一種壓氣機葉片造型方法
【專利摘要】本發明涉及一種壓氣機葉片造型方法，包括步驟一：將壓氣機葉型型面按氣流順著葉型型面流動的方向依次排序分成四個特征區域：膨脹加速段、激波擴壓段、激波后壓力恢復段和近尾緣壓力面壓力恢復段；步驟二：將步驟一中所述的四個特征區域，分別采用中弧線進行控制，則整個葉型中弧線即由四段中弧線控制，最終確定每段中弧線的幾何參數。本發明的壓氣機葉片造型方法以氣流在各個葉片段的流動特征為理論基礎，將葉片按氣流流動特征劃分為四段進行造型，更適應了氣流的實際流動過程，同時造型計算程序為獨立的計算塊，只需確定幾個輸入參數就可調整葉型，較常規造型方法，不僅有更多的自由度，操作起來也非常方便。
【專利說明】
_種壓氣)機葉片造型方法
技術領域
[0001] 本發明屬于壓氣機設計領域，尤其涉及一種壓氣機葉片造型方法。
【背景技術】
[0002] 隨著航空發動機的發展，風扇/壓氣機要求具有更高的級壓比和級效率，而要提高 風扇/壓氣機的級性能，就需要各葉片排的葉型具有寬的可用攻角范圍、低損失的特性。常 規葉型的設計如某型系列葉型、雙圓弧葉型、多圓弧葉型等雖具有成熟、完善的經驗數據， 但隨著葉片負荷的增加，這類造型方法已經不太容易控制葉型的載荷分布，這就使得葉片 的性能不佳，不能滿足壓氣機高負荷低損失的要求。為了獲得高性能葉型，需要開發一種易 于操作且能合理控制葉型的方法。
【發明內容】
[0003] 本發明的目的是提供一種壓氣機葉片造型方法，解決目前的壓氣機葉型性能不高 的問題。
[0004] 對于壓氣機而言，葉片型面的存在是為了引導氣流在葉柵通道內完成低損失的擴 壓，而葉柵內氣流的整個流動過程直接和葉型型面變化曲率有關。如何分配各個葉片段曲 率分配，決定了各個型面段氣流的加減速過程，即決定了葉型表面的壓力分布。合理分配各 個葉片段的曲率就成了葉型設計的關鍵。
[0005] 因此，本發明的方案是：結合超音平面葉柵流動過程(如圖1所示），將葉型型面分 成四個特征區域:膨脹加速段、激波擴壓段、激波后壓力恢復段和近尾緣壓力面壓力恢復 段。針對這四段區域，分別采用中弧線進行控制，整個葉型中弧線即由四段中弧線控制，每 段中弧線的幾何參數為：
[0006] 出口幾何角私=私-Mi
[0008] 中弧線中心坐標:Xi〇 = ;ri sinPi-ι+Xi-1
[0009] yi〇 = yi-i-ri cosPi-i
[0010] 其中，i = l~4,為折射角度，（Xi，yi)為中弧線起始點/終點坐標。這樣依次類推， 可逐段確定所有中弧線的幾何參數，進而確定整個葉型的中弧線。
[0011] 進一步地，確定四段中弧線的折轉角關參數(相關參數包括折轉角度及中弧 線的長度)的設計方法：
[0012] l)i = l時，βρθ:為第一段中弧線的折射角，第一段中弧線控制膨脹加速段，所述第 一段中弧線的彎度占整個葉型總彎度的5%~10%，所述第一段中弧線的長度占整個葉型 弦長的5%~10%;
[0013] 2)i = 2時，8卩02為第二段中弧線的折射角，第二段中弧線控制激波擴壓段，所述第 二段中弧線的彎度占整個葉型總彎度的5%~10%，所述第二段中弧線的長度占整個葉型 弦長的5%~10%;
[0014] 3)i = 3時，即θ3為第三段中弧線的折射角，第三段中弧線控制激波后壓力恢復段， 所述第一段中弧線的彎度占整個葉型總彎度的50%以上，所述第三段中弧線的長度占整個 葉型弦長的50%以上；
[0015] 4)i = 4時，即θ4為第四段中弧線的折射角，第四段中弧線為近尾緣壓力面壓力恢 復段。
[0016] 本發明的壓氣機葉片造型方法以氣流在各個葉片段的流動特征為理論基礎，將葉 片按氣流流動特征劃分為四段進行造型，更適應了氣流的實際流動過程，同時造型計算程 序為獨立的計算塊，只需確定幾個輸入參數就可調整葉型，較常規造型方法，不僅有更多的 自由度，操作起來也非常方便。
【附圖說明】
[0017] 此處的附圖被并入說明書中并構成本說明書的一部分，示出了符合本發明的實施 例，并與說明書一起用于解釋本發明的原理。
[0018] 圖1為本發明一實施例的超聲平面葉柵流動物理圖畫簡化圖。
[0019] 圖2為本發明一實施例的葉型分段示意圖。
[0020] 圖3為本發明一實施例的中弧線幾何圖。
[0021 ]圖4為本發明一實施例的葉型設計流程圖。
【具體實施方式】
[0022]為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中 的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例型的，旨在用 于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人 員在沒有作出創造型勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。下 面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。
[0023]在本發明的描述中，需要理解的是，術語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底"、"內"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所 示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護 范圍的限制。
[0024] 對于壓氣機而言，葉片型面的存在是為了引導氣流在葉柵通道內完成低損失的擴 壓，而葉柵內氣流的整個流動過程直接和葉型型面變化曲率有關。如何分配各個葉片段曲 率分配，決定了各個型面段氣流的加減速過程，即決定了葉型表面的壓力分布。合理分配各 個葉片段的曲率就成了葉型設計的關鍵。
[0025] 因此如圖1所示，本發明結合超音平面葉柵流動過程:將葉型型面分成四個特征區 域:膨脹加速段、激波擴壓段、激波后壓力恢復段和近尾緣壓力面壓力恢復段，針對這四段 區域，分別采用中弧線進行控制，整個葉型中弧線即由四段中弧線控制。
[0026]如圖2所示，根據初始葉型計算結果或參考其它性能較優的葉型曲率分布規律初 步給定四段中弧線各自折轉角度9i(i = l~4)和對應多長比例的葉型段來完成這個角度的 氣流折轉。
[0027]如圖3,以第一段中弧線為例，對于一段需要優化的葉型來說，已知條件為:葉型中 弧線起始點坐標(XQ，yQ)，進口幾何角出口幾何角，中弧線對應的氣流折轉角Θ:，中弧線 終點對應橫向坐標(XI，y 1)，中弧線參數為：
[0028]出口 幾何角 fo = f3〇-01;
[0030] 中弧線中心坐標：XI。= ris ?ηβο+χο;
[0031] yi〇 = y〇-ricosPo；
[0032] 對于第二段中弧線來說，由于第二段中弧線的起點是第一段中弧線的終點，因此 已知條件便成了：葉型中弧線起始點坐標(x^yi)即為第一段中弧線的終點坐標，進口幾何 角扮(第二段中弧線的進口幾何角即為第一段中弧線的出口幾何角），出口幾何角β 2,中弧線 對應的氣流折轉角θ2，中弧線終點對應橫向坐標(X2，y 2)，故第二段中弧線參數為：
[0033] 出口 幾何角 β2 = β?-θ2;
[0035] 中弧線中心坐標：X2〇 = r2sinPi+xi;
[0036] y2〇 = yi-r2C〇sPi；
[0037] 這樣依次類推，可逐段確定所有中弧線段的幾何參數，進而確定整個葉型的中弧 線。
[0038] 而上述公式中折射角關參數的設計方法為：
[0039] 1)當i = l時，βρθ:為第一段中弧線的折射角，第一段中弧線控制氣流加速膨脹，這 一段的中弧線彎度所占比例不宜太大，因此第一段中弧線的彎度占整個葉型總彎度的5% ~10%，同時長度占整個葉型弦長的5%_10% ;
[0040] 2)當i = 2時，8卩02為第二段中弧線的折射角，第二段中弧線控制激波擴壓，這一段 的中弧線彎度增長盡可能保持平緩，同時這段占整個葉型弦長比例也不宜過大，因此第二 段中弧線的彎度占整個葉型總彎度的5%~10%，同時第二段中弧線的長度占整個葉型弦 長的5%~10%;
[0041] 3)當i = 3時，即θ3為第三段中弧線的折射角，第三段中弧線控制激波后壓力恢復 段，此段是葉型彎度增加的主要區間，該區間的葉型彎度增加應占整個葉型總彎度的50% 以上，馬赫數越高，此段的彎度占的比例應越大，同時這段占整個葉型弦長的比例也應該最 大，第三段中弧線的長度同時占整個葉型弦長的50%以上；
[0042] 4)當i=4時，即θ4為第四段中弧線的折射角，第四段中弧線為近尾緣壓力面壓力 恢復段，此段所占葉型弦長比例較小，同時此段的彎度也不宜太大。
[0043]在具體實施過程中，上文中的過程通過程序編制形成固定的模塊即可完成。如下 圖4葉片通過四段中弧線造型生成，通過流面計算程序MISES、三維程序校驗葉型特性是否 需要反饋調整各葉片段的彎度分布，直到葉型滿足設計要求。程序的輸入只需要確定四段 中弧線的折轉角9i(i = l~4)和對應的相對弦向長度，因此操作起來非常方便。
[0044] 下面選用某壓氣機進口級的葉中型面為例，進口馬赫數1.1，葉型彎角為32°。各段 中弧線的折轉角度和對應弦長比例如下表1所示：
[0045] 表 1
[0047]經過上述的過程得到的以上參數的葉型具有較低的能力損失。
[0048]本發明的壓氣機葉片造型方法以氣流在各個葉片段的流動特征為理論基礎，將葉 片按氣流流動特征劃分為四段進行造型，更適應了氣流的實際流動過程，同時造型計算程 序為獨立的計算塊，只需確定幾個輸入參數就可調整葉型，較常規造型方法，不僅有更多的 自由度，操作起來也非常方便。
[0049]以上所述，僅為本發明的最優【具體實施方式】，但本發明的保護范圍并不局限于此， 任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換， 都應涵蓋在本發明的保護范圍之內。因此，本發明的保護范圍應以所述權利要求的保護范 圍為準。
【主權項】
1. 一種壓氣機葉片造型方法，其特征在于，包括 步驟一:將壓氣機葉型型面按氣流順著葉型型面流動的方向依次排序分成四個特征區 域:膨脹加速段、激波擴壓段、激波后壓力恢復段和近尾緣壓力面壓力恢復段； 步驟二:將步驟一中所述的四個特征區域，分別采用中弧線進行控制，則整個葉型中弧 線即由四段中弧線控制，每段中弧線的幾何參數為： 出口幾何角權二心廣 中弧線的半徑：中弧線的中屯、坐標:Xio = ri Si址i-1+Xi-i yi〇 = yi-i-ri cos0i-i 其中，i = l~4，θι為折射角，（xi，yi)為中弧線的起始點/終點坐標。2. 根據權利要求1所述的壓氣機葉片造型方法，其特征在于，所述折射角θι相關參數的 設計方法為： 1. i = l時，即θι為第一段中弧線的折射角，第一段中弧線控制膨脹加速段，所述第一段 中弧線的彎度占整個葉型總彎度的5%~10%，所述第一段中弧線的長度占整個葉型弦長 的5%~10%; 2. i = 2時，即θ2為第二段中弧線的折射角，第二段中弧線控制激波擴壓段，所述第二段 中弧線的彎度占整個葉型總彎度的5%~10%，所述第二段中弧線的長度占整個葉型弦長 的5%~10%; 3. i = 3時，即θ3為第Ξ段中弧線的折射角，第Ξ段中弧線控制激波后壓力恢復段，所述 第Ξ段中弧線的彎度占整個葉型總彎度的50% W上，所述第Ξ段中弧線的長度占整個葉型 弦長的50 % W上； 4. i = 4時，即θ4為第四段中弧線的折射角，第四段中弧線為近尾緣壓力面壓力恢復段。
【文檔編號】F04D29/38GK106089801SQ201610657506
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年8月11日 公開號201610657506.9, CN 106089801 A, CN 106089801A, CN 201610657506, CN-A-106089801, CN106089801 A, CN106089801A, CN201610657506, CN201610657506.9
【發明人】尹松
【申請人】中國航空工業集團公司沈陽發動機設計研究所