和非設計點工況下，對三維串列葉片的總壓 損失系數展向分布和出口氣流角沿葉片展向分布的影響。最終得出總壓損失盡可能小，出 口氣流角在〇. 1~90%葉高范圍內偏離設計值小于等于6.5°，且總壓損失和出口氣流角沿 展向分布均勻的優化方案，確定最佳的周向偏距設計值范圍為〇. 67~0.80。
[0014] 所述的求解雷諾平均NS方程的數值模擬是指：采用數值模擬方法求解雷諾平均 Navier-Stokes方程：
，其中：為守恒型參數向量，
，巧和只 分別是無粘矢通量和粘性矢通量，
為熱源項，
Sij為克羅內克符號，
^ = 1°, 為源項： ，義代表外作用力，Wf代表這些外作用力所做的功，
[1 /-/. Wr=pfe-v
[0015] 本發明涉及一種根據上述方法得到的在設計點和近喘點工況性能優化的壓氣機 末級靜子串列葉片，該串列葉片采用交錯平行的串列形式布置，每個葉片形狀為雙圓弧葉 型結構，前后排葉片的弦長比1:1，軸向偏距為_〇. 1，對應的周向偏距為0.67~0.80。 技術效果
[0016] 與現有技術相比，本發明串列葉片在航空發動機的設計點和非設計點工況都能夠 減小損失，提高效率，此外，本發明縮短了發動機的研制時間，節省了大量的研發人力成本。
【附圖說明】
[0017] 圖1為串列葉柵幾何設計參數示意圖；
[0018] 圖中：
；箭頭方向為進氣方向；
[0019]圖2為不同周向偏距方案二維串列葉柵總壓損失系數圖；
[0020]圖3為不同周向偏距方案二維串列葉柵出口氣流角圖；
[0021]圖4為不同周向偏距方案三維串列葉片總壓損失系數展向分布圖；
[0022]圖5為不同周向偏距方案三維串列葉片出口氣流角展向分布圖。
【具體實施方式】
[0023] 本實施例以某航空發動機高負荷軸流壓氣機末級串列葉片為例來說明本發明的 具體實施，包括以下步驟：
[0024] 本實施例壓氣機靜子串列葉片采用雙圓弧葉型，弦長比為1:1，前后排葉片的具體 串列形式如圖1所示，其中軸向偏距A0 = a/Cf = _0.1;在設計點工作時的進口氣流馬赫數約 為0.54,葉片擴壓因子為0.6,葉片采用高負荷設計。
[0025] 根據
【發明內容】
中的設計方法進行如下設計：
[0026] 1)對該串列葉柵進行建模，在設計計算方案時，保持后排葉片的軸向相對位置A0 = -0.1不變，通過改變周向偏距來分析其變化對串列葉柵設計點和非設計點性能的影響。 [0027]周向偏距參數PP取值依次為:0.5、0.6、0.67、0.8、0.85。根據串列葉柵在整機中的 工作情況，設計點工況為正攻角+5°工況，近喘點工況選為負攻角-15°工況進行分析。
[0028] 2)對該串列葉柵進行多種不同周向偏距串列葉柵的計算方案，采用數值模擬方 法，研究各個方案在設計點和非設計點工況下的性能。
[0029]得出計算結果為:在正攻角工況下，增大周向偏距能減小葉柵損失;而在負攻角工 況下，總壓損失隨著周向偏距的增大先減小后增大。周向偏距對串列葉柵出口氣流角也產 生不同的影響，在+5°工況下，串列葉柵的出口氣流角變化相對較小，接近于軸向出氣；當 0.67 < PP < 0.80時，氣流角偏離軸向的角度小于1°，當PP = 0.85時，氣流角偏離軸向約2°。 而在-15°攻角工況下，串列葉柵的出口氣流角變化較大，串列葉柵的出口氣流角隨著周向 偏距的增大而遠離軸向，當0.67 < PP < 0.80時，近喘點出口氣流角偏離設計值在6.5°之內； 在PP = 0.85時氣流角已偏離軸向約9°。因此兼顧壓氣機設計點和非設計點性能時該二維串 列葉柵的最佳周向偏距設計值在〇. 67~0.80之間。
[0030] 3)對不同周向偏距串列葉柵計算方案，進行三維串列葉片的幾何造型和求解雷諾 平均NS方程的數值模擬研究。得出計算結果為:在+5°、0°、-5°攻角工況時，增大周向偏距一 般能在整個葉展范圍內降低葉片損失；而_ 15 °攻角工況時，較大的周向偏距（P P = 0.8， 〇. 85)反而使葉片損失迅速上升。在0°、-5°攻角工況時，主葉展部分(20 %~80 % )的出口氣 流角約為-5° ;_15°攻角工況時，出口氣流角隨周向偏距增大迅速下降，PP = 0.85時氣流偏 離軸向最大處達到-11°。三維串列葉片的性能由于沿展向二次流的存在，加大了葉片損失 和出口氣流角的變化，兼顧壓氣機設計點和非設計點性能時，使得總壓損失盡可能小，出口 氣流角在0.1~90 %葉高范圍內偏離設計值在6.5°之內滿足規定值，且總壓損失和出口氣 流角沿展向分布均勻的最佳周向偏距設計值范圍在〇. 67~0.80之間。
[0031] 上述具體實施為航空發動機壓氣機末級靜子葉片高負荷氣動設計領域，當進口馬 赫數在0.54±10%范圍內工作時，可由本領域技術人員在不背離本發明原理和宗旨的前提 下以不同的方式對其進行局部調整，本發明的保護范圍以權利要求書為準且不由上述具體 實施所限，在其范圍內的各個實現方案均受本發明之約束。
【主權項】
1. 一種多工況點高負荷壓氣機葉片的氣動實現方法，其特征在于，通過選擇高負荷軸 流壓氣機末級串列葉片，兼顧葉柵設計點和非設計點的多工況性能，通過數值模擬分析方 法給出最佳的周向偏距設計值范圍； 1) 采用雙圓弧型面串列葉片二維葉柵模型，設置:弦長比為1:1;前后排葉片的中軸向 偏距W = -^，a為前后排葉片的軸向重疊距離，Cf為前排葉片的氣動弦長，號表示后排 葉片伸到前排葉片通道內；周向偏距PP = f，其中:b為前排葉片吸力面尾緣控制點到后排葉 片壓力面尾緣控制點間的周向距離，t為后排葉片周向間距； 2) 固定軸向偏距為-0.1，構造周向偏距分別為0.5、0.6、0.67、0.8、0.85的五種串列葉 柵計算方案，計算得出各個方案在設計點和非設計點工況下的總壓損失系數和出口氣流角 分布； 3) 分析二維串列葉柵在各工況點的總壓損失系數和出口氣流角結果，選取最小總壓損 失系數小于0.1，近喘點總壓損失系數小于0.3,近喘點出口氣流角偏離設計值在6.5°之內 的周向偏距串列葉柵計算方案，進行Ξ維串列葉片的幾何造型和求解雷諾平均NS方程的數 值模擬，最終得出總壓損失盡可能小，出口氣流角在0.1~90%葉高范圍內偏離設計值小于 等于6.5%且總壓損失和出口氣流角沿展向分布均勻的優化方案，確定最佳的周向偏距設 計值范圍為0.67~0.80。2. 根據權利要求1所述的方法，其特征是，步驟2中： 所述的總壓損失系數3?中：/4。、點也f分別為進、出口總壓;Pinlet為 進口靜壓； 所述的出口氣流角處分布為：其中：化和V2分別為出口的密度和速度；t 為葉柵柵距。3. 根據權利要求1所述的方法，其特征是，步驟3中所述的求解雷諾平均NS方程的數值 模擬是指:采用數值模擬方法求解雷諾平均化vier-Stokes方程：其 中：療為守恒型參數向量，巧和巧.分別是無粘矢通量和粘性矢通量，i j為應力，，0為源項，，無代表外作用力，Wf代表運些外作用力所做的功，W/ = p/r · ? S4.一種根據上述任一權利要求所述方法得到的壓氣機末級靜子串列葉片，其特征在 于，該串列葉片采用交錯平行的串列形式布置，每個葉片形狀為雙圓弧葉型結構，前后排葉 片的弦長比1:1，軸向偏距為-0.1，對應的周向偏距為0.67~0.80。
【文檔編號】F04D29/54GK105840551SQ201610237103
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年4月15日
【發明人】滕金芳, 朱銘敏, 付涵, 楊松霖, 羌曉青
【申請人】上海交通大學