CN103790639A - 一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，属于机械装置及运输技术领域。本发明采用在叶片近端壁区向前探伸尖锐前缘的方法实现修型，首先在原始叶片上选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域，得到向前探伸后得到的前缘为空间曲线，然后对端区叶片进行边条修型处理得到新叶片，最后采用计算流体力学工具的参数化研究方法，优化步骤3得到的新叶片。本发明效仿飞机边条翼原理，结合叶轮机叶片近端壁区扭曲附面层造成局部大攻角运行的实际情况，提供了一种新的叶轮机叶片前缘修型技术，由此使端区流动处于合适攻角范围，削弱或消除端壁区角区分离，从而有效改善叶轮机叶片绕流，提升叶轮机性能的作用。适用于航空、航天、航海及能源动力领域。

Description

一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法

技术领域

本发明涉及一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，属于机械装置及运输技术领域。

背景技术

端区附面层广泛存在于叶轮机内部流动中。由于转静叶片相对旋转，导致每排叶片几乎均接受速度剖面扭曲端壁附面层，这意味着，在端区，叶片来流攻角通常很大，结合与叶表附面层相互作用，将导致叶片端区基元流动恶化和角区分离，继而产生较大流动损失、裕度降低。国际上很多研究证明了这一点，例如，W.B.Roberts^[1]基于NASA的12套中间级压气机设计及试验数据，通过研究叶落后角展向分布表明在叶片端区存在明显的角度差异。Klein^[2]研究认为涡轮中端壁附面层扭曲会增强二次流和损失。Hoeger^[3]指出在主流区2度进气攻角下端壁附面层内气流扭曲达15度，叶栅将完全失速，为此他提出了添加角区倒圆结构的修型方案，并认为施加前缘倒圆获得了较好的附着流动、抑制了分离失速。因此，探索扭曲端壁附面层控制措施一直是研究者的追求目标。这方面外流的成功方法值得借鉴。例如飞机采用边条翼使得大攻角机动飞行时飞机升力大幅度提高，其基本原理是，通过在机翼与机身前缘交汇处施加大幅前探具有尖锐前缘的机翼翼面，使得大攻角飞行时在尖锐前缘处产生较强的附着涡，该涡大幅增加了前缘吸力，并通过使气流快速折转提供了较大的涡升力，继而大幅提高了飞机升力。叶轮机中，端区附面层扭曲天然地形成了高攻角工作状况，如果能借鉴飞机边条翼，将可能将端区低能流团卷席至主流，且通过前缘集中涡将流动方向快速扭转到叶片方向，会大大降低损失，提高叶轮机性能。

基于上述思路，对采用常规方法设计的叶片，在近端壁区前缘进行所申请的特殊处理，使得其可以削弱甚至消除角区分离，改善叶轮机性能。

[1]W.B.Roberts,G.K.Serovy,D.M.Sandercock.Modeling the3-D Flow Effectson Deviation Angle for Axial Compres-sor Middle Stages[J].Journal of Engeneeringfor Gas Turbines and Power,1986,108(1):131-137.

[2]Klein,A.,1966,“Untersuchungen über den Einfluβ der

auf die

in den Beschaufelungen von Axialturbinen“,Forschungim In-genieurwesen,Bd.32(1966)Nr.6,pp.175-188

[3]Martin Hoeger,Ralf Dietmar Baier,Ralf Muller.Impact of a Fillet onDiffusing Vane Endwall Flow Structure[C].ISROMAC2006-057

发明内容

本发明目的是为解决角区分离问题、适应端区附面层扭曲，提供一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，能抑制端区附面层发展，削弱甚至消除角区分离、降低总损失、改善叶轮机叶片绕流流动结构。

本发明采用在叶片近端壁区向前探伸尖锐前缘的方法实现修型，具体包括如下步骤：

步骤1，根据实际设计要求，采用常规方法进行叶轮机叶片设计：叶型由中弧线叠加厚度形成，展向不同位置处的叶型沿设计者所确定的积叠线积叠成叶片，其中叶型前缘是与叶表相切的椭圆形，椭圆形中心在叶型中弧线前端点。

步骤2，根据步骤1设计的叶片，选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域。具体方法为：

步骤2.1，根据附面层理论估算或数值模拟方法，确定来流端壁附面层全工况最大厚度δ。实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围为：向前探伸的前缘高度h满足h=0.5δ～4δ；沿叶型中弧线方向度量，叶型前缘在端壁前伸长度L满足0.2h<L<10h。

步骤2.2，叶片在满足步骤2.1确定的实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围内，沿展向各截面叶型的中弧线前端点处方向或者中弧线前端点处方向±5°范围内向前探伸，向前探伸后得到的前缘为空间曲线，定义为“边条缘线”。

所述边条缘线在端壁中弧线前端点方向所在平面内的投影为一条光滑曲线，曲线形状不超过长轴、短轴分别为h和L的1/4椭圆范围。

步骤3，在步骤2确定边条缘线基础上，对端区叶片进行边条修型处理。具体方法为：

步骤3.1，在步骤2选定的实施近端壁区向前探伸前缘区域内，从端壁至高度h之内选取多个展向位置(选取的位置数量越多，形成的叶表形状越光滑)，对包括端壁、高度h处及中间选取的每个展向位置进行叶片向前探伸处理，每个位置的前伸量按对应的步骤2.2所确定边条缘线变化，其中端壁处前伸量为长度L，高度h处前伸量为0，中间展向位置依次减小。

步骤3.2，找到步骤3.1选取的每个展向位置（包括端壁和高度h处）截面与边条缘线的交点，并找到各个展向位置叶型吸力面和压力面与原始叶型前缘椭圆的切点，将所得各个交点与对应切点连接，获得吸力面延伸线和压力面延伸线。吸力面延伸线和原始吸力面型线构成向前探伸后的吸力面型线，压力面延伸线和原始压力面型线构成向前探伸后的压力面型线。

对所得到的吸力面型线和压力面型线在原始前缘位置进行光滑处理，其构成的外包络面就形成了叶片前缘边条修型后的新叶片。

步骤4，采用计算流体力学(CFD)工具的参数化研究方法，优化步骤3得到的新叶片，并确定实际加工的边条缘线最终形状。

本发明步骤1-步骤4所述的方法不仅适用于轴流、斜流或离心叶轮机的转动叶片或者静止叶片。

有益效果

本发明效仿飞机边条翼原理，结合叶轮机叶片近端壁区扭曲附面层造成局部大攻角运行的实际情况，提供了一种新的叶轮机叶片前缘修型技术，由此使端区流动处于合适攻角范围，削弱或消除端壁区角区分离，从而有效改善叶轮机叶片绕流，提升叶轮机性能的作用。适用于航空、航天、航海及能源动力领域。

附图说明

图1为具体实施例中步骤1所述原始叶片；

图2为本发明实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围和边条缘线形状，其中(a)为具体实施例中最终的边条缘线形状，(b)是本发明方法的边条缘线形状范围示意图；

图3为本发明的修型叶片结构图,其中（a）为修型叶片整体结构，（b）为修型叶片前缘附近结构的局部放大图，(c)为(b)中所标示A向投影；

图4为具体实施例中得到的新叶片；

图5为具体实施例中数值仿真的出口截面总压恢复系数等值云图对比，其中(a)为原型叶片得到的结果，(b)为修型后叶片得到的结果；

图6为具体实施例中数值仿真的流向各位置处横向截面内流线图对比，其中(a)为原型叶片得到的结果，(b)为修型后叶片得到的结果；

图7为具体实施例中的变种形式，即边条修型部分与主叶片分开，分成前叶片和后叶片；

标号说明：

1-原始叶片端壁前缘，2-边条缘线，2_max-边条缘线的最外选取边界，3-原始叶片椭圆前缘中心点连线，4-边条缘线2与端壁截面的交点，5-中弧线，6-边条缘线2在端壁截面的交点，7-原始叶片吸力面，8-原始叶片压力面，9-叶片前伸区表面形线，10-前叶片，11-后叶片，a-原始叶片椭圆前缘的长轴，b-原始叶片椭圆前缘的短轴，h-边条叶片修型区域高度,L-边条叶片修型区域长度，β-中弧线前端点切线的方向角。

具体实施方式

为了更好地说明本发明的目的、步骤和效果，下面结合附图和实施例对本发明内容作进一步说明。

本实施例根据发明内容所述方法对一轴流压气机叶片进行重新设计，并用数值方法验证其作用效果。本实施例有关气动参数如下：进口总压101325Pa，来流马赫数为0.29，主流区48.185°。

步骤1，根据原始叶型数据、叶栅的几何参数和气动参数给出原始压气机叶片形状，如图1所示；

步骤2，在步骤1基础上，对原始叶片端壁前缘1选定实施向前探伸区域。本实施例采用数值模拟方法确定来流端壁附面层厚度δ=12mm，边条缘线2落于图2(b)所示椭圆阴影区内，其中椭圆长短轴分别为L、h，h=0.5～4δ，0.2h<L<10h，在实施向前探伸区域范围内，沿展向各截面叶型的中弧线前端点处方向或者中弧线前端点处方向±5°范围内向前探伸，向前探伸后得到的前缘为边条缘线。

步骤3，在步骤2基础上，针对对前伸区域进行修型处理，获得结果如图3(a)所示，图3(b)是图3(a)前缘边条延伸区放大图，图3(c)是图3(b)的A向投影视图。具体实施过程：在步骤2的区域内，从端壁至高度h处确定10个径（展）向位置，对端壁、前缘高度h处以及中间8个径（展）向位置进行前伸处理，在每个截面的前伸过程中，以端壁截面为例，由该截面原始叶片椭圆前缘中心线3在该截面交点4出发，沿该点处中弧线5方向β=48.185°(可偏折±5°以内)延伸至边条缘线2位置，获得交点6，由此点6向前缘附近吸力面7和压力面8分别做切线或直接连接原始叶型前缘处切点，获得吸力面延伸线和压力面延伸线9，吸力面延伸线和原始吸力面型线构成该截面处的新的吸力面型线，压力面延伸线和原始压力面型线构成该截面处的新的压力面型线。对新型面线在原始前缘位置附近进行处理以避免不光滑。

步骤4，完成步骤3所述的10个径（展）向位置的前伸处理后，对这10个径（展）向位置处的叶型进行曲线或曲面的光滑连接，其构成的外包络面就形成了叶片前缘改型后的新叶片，如图4所示。

步骤5，对步骤4得到的新叶片进行CFD数值优化，确定最终边条缘线如图2(b)所示，其中L=2.33*δ=28mm；h=1.23*δ=14.8mm；优化后的叶片可明显改进端区流动。

根据本实施例设计的叶片形状制作该经前缘修型叶片过程中，需考虑实际叶片几何尺寸、加工工艺、强度等因素，尤其出于工艺考虑，边条缘线并非理性零厚度的，此时可按工艺允许最小厚度加工，如0.2毫米。

对本实施例中制作的前缘修型后的叶片与原始叶片分别进行三维CFD数值模拟，图5是出口截面总压系数等值云图对比，图6是流向各位置处横向截面内流线图，可以看出，经前缘修型后，角区分离得到较好控制，总压损失大幅降低。

本发明的叶片前缘边条修型方法，也可以将边条修型的向前探伸前缘部分与主叶片分开，如图7，形成前叶片和后叶片。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (5)

1.一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1，根据实际设计要求，采用常规方法进行叶轮机叶片设计；

步骤2，根据步骤1设计的叶片，选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域；具体方法为：

步骤2.1，根据附面层理论估算或数值模拟方法，确定来流端壁附面层全工况最大厚度δ；实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围为：向前探伸的前缘高度h满足h=0.5δ～4δ；沿叶型中弧线方向度量，叶型前缘在端壁前伸长度L满足0.2h<L<10h；

步骤2.2，叶片在满足步骤2.1确定的实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围内，沿展向各截面叶型的中弧线前端点处方向或者中弧线前端点处方向±5°范围内向前探伸，向前探伸后得到的前缘为空间曲线，定义为“边条缘线”；

所述边条缘线在端壁中弧线前端点方向所在平面内的投影为一条光滑曲线，曲线形状不超过长轴、短轴分别为h和L的1/4椭圆范围；

步骤3，在步骤2确定边条缘线基础上，对端区叶片进行边条修型处理；具体方法为：

步骤3.1，在步骤2选定的实施近端壁区向前探伸前缘区域内，从端壁至高度h之内选取多个展向位置，对包括端壁、高度h处及中间选取的每个展向位置进行叶片向前探伸处理，每个位置的前伸量按对应的步骤2.2所确定边条缘线变化，其中端壁处前伸量为长度L，高度h处前伸量为0，中间展向位置依次减小；

步骤3.2，找到步骤3.1选取的包括端壁和高度h处在内的每个展向位置截面与边条缘线的交点，并找到各个展向位置叶型吸力面和压力面与原始叶型前缘椭圆的切点，将所得各个交点与对应切点连接，获得吸力面延伸线和压力面延伸线；吸力面延伸线和原始吸力面型线构成向前探伸后的吸力面型线，压力面延伸线和原始压力面型线构成向前探伸后的压力面型线；

对所得到的吸力面型线和压力面型线在原始前缘位置进行光滑处理后，构成的外包络面就形成了叶片前缘边条修型后的新叶片；

步骤4，采用计算流体力学工具的参数化研究方法，优化步骤3得到的新叶片，并确定实际加工的边条缘线最终形状。

2.根据权利要求1所述的一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，其特征在于：所述步骤1的叶片设计方法为：叶型由中弧线叠加厚度形成，展向不同位置处的叶型沿设计者所确定的积叠线积叠成叶片，其中叶型前缘是与叶表相切的椭圆形，椭圆形中心在叶型中弧线前端点。

3.根据权利要求1所述的一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，其特征在于：所述步骤3中，从端壁至高度h之内选取展向位置数量越多，形成的叶表形状越光滑。

4.根据权利要求1所述的一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，其特征在于：步骤1-步骤4所述方法适用于轴流、斜流或离心叶轮机的转动叶片或者静止叶片。

5.根据权利要求1所述的一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，其特征在于：将边条修型的向前探伸前缘部分与主叶片分开，形成前叶片和后叶片。

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