CN105298912B - 鼓包前缘进口导向器叶片 - Google Patents

Abstract

本发明公开了鼓包前缘进口导向器叶片，属于叶轮机械的技术领域。在基础叶片的前缘形成有由不同叶高截面处的鼓包结构成的鼓包，鼓包根部起始位置为形成鼓包结构处的各型线与基础叶片型线汇合的位置，鼓包结构的前缘型线呈现周期性变化，鼓包结构的厚度沿前缘连续光滑过渡。本发明改善了压气机进口导向器叶栅流场结构，显著降低叶栅流动损失，鼓包前缘进口导向器叶片不仅能够在一定范围内提高压气机性能，还能够抑制进口旋流畸变造成导向器叶片大尺度分离，提高压气机的稳定性，防止航空发动机旋转失速或者喘振。

Description

鼓包前缘进口导向器叶片

技术领域

本发明公开了鼓包前缘进口导向器叶片，属于叶轮机械的技术领域。

背景技术

进口导向器是航空发动机轴流压气机中的重要部件，其工作性能对整个压气机的性能影响非常大。进口导向器的总压损失随着气流攻角的增大而增大，当攻角达到某个值时，总压损失增大趋势显著加剧。把这个攻角定义为临界攻角。然而，进口导向器的攻角不可能总是处在临界攻角以下，当气流攻角大于临界攻角，并且继续增加时，进口导向器的吸力面附面层分离区范围逐渐增加，甚至覆盖整个吸力面，这时通过导向器的气流进入压气机，会严重影响后面压气机的性能。

目前，为了解决进口导向器在进口气流攻角较大的情况下出现吸力面附面层大分离的问题，进口导向器采用安装角可调叶片。安装角可调叶片又分为叶片整体可调与分段调节。这些设计是为了适应进口气流角发生大的改变而做出的。然而，可调叶片虽然能够部分解决上述问题，但是这种设计增加了进口导向器结构的复杂性，引入附加机构，增加了压气机的重量。

鼓包前缘进口导向器叶片的设计灵感，来源于座头鲸的节瘤状前缘肢状鳍。1993年生物学家Fish在Australian Journal of Zoology上发表名为Influence ofHydrodynamic Design and Propulsive Mode on Mammalian Swimming Energetics的论文，指出座头鲸的节瘤状前缘肢状鳍使得这种生物具有更加优越的机动性与灵活性。2001年，Watts和Fish在Autonomous Undersea Systems Institute上发表名为The Influenceof Passive,Leading edge tubercles on Wing Performance的论文，认为节瘤状前缘翼型可以明显提升翼型升力。随后，众多研究人员开始了关于节瘤状前缘翼型在外流中的应用研究，不同的研究者得出的结论大体上具有一致性，即认为节瘤状前缘翼型在大攻角情况下具有明显降低翼型阻力系数的作用，延缓翼型失速。

现有技术利用仿生学原理将类似节瘤状应用到通风机和风力机中，将通风机和风力机转动叶片设计成鼓包前缘结构，主要的优点是能够降低阻力，提高升力，同时还能扩大失速攻角，减缓叶片失速；转动叶片上的鼓包分布区域都是从叶尖开始的部分叶高范围，叶片前缘鼓包区域不同位置的型线随着鼓包前缘截面位置的变化而呈现出厚度、幅值连续光滑过渡，多采用相对离散地给出类似鼓包峰、谷处截面位置的型线，由此通过造型、数值模拟软件进行型面光顺。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对上述背景技术的不足，提供了鼓包前缘进口导向器叶片，将类似于节瘤状的前缘引用到航空发动机的轴流压气机的导向器叶片中，以提高压气机性能特别是能够降低失速临界攻角，改善失速性能，以简单的进口导向器叶片结构解决了进口导向器在进口气流攻角较大的情况下出现吸力面附面层大分离的技术问题。

本发明为实现上述发明目的采用如下技术方案：

鼓包前缘进口导向器叶片，在基础叶片的前缘形成有由不同叶高截面处的鼓包结构成的鼓包，鼓包根部起始位置为形成鼓包结构处的各型线与基础叶片型线汇合的位置，由表达式：确定形成鼓包结构处的各型线以使鼓包结构的前缘型线呈现周期性变化，鼓包结构的厚度沿前缘连续光滑过渡，其中，X_O为基础叶片型线上参考点O至鼓包根部起始位置沿弦长方向的距离，X_T为参考点O对应叶高处截面上的点T至鼓包根部起始位置沿弦长方向的距离，deltf为点T所在型线的叶型调整因数，Δt不同叶高截面处型线与基础叶片型线的距离，L为基础叶片型线至鼓包根部起始位置沿弦长方向的长度。

进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片，

鼓包幅值A_m由表达式：A_m＝0.02C确定，

鼓包宽度W由表达式：W＝0.2C确定，

鼓包根部起始位置S_f由表达式：S_f＝0.1C确定，

其中，C为基础叶片的叶型弦长。

再进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片中，鼓包结构的前缘型线为正弦型曲线或余弦型曲线。

再进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片中，鼓包结构的前缘型线为锯齿折线。

本发明采用上述技术方案，具有以下有益效果：改善了压气机进口导向器叶栅流场结构，显著降低叶栅流动损失，鼓包前缘进口导向器叶片不仅能够在一定范围内提高性能，还能够抑制进口旋流畸变造成导向器叶片大尺度分离，提高压气机的稳定性，防止航空发动机旋转失速或者喘振。

附图说明

图1为常规的基础导向器叶片的叶型型线与鼓包前缘导向器叶片的叶型型线比较。

图2为鼓包前缘导向器叶片的叶型型线的积叠效果。

图3(a)、图3(b)分别为基础叶片、鼓包前缘叶片的俯视图与侧视图。

图4为鼓包前缘导向器叶片的叶型型线生成方法。

图中标号名称：1、鼓包波峰截面所在位置的叶型；2、基础叶型前缘；3、鼓包波谷截面所在位置的叶型；4、鼓包根部起始位置。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施方式，下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

本领域的技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有本发明所属技术领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本发明的发明宗旨在于利用仿生学原理将类似节瘤状的前缘首次引入航空发动机的轴流压气机部件，将该部件的进口导向器叶片加工成这种特殊结构前缘，以改善叶片表面的流动结构，抑制气流攻角较大情况下吸力面附面层大分离，提高轴流压气机效率，防止压气机失速。目前，与本发明相类似的叶片在通风机和风力机的转动叶片上已有应用，主要的优点是能够降低阻力，提高升力，同时还能扩大失速攻角，减缓叶片失速。

本发明涉及的导向器叶片与通风机和风力机的叶片主要区别有如下几点：

(1)来流速度的差异：通风机和风力机叶片的来流速度普遍很低，一般小于10m/s，属于不可压流；在航空发动机的轴流压气机中，导向器进口的速度一般大于150m/s，必须考虑气流的压缩性，因此叶片鼓包前缘的设计理念和形状会有一些差异；

(2)叶片数的差异：通风机和风力机的叶片数很少，如目前通常采用的风力机叶片数多为3个，通风机叶片数一般也少于10个；航空发动机的轴流压气机中导向器叶片数有数十个，叶片与叶片之间会相互影响，因此在设计鼓包前缘形状时需要考虑周向相邻叶片的影响；

(3)叶排数的差异：通风机和风力机一般只有一排叶片；航空发动机的轴流压气机有很多叶排，导向器的工作会受到下游叶排的影响，因此在设计鼓包前缘形状时需要考虑上下游叶排的影响；

(4)工作环境的差异：通风机和风力机工作环境较为简单，一般进口速度方向和分布规律与设计状态变化不大，较为均匀；而航空发动机随着飞机飞行状态的变化，会导致轴流压气机进口速度方向发生很大的变化，比如典型的旋流进气畸变，此时压气机进口气流存在不同形状的漩涡，导致导向器叶片进口攻角变化很大，有些区域处于大的正攻角、有些区域处于大的负攻角、有些攻角没有变化，因此容易导致导向器叶片出现附面层大分离，导致压气机效率降低、甚至失速，而鼓包前缘导向器叶片可以降低攻角变化对其表面流动结构的影响，在大的正攻角或负攻角不易出现附面层分离并影响下游叶排甚至整台压气机的工作；

(5)端壁的差异：通风机叶片存在上下端壁，但由于叶片很长，使得端壁对流动结构和性能影响不大，风力机只有下端壁，端壁的影响也很小；压气机叶片长度和宽度基本相当，且存在上下两个端壁，端壁的影响很大，导致叶片表面的流动结构与通风机和风力机的叶片差异明显，因此本发明在设计鼓包前缘形状时需要考虑端壁区域流动的影响；

(6)应用的差异：通风机和风力机采用类似鼓包前缘的叶片主要目的是提高叶片的性能，而在航空发动机轴流压气机中使用鼓包前缘叶片除了能够在一定范围内提高性能，还能够抑制进口旋流畸变造成导向器叶片分离，提高压气机的稳定性，防止航空发动机旋转失速或者喘振。

因此，本发明的鼓包前缘进口导向器叶片应用于航空发动机的轴流压气机具有一定独特性，除了应用的目的有所差异外，结合轴流压气机的结构和工作特点，鼓包前缘的设计需要考虑端壁、上下游叶排的影响，因此设计理念也存在明显的差异。

图1所示为常规导向器叶片的叶型与鼓包前缘导向器叶片的叶型径向积叠的俯视图，前者为NACA65010叶型，叶型型线沿叶片中心线对称，鼓包前缘导向器叶片的叶型是基于NACA65010叶型而生成的，不同叶高截面上的叶型型线都是对称的，但是不同叶高截面的叶型型线不同，沿径向呈周期性变化。

图2所示为鼓包前缘导向器叶片的叶型前缘的积叠效果。鼓包根部起始位置4的定义为：在从基础叶型前缘2往叶型尾缘的方向上，鼓包叶型型线(如：鼓包波峰截面所在位置的叶型1、鼓包波谷截面所在位置的叶型3)逐渐与基础叶型型线汇合，并且，在该点处，所有的叶型型线都是汇合的，所有的叶型汇合的这点在叶片曲面上组成一条直线，将所有叶型型线汇合的这个位置定义为鼓包的根部。

图3所示为基础叶片与鼓包前缘叶片的俯视图与侧视图比较，其中俯视图是以叶片叶型截面积叠的形式显示的，两种叶片的俯视图分别对应各自的侧视图。其中图3(a)为常规叶片，图3(b)为鼓包前缘叶片。由图1及图3可知，本发明中的基础叶片与鼓包前缘叶片的平均弦长是一样的。鼓包前缘叶片的叶型从一个波峰(波谷)位置连续过渡到相邻的一个波峰(波谷)位置所经过的叶片高度上的所有叶型组成一个叶型周期。这个叶型周期与图3(b)中叶片侧视图所示的正弦型前缘周期是一致的。

图4所示为鼓包前缘叶型型线的生成方法。基础叶型中，叶型前缘至鼓包根部位置沿弦长方向的长度为L，不同叶高型线前缘距离基础叶型前缘的距离为Δt，如图中选取某一截面处的型线，通过与基础叶型型线的关系来说明叶型型线生成方法。对于基础叶型前缘的某点，其沿着叶片厚度方向的坐标保持不变，对其沿着叶片弦长方向的坐标进行处理。图中O点为基础叶型上的一点，T为O对应的某一叶高处的截面上的点。O点至鼓包根部沿弦长方向的距离为X_O，T点至鼓包根部沿弦长方向的距离为X_T。

那么T点所在型线的叶型调整因数

该因数是由每个叶高截面上的Δt所确定的。每个叶高截面的鼓包位置的型线的点的沿弦长方向的坐标满足：

按照这样的规律，每一条型线都有一个确定的Δt，从而有一个确定的deltf，由此确定不同叶高位置上的叶型型线。整个叶高截面所有选定位置的叶型，就构成了鼓包前缘叶片的三维造型基础。

本发明给定三个设计参数，分别是:鼓包幅值Am、鼓包宽度W、鼓包根部起始位置S_f。以基础叶片的叶型弦长C为参考长度，来确定上述参数的取值。本发明附图所给出的三个参数取值分别为：

A_m＝0.02C

W＝0.2C

S_f＝0.1C。

可见，本发明鼓包前缘进口导向器叶片的鼓包范围则分布于整个叶高范围；对鼓包前缘提出的设计参数是十分明确的，并且能够根据设计参数的要求设计出不同的前缘鼓包，同时实现鼓包不同截面处型线的连续光滑过渡。

考虑到不同工作条件下对鼓包前缘叶片的性能要求，以上设计参数并不局限于本声明中所给定的，在合理取值的情况下，依此设计方法所得到的鼓包前缘叶片亦为本发明所包含。另外，本发明鼓包前缘叶片，未限制叶片前缘为正弦(余弦)型曲线。凡给定叶片前缘型线，例如，前缘型线是锯齿形折线等，并以所给前缘型线上某点与对应叶高处初始叶型前缘点确定Δt与deltf，依次确定叶片各个叶高截面叶型的方法，亦属本声明中所述发明类。

综上所述，本发明具有以下有益效果：改善了压气机进口导向器叶栅流场结构，显著降低叶栅流动损失，鼓包前缘进口导向器叶片不仅能够在一定范围内提高性能，还能够抑制进口旋流畸变造成导向器叶片大尺度分离，提高压气机的稳定性，防止航空发动机旋转失速或者喘振。

Claims (4)

1.鼓包前缘进口导向器叶片，其特征在于：在基础叶片的前缘形成有由不同叶高截面处的鼓包结构成的鼓包，鼓包根部起始位置为形成鼓包结构处的各型线与基础叶片型线汇合的位置，由表达式：确定形成鼓包结构处的各型线以使鼓包结构的前缘型线呈现周期性变化，鼓包结构的厚度沿前缘连续光滑过渡，其中，X_O为基础叶片型线上参考点O至鼓包根部起始位置沿弦长方向的距离，X_T为参考点O对应叶高处截面上的点T至鼓包根部起始位置沿弦长方向的距离，deltf为点T所在型线的叶型调整因数，Δt是不同叶高截面处型线与基础叶片型线的距离，L为基础叶片型线至鼓包根部起始位置沿弦长方向的长度。

2.根据权利要求1所述的鼓包前缘进口导向器叶片，其特征在于：

鼓包幅值A_m由表达式：A_m＝0.02C确定，

鼓包宽度W由表达式：W＝0.2C确定，

鼓包根部起始位置S_f由表达式：S_f＝0.1C确定，

其中，C为基础叶片的叶型弦长。

3.根据权利要求2所述的鼓包前缘进口导向器叶片，其特征在于：所述鼓包结构的前缘型线为正弦型曲线或余弦型曲线。

4.根据权利要求2所述的鼓包前缘进口导向器叶片，其特征在于：所述鼓包结构的前缘型线为锯齿折线。