CN101109395A - 带吸力边喷气的叶轮机械翼型 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种叶轮机械技术领域的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，包括：翼型本体、控制气体输入管、气体主流道、气体分支流道、导流部件、吸力边喷气孔，翼型本体内部是空腔，气体主流道、气体分支流道置于空腔内，控制气体输入管置于翼型本体外侧，控制气体输入管一端与气体主流道一端相通，气体主流道另一端与气体分支流道相通，气体分支流道之间设有导流部件，吸力边喷气孔设置一扇形突片，使吸力边喷气孔呈扇形结构，吸力边喷气孔等距离设置在翼型本体吸力边靠近尾缘处，吸力边喷气孔的直径沿翼型本体的尾缘成等差数列分布。本发明填补了翼型本体尾缘的速度亏损，减小尾迹区的速度脉动，减小翼型的尾迹宽度，降低干涉噪声。
Description
技术领域
本发明涉及一种叶轮机械技术领域的翼型，具体是一种带吸力边喷气的叶轮机械翼型。
背景技术
叶轮机械不仅广泛应用于能源动力、化工石油、矿山冶金、交通运输、建筑空调、食品医药，水利工程等国民经济的各生产部门，与人们的日常生活息息相关；而且在航空航天等国防尖端技术领域也有重要的用途，如此广泛的应用使得叶轮机械在国民经济和国防建设中占有重要的地位，也因此吸引了人们对叶轮机械的性能倍加关注。与此同时，叶轮机械的运转，尤其是航空发动机产生的高分贝噪声影响人们的正常生活，叶轮机械的噪声问题也日益受到人们的关注。因此，提高叶轮机械的效率、扩大其运行范围、提高运行的安全和可靠性、降低运行噪声，不仅在提高效益和环境保护方面有着举足轻重的地位，而且在提高我国工业发展水平方面具有重要而深远的意义。在压缩机、航空发动机等叶轮机械的流动中，叶片尾缘压力面和吸力面处存在边界层的分离，在叶片尾部形成速度亏损的尾迹区。边界层分离流动以及尾迹区流动是复杂的气动现象，它对下游叶片有很大的影响，非定常尾迹与叶片相互作用，不仅影响叶片的性能，还将产生干涉噪声。
经对现有技术的文献检索发现，Minton在其硕士论文《Wake FillingTechniques for Reducing Rotor-Stator Interaction Noise》(维吉尼亚理工大学2005年硕士学位论文《降低动静干涉噪声的尾迹填充技术》)提出通过翼型吸力边吹气能够降低动静叶片相互干涉的噪声，通过在翼型吸力面开一些等直径的小孔，从翼型的底部和顶部同时供气，从小孔喷出的气体能减小翼型尾缘处的边界层分离。但是其存在不足之处：小孔是等直径的，使从小孔喷出的气体沿叶高分布不均匀，另外，小孔成圆形结构，喷出的气体与主流形成马蹄涡结构，影响下游叶片性能，并且小孔喷射气流在主流中的穿透率较大。
发明内容
本发明针对现有技术的不足，提出一种带吸力边喷气的叶轮机械翼型，使其能够有效地改善翼型尾部的流动，改善吸力面处的边界层分离以及翼型的尾部流动，减小对下游叶片的影响，改善气动性能，降低动静干涉噪声。
本发明是通过以下技术方案实现的，本发明包括：控制气体输入管、气体主流道、气体分支流道、导流部件、翼型本体、吸力边喷气孔，连接关系为：翼型本体内部是空腔，气体主流道、气体分支流道置于空腔内，控制气体输入管置于翼型本体外侧，控制气体输入管一端与气体主流道一端相通，气体主流道另一端与气体分支流道相通，气体分支流道之间设有导流部件，吸力边喷气孔设置一扇形突片，使吸力边喷气孔呈扇形结构，吸力边喷气孔等距离设置在翼型本体吸力边靠近尾缘处，吸力边喷气孔的直径沿翼型本体的尾缘从翼型本体设有控制气体输入管一端到翼型本体另一端成等差数列分布。
所述吸力边喷气孔中，靠近控制气体输入管的吸力边喷气孔直径最大，最大直径d为翼型本体最大厚度的1/5-1/4，最小直径≥0.3d。
所述吸力边喷气孔之间距离为0.8d-1.2d。
所述吸力边喷气孔中心连线与翼型尾缘的距离为2.5d-4d。
所述突片，为扇形结构，扇形的圆心和吸力边喷气孔的圆心重合。
所述突片，其扇形的圆心角角度为60°-110°。
所述导流部件，其与气体主流道内壁的距离从气体主流道连接控制气体输入管一端到气体主流道另一端逐渐减小，使得气体主流道成渐缩结构，从而吸力边喷气孔径向出气均匀。
所述导流部件，其与气体主流道相连的处为月牙形结构，其压力面处半径为0.5d-1d，吸力面处半径为0.8d-1.5d，并且压力面处半径大于吸力面处半径。
所述气体主流道，其截面为方形结构。
所述气体分支流道，与气体主流道相连处截面是方形结构，在气体分支流道出口处截面过渡为圆形结构。
本发明在工作时，通过控制气体输入管气体的输入，在导流部件的作用下，气体流经气体主流道以及气体分支流道，然后从吸力边喷气孔喷出，喷出的气流与主流掺混，使得尾迹区的速度亏损降低，翼型本体的出口流动均匀，减小翼型本体吸力边边界层的分离，并能减小翼型的阻力和压力损失，在吸力边喷气孔喷口处的突片，使圆孔成扇形结构，有利于降低喷气射流在横流中穿透率，避免马蹄涡的形成。由于输入的气体量较少，对风机的整体气动性能基本上没有影响，但能降低动静叶之间的干涉效应，降低干涉噪声。
本发明不改变原有翼型本体的外型，保证了原有翼型的气动性能。翼型当作压缩机或者航空发动机的进口导叶使用时，可以减小进口导叶的边界层分离，减小尾迹对下游动叶的冲击影响，降低导叶表面的非定常力，降低干涉噪声。翼型当作转子使用时，一方面减小转子尾迹对下游静叶的影响，而且对温度较高的转子有一定的降温作用。
与现有技术相比，本发明结构简单，设计合理，在保留原有翼型结构参数的前提下，通过在翼型本体吸力面靠近尾缘处布置孔径成等差数列分布的吸力边喷气孔，并且在孔出气边设置突片使吸力边喷气孔成扇形结构，气体从吸力边喷气孔喷出后，在主流中的穿透率较小，并且使翼型本体尾缘的速度亏损减小，减小边界层的分离，同时喷气使下游叶片入口速度均匀，降低叶片非定常脉动力，从而降低动静干涉噪声。本发明的翼型相对一般形式的翼型，能降低动静叶的干涉噪声5-10dB，同时能减轻对下游叶片的脉动力冲击。
附图说明
图1为本发明的翼型整体结构图；
图2为本发明的翼型内部结构图；
图3为本发明的导流部件局部放大图；
图4为本发明的吸力边喷气孔的形状图；
图5为本发明的翼型尾缘吸力边喷气孔分布位置图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
如图1所示，本实施例包括：控制气体输入管1、气体主流道2、气体分支流道3、导流部件4、吸力边喷气孔5、翼型本体6，连接关系为：翼型本体6内部是空腔，气体主流道2、气体分支流道3置于空腔内，控制气体输入管1置于翼型本体6外侧，控制气体输入管1一端与气体主流道2一端相通，气体主流道2另一端与气体分支流道3相通，气体分支流道3之间设有导流部件4，吸力边喷气孔5中设置一突片7，使吸力边喷气孔5呈扇形结构，吸力边喷气孔5等距离设置在翼型本体6吸力边靠近尾缘处，吸力边喷气孔5的直径沿翼型本体的尾缘从翼型本体6设有控制气体输入管1一端到翼型本体6另一端成等差数列分布。
所述吸力边喷气孔5中，靠近控制气体输入管1的吸力边喷气孔5直径最大，最大直径d为翼型本体6最大厚度的1/5-1/4，最小直径≥0.3d。
所述吸力边喷气孔5之间距离L为0.8d-1.2d。
所述吸力边喷气孔5中心连线与翼型6尾缘的距离S为2.5d-4d。
所述突片7，为扇形结构，扇形的圆心和吸力边喷气孔5的圆心重合。
所述突片7，其扇形的圆心角角度β为60°-110°。
所述导流部件4，其与气体主流道2内壁的距离D从气体主流道2连接控制气体输入管1一端到气体主流道2另一端逐渐减小，使得气体主流道2成渐缩结构，从而吸力边喷气孔5径向出气均匀。
所述导流部件4，其与气体主流道2相连的处为月牙形结构，其压力面处半径R1为0.5d-1d，吸力面处半径R2为0.8d-1.5d，并且R2＞R1。
所述气体主流道2，其截面为方形结构。
所述气体分支流道3，其与气体主流道2相连处截面是方形结构，在气体分支流道3出口处截面过渡为圆形结构。
本实施例在工作时，通过控制气体输入管1气体的输入，在导流部件4的作用下，气体流经气体主流道2流入气体分支流道3，然后从吸力边喷气孔5喷出，喷出的气流与主流掺混，使得尾迹区的速度亏损降低，吸力边喷气孔5出口流动均匀，减小翼型本体6吸力边边界层的分离，并能减小翼型本体6的阻力和压力损失，在吸力边喷气孔5喷口处设置突片7，使圆孔成扇形结构，有利于降低喷气射流在横流中穿透率，避免马蹄涡的形成。由于输入的气体量较少，对风机的整体气动性能基本上没有影响，但能降低动静叶之间的干涉效应，降低干涉噪声。
与现有技术相比，本实施例结构简单，设计合理，在保留原有翼型结构参数的前提下，通过在翼型本体6吸力面靠近尾缘处布置孔径成等差数列分布的吸力边喷气孔5，并且在孔出气边设置突片7使吸力边喷气孔5成扇形结构，气体从吸力边喷气孔5喷出后，在主流中的穿透率较小，并减小边界层的分离，同时喷气使下游叶片入口速度均匀，降低叶片非定常脉动力，从而降低动静干涉噪声。本实施例的翼型相对一般形式的翼型，能降低动静叶的干涉噪声5-10dB，同时能减轻对下游叶片的脉动力冲击。
Claims (10)
1.一种带吸力边喷气的叶轮机械翼型，包括翼型本体、控制气体输入管、气体主流道、气体分支流道、导流部件、吸力边喷气孔，翼型本体内部是空腔，气体主流道、气体分支流道置于空腔内，控制气体输入管置于翼型本体外侧，控制气体输入管一端与气体主流道一端相通，气体主流道另一端与气体分支流道相通，气体分支流道之间设有导流部件，其特征在于，吸力边喷气孔设置一扇形突片，吸力边喷气孔呈扇形结构，吸力边喷气孔等距离设置在翼型本体吸力边靠近尾缘处，吸力边喷气孔的直径沿翼型本体的尾缘从翼型本体设有控制气体输入管一端到翼型本体另一端成等差数列分布。
2.根据权利要求1所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述吸力边喷气孔，其靠近控制气体输入管为最大直径d，最大直径d大小为翼型最大厚度的1/5-1/4，最小直径≥0.3d。
3.根据权利要求1或2所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述吸力边喷气孔之间距离为0.8d-1.2d。
4.根据权利要求1或2所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述吸力边喷气孔中心连线与翼型尾缘的距离为2.5d-4d。
5.根据权利要求1所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述突片，为扇形结构，扇形的圆心和吸力边喷气孔的圆心重合。
6.根据权利要求1或5所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述突片，其扇形的圆心角为60°-110°。
7.根据权利要求1所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述导流部件，其与气体主流道内壁的距离从气体主流道连接控制气体输入管一端到气体主流道另一端逐渐减小。
8.根据权利要求1或7所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述导流部件，其与气体主流道相连处为月牙形结构，导流部件压力面处半径为0.5d～1d，吸力面处半径为0.8d～1.5d，并且压力面处半径大于吸力面处半径，d为吸力边喷气孔靠近控制气体输入管的最大直径。
9.根据权利要求1所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述气体主流道，其截面为方形结构。
10.根据权利要求1所述的带吸力边喷气的叶轮机械翼型，其特征是，所述气体分支流道，其与气体主流道相连处截面是方形结构，在气体分支流道出口处截面过渡为圆形结构。
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