一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法

本發明涉及航空發動機，尤其涉及壓氣機氣動設計領域，具體來說涉及一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法。

背景技術：

1、隨著能源動力需求的不斷提高，對燃氣輪機與航空發動機性能要求也不斷提升，作為燃氣輪機與航空發動機三大部件之一的壓氣機，不斷向大流量、高負荷、高效率、寬裕度的方向發展。高性能壓氣機始終是研究重點，其工作過程中工質呈強逆壓梯度，較易發生分離，這使得壓氣機設計難度非常大。其中，壓氣機葉片的形狀與氣動性能對壓氣機的整體性能起著關鍵作用。

2、完整的壓氣機二維葉型幾何包括前緣、吸力面、壓力面、尾緣四個部分，其中吸力面與前緣是影響葉型性能的關鍵部位，合理控制吸力面側邊界層的發展情況對降低葉型損失與擴大葉型攻角范圍的作用顯著。壓氣機葉型的前緣附近型線曲率對于邊界層的影響更為顯著，因為前緣及吸力面葉身的曲率不連續將會導致葉片表面區域產生尖峰形的速度波動，使附面層厚度迅速增加甚至導致提前轉捩，使葉型氣動性能急劇惡化。并且，不同形狀的曲率連續前緣對可用攻角的范圍影響也有較大差別。

3、乘波體是一種外形是流線型，在設計點其所有前緣都具有附體激波的超音速或高超音速飛行器。它的設計與常規的由已知物理外形求解流場的方法相反，而是先給定超音速或高超音速流場，然后再推導出外形。由于所有激波均貼附于前緣，使得整個構型好像“騎”在激波面上，因此這類飛行器被命名為“乘波體”(waverider)。

4、在設計飛行條件下，乘波體所產生的激波附著在前緣，將飛行器上下表面的流動隔離開來，消除了流動泄露，使得激波后的高壓區被完全包裹在飛行器的下表面。由于高壓區的存在及流動泄露的消除，飛行器可以獲得更大的升力，進而獲得更大的升阻比，甚至突破“升阻比屏障”，并且飛行ma數越高，優勢越突出。乘波體型線具有以下優點：氣動效率較高，比其他外形有較高的升阻比在偏離設計條件下仍能保持有力的氣動性能；預壓縮效率高。

技術實現思路

1、針對現有技術存在的上述不足，本發明的目的在于解決現有技術中無法利用給定激波來設計壓氣機葉型的問題，提供一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，能夠利用激波形狀來設計吸力面形狀，同時保證了該葉型具備乘波體的優點。

2、為了解決上述技術問題，本發明采用的技術方案是這樣的：一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，其特征在于：包括如下步驟：

3、1)將壓氣機葉片的的吸力面型線分為兩段，其中，第一段吸力面型線從葉片前緣延伸至葉片中部，第二段吸力面型線從葉片中部延伸至葉片尾緣；

4、2)利用錐形流理論追蹤激波后的流線來擬合第一段吸力面型線；

5、3)通過三次bezier曲線擬合形成第二段吸力面型線；

6、4)采用兩段三次bezier曲線擬合壓力面的多個控制點，構建壓力面型線；

7、5)采用內切圓弧構造曲率連續的前緣和尾緣，并通過前緣和尾緣將吸力面型線和壓力面型線相連，形成完整的壓氣機葉片型線。

8、進一步地，利用錐形流理論追蹤流線，給定激波角、來流壓力、溫度、馬赫數，求解基準流場，在平面激波后的流場中追蹤前緣曲線上點的流線，構成靠近前緣的第一段吸力面型線。

9、進一步地，確定用于構造第二段吸力面型線的三次bezier曲線的控制點，然后根據三次bezier曲線的控制點構建第二段吸力面型線；其中，所述三次bezier曲線滿足在其與第一段吸力面型線連接點處的一階導數連續和二階導數連續。

10、進一步地，確定用于構造壓力面型線的兩段三次bezier曲線的控制點，然后根據兩段三次bezier曲線的控制點構造壓力面型線；其中，控制點滿足所述兩段三次bezier曲線連接點處一階導數連續和二階導數連續。

11、進一步地，擬合第二段吸力面型線以及擬合壓力面型線的多個控制點，均通過擬合現有葉片的葉型的吸力面和壓力面得到。

12、進一步地，步驟5)中前緣構造步驟包括：

13、以吸力面型線的起點作為吸力面與前緣的連接點，通過該連接點作吸力面型線與壓力面型線的內切圓，該內切圓與壓力面型線相交于一切點，該切點及為前緣與壓力面型線的連接點，以該內切圓的圓心及半徑作為前緣的圓心及半徑，以吸力面型線起點為起點，切點為終點作圓弧即為圓弧形前緣。

14、進一步地，步驟5)中后緣構造步驟包括：

15、以吸力面型線終點作為吸力面與尾緣的連接點，通過該連接點作吸力面與壓力面的內切圓，該內切圓與壓力面相交于一切點；以該內切圓的圓心及半徑作為尾緣的圓心及半徑，以吸力面型線終點為起點，切點為終點作圓弧即為圓弧形尾緣。

16、與現有技術相比，本發明具有如下優點：

17、本發明實現了將錐形流理論運用到壓氣機葉型設計中，可以使設計者利用給定的激波來設計壓氣機葉型，使得在超聲速流動中，該壓氣機葉型氣動效率較高，預壓縮效率高，具有乘波體所具有的優點。

技術特征：

1.一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，其特征在于：包括如下步驟：

2.根據權利要求1所述的一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，其特征在于：利用錐形流理論追蹤流線，給定激波角、來流壓力、溫度、馬赫數，求解基準流場，在平面激波后的流場中追蹤前緣曲線上點的流線，構成靠近前緣的第一段吸力面型線。

3.根據權利要求1所述的一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，其特征在于：確定用于構造第二段吸力面型線的三次bezier曲線的控制點，然后根據三次bezier曲線的控制點構建第二段吸力面型線；其中，所述三次bezier曲線滿足在其與第一段吸力面型線連接點處的一階導數連續和二階導數連續。

4.根據權利要求1所述的一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，其特征在于：確定用于構造壓力面型線的兩段三次bezier曲線的控制點，然后根據兩段三次bezier曲線的控制點構造壓力面型線；其中，控制點滿足所述兩段三次bezier曲線連接點處一階導數連續和二階導數連續。

5.根據權利要求1所述的一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，其特征在于：擬合第二段吸力面型線以及擬合壓力面型線的多個控制點，均通過擬合現有葉片的葉型的吸力面和壓力面得到。

6.根據權利要求1所述的一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，其特征在于：步驟5)中前緣構造步驟包括：

7.根據權利要求1所述的一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，其特征在于：步驟5)中后緣構造步驟包括：

技術總結
本發明公開了一種基于錐形流理論的超聲速壓氣機葉型設計方法，包括如下步驟：1)將壓氣機葉片的的吸力面型線分為兩段；2)利用錐形流理論追蹤激波后的流線來擬合第一段吸力面型線；3)通過三次Bezier曲線擬合形成第二段吸力面型線；4)采用兩段三次Bezier曲線擬合壓力面的多個控制點，構建壓力面型線；5)采用內切圓弧構造曲率連續的前緣和尾緣。本發明使得靠近前緣的壓力面型線為追蹤激波后流線得來的，可以使設計者根據已知激波進行葉型設計，并且具備預壓縮效率高、氣動效率較高等優點。

技術研發人員：蔡樂,張浩宇,王松濤,付海晏,李果,趙文源
受保護的技術使用者：哈爾濱工業大學
技術研發日：
技術公布日：2024/10/21