CN105332952B - 一种小弯度可调静子设计方法 - Google Patents

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Abstract

一种小弯度可调静子设计方法。本发明涉及小弯度可调导叶气动设计方法，属叶轮机械技术领域。步骤1、根据静子出口气流角最大偏转角度φ及基准位置气流落后角δ1与最大转角位置气流落后角δ2，由几何关系可得静子叶片最大转动角度步骤2、根据损失与安装角变化曲线确定叶片弯度θ，满足θ的具体取值由总压损失系数与θ函数关系的最小值点确定；步骤3、将上步设计的二维叶型进行叶片头部削尖处理，避免叶片前段局部流动分离；步骤4、采用样条曲线对叶片头部进行进一步光顺，避免叶片前段平直段与后段之间不光滑产生流动损失。本发明提出一种小弯度可调导叶气动设计方法，在保证静子叶片气动性能前提下有效的简化了调节结构、并且具有较小的流动损失。

Description

一种小弯度可调静子设计方法
技术领域
本发明涉及轴流压气机可调静子叶片设计方法，属叶轮机械技术领域。
背景技术
对于工业轴流压气机或燃气涡轮发动机轴流压气机，为了扩大其高效率工作范围，可采用静子叶片安装角可调技术。为了避免不同安装角下叶片进口较大正、负攻角，可将静子叶片分成前后两段、独自转动。周正贵、曹晖申请的发明专利“前后半段可调的轴流压气机静子叶片系统及其工作方法”(专利申请号：201510191499.3)中提出一种前后半段可调静子叶片结构设计和调节方法，可实现前后半段的独自转动；适用于中间级可调静子叶片。此外，还有适合于安装在压气机进口的后半段可调静子、适用于安装在出口的前半段可调静子(见上述专利中背景技术介绍)。
叶片前后半段分开、独自可调可有效解决叶片进口较大正负攻角问题，但结构略显复杂；并且前后半段在交接处型面突然转折、以及为实现两段相对转动留有的缝隙产生的缝隙流动会导致流动损失。因此对于常规整体叶片静子，如能避免较大正负攻角造成的大流动损失，则是一种可以选择的较好设计方法。
发明内容
本发明的目的在于提出适用于轴流压气机可调静子的整体叶片设计方法，达到较小的叶片进口正负攻角、减小流动损失，同时避免前后半段可调静子的结构复杂性。
一种小弯度可调静子设计方法，其特征在于：叶片弯度小于安装角转动角度，叶片头部呈尖楔状。
其特征体现在以下设计步骤中：
步骤1、确定静子叶片最大转动角度
以静子叶片出口气流速度轴向为基准位置，静子最大转动角度等于静子出口气流方向与轴向的夹角φ加上最大转动角度位置气流落后角δ2与基准位置气流落后角δ1之差，其中φ由下游叶片进气角决定，δ1与δ2由该静子叶片的安装角、弯度以及该静子叶片组成的叶栅稠度决定；
步骤2、确定叶片弯度θ
即叶片应采用小弯度设计，保证最大正攻角和最大负攻角叶片通道内流动都处于低损失范围内；θ的具体取值由总压损失系数与θ函数关系的最小值点确定；
步骤3、削尖叶片头部
为了避免叶片前段局部流动分离，进行叶片头部削尖处理。最大负攻角时，压力面沿从前缘点位置沿来流方向截去多余的部分，避免在最大负攻角下压力面前段局部分离；最大正攻角时，吸力面沿从前缘点位置沿来流方向截去多余的部分，避免在最大正攻角下吸力面前段局部分离。
步骤4、头部型线光顺
为了加工可行性和避免尖前缘造成前缘附近的小分离，将尖前缘修改成具有前缘小圆的前缘。为了避免叶片前段平直段与后段之间不光滑产生流动损失，采用样条曲线对削尖的头部进行光顺处理。
本项发明提出小弯度可调静子设计方法，与现有分段可调静子叶片技术比较有以下优点：结构简单、并且具有较小的流动损失。
本项发明所提出的小弯度可调静子设计方法，可直接用于工业轴流压气机或燃气涡轮发动机轴流压气机静子设计。
附图说明
图1二维叶型角度标注；
图2弯度为零的叶型示意图；
图3弯度最大的叶型示意图；
图4小弯度前缘削尖的叶型示意图；
图5小弯度前缘削尖光顺后的叶型示意图；
图中符号及标号名称：θ.叶片弯度、叶片最大转动角度、δ1.基准位置落后角、δ2.最大转角位置落后角、φ.气流转角、i1.基准位置负攻角、i2.最大转动角度位置正攻角、1.中弧线前缘点切线、2.中弧线后缘点切线、3.基准位置轴向气流出气方向、4.最大转角位置气流出气方向、5.与基准位置出气方向平行的辅助线、6.轴向辅助线、7.弯度为零的最大转角位置叶型、8.转动轴、9.弯度为零的基准位置叶型、10.弯度最大的最大转角位置叶型、11.弯度最大的基准位置叶型、12.小弯度最大转角位置的前缘削尖叶型、13.小弯度最大转角位置的初始叶型、14.小弯度基准位置的初始叶型、15.小弯度基准位置的前缘削尖叶型、16.小弯度最大转角位置的前缘削尖光顺叶型、17.小弯度基准位置的前缘削尖光顺叶型。
具体实施方法
以下结合图1至图5说明小弯度可调导叶设计方法。
步骤1.根据静子出口气流角最大偏转角度φ及基准位置气流落后角δ1与最大转角位置气流落后角δ2，从几何关系可得静子叶片最大转动角度
几何关系具体说明：图1中2、3、4、5这四条线存在简单的几何关系。φ是两个带箭头的线之间的夹角，即线3与线4的夹角，等同于线4与线5的夹角，因为线3与线5平行；是标注2的两条虚线之间的夹角(为了说明方便，把基准位置的线命名为线2-1，最大转角位置的线命名为线2-2)；φ+δ2是线2-2与线5的夹角(即线2-2与线3的夹角)；φ+(δ2-δ1)是线2-2与线2-1的夹角，即
步骤2.确定叶片弯度θ
由下式，Δ为叶片最大转动角度与叶片弯度θ之差，其中Δ+δ1对应于叶片
最大转动角度时的正攻角i2数值；θ-δ1对应于叶片基准位置最大负攻角i1数值。如果θ＝0(直叶片)，基准位置落后角δ1为零、攻角为零，流动损失最小；但最大转角时正攻角为Δ、达最大，损失最大(图2所示)；如果基准位置时负攻角为达最大，损失最大，最大转角位置攻角为δ1(接近零)，损失最小(图3所示)。由于转角最大时静子叶栅是收敛通道、未转动是等通流面积通道，因此较大正负攻角在叶片后段不会产生流动分离；但可能造成前段局部附面层增厚甚至流动分离，因此本专利提出θ在下式范围内：
即叶片应采用小弯度设计，保证最大正攻角和最大负攻角叶片通道内流动都处于低损失范围内。θ的具体取值由总压损失系数与θ函数关系的最小值点确定。
步骤3.为了避免叶片前段局部流动分离，进行叶片头部削尖处理。根据叶片基准位置图，削平叶片头部下面线段，使其与来流平行、避免在最大负攻角下压力面前段局部分离(如图4-a所示)；根据叶片最大转动角度，削平叶片头部上面线段，使其与来流平行，避免在最大正攻角下吸力面前段局部分离(如图4-b所示)。
步骤4.为了加工可行性和避免尖前缘造成前缘附近的小分离，将尖前缘修改成具有前缘小圆的前缘，小圆半径可取1％～2％叶片弦长。为了避免叶片前段平直段与后段之间不光滑产生流动损失，采用样条曲线对此段进行修改。
通过上述过程完成静子叶片设计，图5为最终所得叶片示意。
按以上所述设计方法，进行一变循环航空发动机核心机驱动风扇进口导叶的叶中二维叶型设计。
表1两种工作模式的工作要求
工作模式 进气角(度) 出气角(度)
单涵道 0 0
双涵道 0 25
根据表1可知，二维叶型两种模式的气流转角φ＝25°。
步骤1.计算本实施例中，已知φ＝25°，可估算得δ1＝1.5°，δ2＝2.0°，因此可得
步骤2.在满足的范围内，进行初步尝试计算，结果如表2。可取叶片弯度θ＝15°。
表2不同弯度的总压损失和的比较
弯度(度) 12 15 18
总压损失和 0.1206 0.1009 0.1117
步骤3.对步骤2生成的二维叶型进行前缘削尖。根据叶片基准位置图，削平叶片头部下面线段，使其与来流平行、避免在最大负攻角下压力面前段局部分离(如图4-a所示)；根据叶片最大转动角度，削平叶片头部上面线段，使其与来流平行，避免在最大正攻角下吸力面前段局部分离(如图4-b所示)。
步骤4.在步骤3生成二维叶型的基础上进行光顺。前缘小圆取1％弦长，用二次样条曲线拟合得到光顺后的二维叶型。
总压损失比较如表3。
表3各叶型总压损失比较
从上表可以看出，初始直叶片双涵道总压损失系数过大。采用小弯度叶型重新设计后，双涵道总压损失系数大大下降，但是单涵道总压损失系数变大了。进一步进行切割、光顺后，两种工作模式的总压损失系数均令人满意。

Claims (1)

1.一种小弯度可调静子设计方法，其特征在于包括以下设计步骤：
步骤1、确定静子叶片最大转动角度
以静子叶片出口气流速度轴向为基准位置，静子最大转动角度等于静子出口气流方向与轴向的夹角φ加上最大转动角度位置气流落后角δ2与基准位置气流落后角δ1之差，其中φ由下游叶片进气角决定，δ1与δ2由该静子叶片的安装角、弯度以及该静子叶片组成的叶栅稠度决定；
步骤2、确定叶片弯度θ
即叶片应采用小弯度设计，保证最大正攻角和最大负攻角叶片通道内流动都处于低损失范围内；θ的具体取值由总压损失系数与θ函数关系的最小值点确定；
步骤3、削尖叶片头部
为了避免叶片前段局部流动分离，进行叶片头部削尖处理；最大负攻角时，压力面沿从前缘点位置沿来流方向截去多余的部分，避免在最大负攻角下压力面前段局部分离；最大正攻角时，吸力面沿从前缘点位置沿来流方向截去多余的部分，避免在最大正攻角下吸力面前段局部分离；
步骤4、头部型线光顺
为了加工可行性和避免尖前缘造成前缘附近的小分离，将尖前缘修改成具有前缘小圆的前缘；为了避免叶片前段平直段与后段之间不光滑产生流动损失，采用样条曲线对削尖的头部进行光顺处理。
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