CN108799199A - 高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法，包括：构造基准常规叶栅的叶型，模拟基准常规叶栅的内部流场，获取第一总压损失系数和第一气流折转角随来流气流角变化的特性曲线；将基准常规叶栅中弧线分成多段，得到串列叶栅的叶型，并且模拟串列叶栅的内部流场，来获取第二总压损失系数和第二气流折转角随来流气流角变化的特性曲线；以及比较第一总压损失系数与第二总压损失系数、第一气流折转角与第二气流折转角，当比较结果满足预定条件时，在串列叶栅的所述特性曲线的左边界和右边界，将串列叶栅的各栅段绕调节中心旋转，得到弯度可调节的串列叶栅方案。

Description

高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法

技术领域

本公开涉及燃气轮机技术领域，尤其涉及一种高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法。

背景技术

目前在役的战斗机用涡扇发动机推重比已达到10一量级。美国在其IHPTET(综合高性能涡轮发动机技术)和VAATE(多用途经济可承受先进燃气涡轮发动机)制定计划中，提出了第五代战斗机推重比为12-15的目标，并向推重比15-20一级的发动机方向发展。另一方面，未来战斗机需要在宽广的工作范围和多工作状态下都具有良好的工作性能。美国DARPA(Defense Advanced Research Projects Agency，美国国防高级研究计划局)和海军发布的第6代战机设想，提出总体的经济性和适用上的广普性。因此，从未来战斗机发展趋势可以看出，军用涡扇发动机的发展方向在于更高的推重比和更宽的工作裕度。

压气机作为航空发动机三大关键部件之一，在提升发动机推重比和工作范围中起到重要作用。为适应未来军用涡扇发动机的发展需求，压气机将向更高级负荷、更高效和更宽工作裕度的方向发展。提高轴流压气机级负荷最基本的方式有两个，即增加转子的转速或增加叶片的叶型弯角(气流扭速)。然而，转速的增加除受结构强度、振动、气动噪音等因素制约外，过高的来流马赫数也会为气动设计带来巨大困难。另一方面，过分增加叶型弯角会使其附面层出现严重分离，导致部件失去做功能力、效率大幅降低。

串列叶片作为一种常见的高负荷压气机叶片，具有大气流折转角、低总压损失和宽工作裕度的特点。虽然串列叶栅这一非常规气动布局已经经历了40多年研究，但其在更高负荷性能以及工作范围拓展方向的应用潜力仍有待进一步挖掘。

发明内容

为了解决至少一个上述技术问题，本公开提出一种高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法。

根据本公开的一个方面，一种高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法，包括：

构造基准常规叶栅的叶型，并且模拟基准常规叶栅的内部流场，来获取第一总压损失系数和第一气流折转角随来流气流角变化的特性曲线，其中第一总压损失系数为基准常规叶栅的进出口总压降与进口动压之比，第一气流折转角为基准常规叶栅的进口与出口的气流角之差；

将基准常规叶栅中弧线分成多段，得到串列叶栅的叶型，并且模拟串列叶栅的内部流场，来获取第二总压损失系数和第二气流折转角随来流气流角变化的特性曲线，其中第二总压损失系数为串列叶栅的进出口总压降与进口动压之比，第二气流折转角为串列叶栅的进口与出口的气流角之差；以及

比较第一总压损失系数与第二总压损失系数、第一气流折转角与第二气流折转角，当比较结果满足预定条件时，在串列叶栅的特性曲线的左边界和右边界，将串列叶栅的各叶栅段绕调节中心旋转，得到弯度可调节的串列叶栅方案。

根据本公开的至少一个实施方式，基准常规叶栅的叶型为有量纲叶型，构造方法为：

基于基准常规叶栅的叶型的中弧线曲率的无量纲表达式，以及进口几何角和出口几何角，获取基准常规叶栅的叶型的中弧线的无量纲几何坐标；

基于无量纲几何坐标，获取基准常规叶栅的叶型的中弧线的无量纲厚度分布和有量纲轴向长度，构造有量纲叶型。

根据本公开的至少一个实施方式，将基准常规叶栅中弧线分成多段，得到串列叶栅的叶型，具体为：基于串列叶栅的轴向重叠比、周向偏移比以及弦长比，将基准常规叶栅的中弧线分割为多段；基于串列叶栅稠度和各栅段中弧线的无量纲厚度分布，得到串列叶栅的叶型。

根据本公开的至少一个实施方式，在串列叶栅的特性曲线的左边界和右边界，将串列叶栅的各栅段绕调节中心旋转，得到弯度可调节的串列叶栅方案的步骤包括：在各栅段中弧线上确定串列叶栅各个栅段的调节中心的位置。

根据本公开的至少一个实施方式，预定条件为：(ω_min,0-ω_min)/ω_min,0≥40％，并且Δβ_max-Δβ_max,0≥5°，其中，ω_min为第二总压损失系数的最小值，ω_min,0为第一总压损失系数的最小值，Δβ_max为第二气流折转角的最大值，Δβ_max,0为第一气流折转角的最大值。

根据本公开的至少一个实施方式，弯度可调节的串列叶栅方案包括左边界弯度调节方案和右边界弯度调节方案。

根据本公开的至少一个实施方式，左边界弯度调节方案的数量为M个，其中M≥2；右边界弯度调节方案的数量为N个，其中N≥2。

根据本公开的至少一个实施方式，对于左边界弯度调节方案，在无弯度调节方案的最小来流气流角β_min,0的基础上继续减小来流气流角，模拟相应气流角下左边界弯度调节方案的特性曲线，计算弯度调节后的最小来流气流角β_min,i，其中1≤i≤M，若β_min,i<β_min,0，则左边界弯度调节方案能够拓宽串列叶栅工作范围的左边界。

根据本公开的至少一个实施方式，对于右边界弯度调节方案，在无弯度调节方案的最大来流气流角β_max,0的基础上继续增加来流气流角，模拟相应气流角下右边界弯度调节方案的特性曲线，计算弯度调节后的最大来流气流角β_max,j，其中1≤j≤N，若β_max,j>β_max,0，则右边界弯度调节方案能够拓宽串列叶栅工作范围的右边界。

根据本公开的至少一个实施方式，

最小来流气流角β_min,i的值越小，左边界弯度调节方案拓宽串列叶栅工作范围左边界的能力越强，其中1≤i≤M；

最大来流气流角β_max,j的值越大，右边界弯度调节方案拓宽串列叶栅工作范围右边界的能力越强，其中1≤j≤N。

根据本公开的至少一个实施方式，轴向重叠比为串列叶栅的上游栅段与下游栅段轴向重叠量与有效轴向长度之比；周向偏移比为串列叶栅的上游栅段尾缘距下游相邻通道栅段前缘的周向距离与栅距之比；弦长比为串列叶栅的下游栅段弦长与上游栅段弦长之比。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1是根据本公开的至少一个实施方式的高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅设计方法流程图。

图2是根据本公开的至少一个实施方式的来流马赫数为0.6时的基准常规叶栅和串列叶栅设计方案。

图3是根据本公开的至少一个实施方式的串列叶栅和基准常规叶栅特性曲线对比示意图。

图4是根据本公开的至少一个实施方式的串列叶栅弯度调节方案。

图5是根据本公开的至少一个实施方式的串列叶栅弯度调节方案与无调节方案特性曲线对比示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

针对未来战斗机用涡扇发动机更高推重比和更宽工作范围的发展趋势，本公开提出了一种高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅设计方法。该设计方法有助于提升串列叶栅的负荷水平，保证不同工作状态下的气动性能，并显著拓宽工作范围。

在本公开的一个可选实施方式中，如图1所示，为高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法的步骤流程图。高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法，包括以下步骤：

A构造基准常规叶栅叶型：首先基于基准常规叶栅的叶型的中弧线曲率的无量纲表达式以及进口和出口的几何角，获取基准常规叶栅的叶型的中弧线的无量纲几何坐标。然后基于该无量纲几何坐标获取基准常规叶栅的叶型的中弧线的无量纲厚度分布和有量纲轴向长度，从而得到基准常规叶栅的叶型，即基准常规叶栅的有量纲叶型。模拟基准常规叶栅的内部流场，并获取第一总压损失系数和第一气流折转角随来流气流角变化的特性曲线。

其中,第一总压损失系数为基准常规叶栅的进出口总压降与进口动压之比，第一气流折转角为基准常规叶栅的进口与出口的气流角之差。通过雷诺平均数值模拟第一总压损失系数和第一气流折转角，确定基准常规叶栅的内部流场。其中，选用的内部流场数值模拟的求解器、网格拓扑、网格点数以及湍流模型均无特定要求，只需选定保证得到可靠流场的数值方法即可。

B基于基准常规叶栅构造具有性能改善效果的串列叶栅方案：给定串列叶栅的轴向重叠比、周向偏移比和弦长比，将基准常规叶栅中弧线分割成多段。给定串列叶栅稠度和各栅段中弧线的无量纲厚度分布，从而得到串列叶栅的叶型。利用雷诺平均数值模拟，获取串列叶栅的内部流场，计算第二总压损失系数和第二气流折转角随来流气流角变化的特性曲线。比较第一总压损失系数与第二总压损失系数、第一气流折转角与第二气流折转角。当比较结果满足预定条件时，则执行步骤C。

其中,第二总压损失系数为串列叶栅的进出口总压降与进口动压之比，第二气流折转角为串列叶栅的进口与出口的气流角之差。轴向重叠比为上游栅段与下游栅段轴向重叠量与有效轴向长度之比。周向偏移比为上游栅段尾缘距下游相邻通道栅段前缘的周向距离与栅距之比。弦长比为下游栅段弦长与上游栅段弦长之比。

C基于串列叶栅，获取能够拓宽工作范围的弯度调节方案：确定上述各栅段的调节中心(即在保证各段叶栅在旋转过程中不发生干涉的前提下确定的各段叶栅的旋转中心)在各栅段中弧线上的位置。基于上述串列叶栅，针对无弯度调节方案特性曲线(也就是上述第二总压损失系数和第二气流折转角随来流气流角变化的特性曲线)的左边界和右边界，将各栅段按照设定的角度分别绕各自的调节中心旋转，从而获得弯度可调节的串列叶栅方案。计算弯度可调节的串列叶栅方案的内部流场，获取无弯度调节方案特性曲线的边界来流气流角下的弯度调节方案特性曲线，根据来流气流角的最大值或最小值判断弯度可调节的串列叶栅方案拓宽工作范围的效果。

在本公开的一个可选实施方式中，基于基准常规叶栅的叶型，给定串列叶栅的轴向重叠比、周向偏移比以及弦长比，可以将基准常规叶栅的中弧线分割为多段，例如3段。

在本公开的一个可选实施方式中，上述步骤B中，模拟确定串列叶栅的第二总压损失系数和第二气流折转角随来流气流角变化的特性曲线，可以得到第二总压损失系数的最小值ω_min和第二气流折转角的最大值Δβ_max。将第二总压损失系数的最小值ω_min与基准常规叶栅的第一总压损失系数的最小值ω_min,0进行比较，并将第二气流折转角的最大值Δβ_max与基准常规叶栅的第一气流折转角的最大值Δβ_max,0进行比较。当满足预定条件：(ω_min,0-ω_min)/ω_min,0≥40％，并且同时Δβ_max-Δβ_max,0≥5°，则说明串列叶栅具有性能改善效果，可以执行上述步骤C。

在本公开的一个可选实施方式中，确定3个栅段各自的调节中心在中弧线上的位置后，针对无弯度调节方案特性曲线的左边界和右边界，3个栅段绕各自的调节中心旋转，可以获得弯度可调节的串列叶栅方案，包括：无弯度调节方案特性曲线左边界的弯度调节方案，即左边界弯度调节方案，为M个，以及无弯度调节方案特性曲线右边界的弯度调节方案，即右边界弯度调节方案，为N个，其中M≥2，N≥2，例如M＝4，N＝2。

在本公开的一个可选实施方式中，针对无弯度调节方案特性曲线左边界的弯度调节方案，在无弯度调节方案的最小来流气流角β_min,0的基础上继续减小来流气流角。模拟相应气流角下该左边界弯度调节方案的特性曲线，计算弯度调节后的最小来流气流角β_min,i，其中1≤i≤M。若β_min,i<β_min,0，则该左边界弯度调节方案可以拓宽串列叶栅工作范围的左边界。

针对无弯度调节方案特性曲线右边界的弯度调节方案，在无弯度调节方案的最大来流气流角β_max,0的基础上继续增加来流气流角。模拟相应气流角下该右边界弯度调节方案的特性曲线，计算弯度调节后的最大来流气流角β_max,j，其中1≤j≤N。若β_max,j>β_max,0，则该右边界弯度调节方案可以拓宽串列叶栅工作范围的右边界。

在本公开的一个可选实施方式中，最小来流气流角β_min,i的值越小，左边界弯度调节方案拓宽串列叶栅工作范围左边界的能力越强。最大来流气流角β_max,j的值越大，右边界弯度调节方案拓宽串列叶栅工作范围右边界的能力越强。

下面，以来流马赫数为0.6为例，具体说明高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法：

首先，利用叶栅造型程序TBGC，给定的设计参数包括：基准常规叶栅中弧线无量纲曲率函数、进出口几何角、无量纲厚度分布以及轴向长度，得到基准常规叶栅的叶型方案。然后，利用EURANUS求解器，获取基准常规叶栅的内部流场，计算出第一总压损失系数和第一气流折转角随来流气流角变化的特性曲线。

给定串列叶栅的轴向重叠比、周向偏移比、弦长比，以及稠度和各栅段中弧线的无量纲厚度分布，利用TBGC程序得到串列叶栅叶型的方案，并与基准常规叶栅叶型的方案进行比较，如图2所示。

串列叶栅的轴向重叠比、周向偏移比和弦长比定义如下：

1)轴向重叠比AO

AO₁＝Δx₁₂/Lx₁₂；AO₂＝Δx₂₃/Lx₂₃

2)周向偏移比PP

PP₁＝t₁₂/S；PP₂＝t₂₃/S

3)弦长比ξ

ξ₁＝C_FA/C_MA；ξ₂＝C_MA/C_AA

其中，Δx₁₂为前排叶栅尾缘与中排叶栅前缘的轴向距离，t₁₂为前排叶栅尾缘与相邻中排叶栅前缘的周向距离；Δx₂₃为中排叶栅尾缘与后排叶栅前缘的轴向距离，t₂₃为中排叶栅尾缘与相邻后排叶栅前缘的周向距离；Lx₁₂为前排叶栅与中排叶栅的有效轴向长度；Lx₂₃为中排叶栅与后排叶栅的有效轴向长度。三段叶栅的弦长分别为C_FA,C_MA,C_AA，栅距为S。FA(Front Airfoil)、MA(Middle Airfoil)和AA(Aft Airfoil)分别代表前排、中排和后排叶栅。

利用雷诺平均数值模拟，获取串列叶栅的内部流场。计算出第二总压损失系数和第二气流折转角随来流气流角变化的特性曲线，并与基准常规叶栅的特性曲线进行比较，如图3所示。将串列叶栅的第二总压损失系数的最小最小值ω_min与基准常规叶栅的第一总压损失系数的最小值ω_min,0进行比较，并将串列叶栅的第二气流折转角的最大值Δβ_max与基准常规叶栅的第一气流折转角的最大值Δβ_max,0进行比较，可以得到(ω_min,0-ω_min)/ω_min,0＝48％，且Δβ_max-Δβ_max,0＝6.7°，即弯度可调串列叶栅相对基准常规叶栅的最小总压损失系数降低48％，最大气流折转角提高6.7°，满足预定条件。因此，可以认为通过本公开的设计方法获得的串列叶栅相对于基准常规叶栅具有性能改善效果。

如图4所示，基于上述串列叶栅，针对其特性曲线的左边界和右边界，分别设计4个左边界弯度调节方案，并根据3个栅段的旋转角度分别命名为：VC_-3/0/0(表示：上游栅段顺时针旋转3°、中游栅段和下游栅段不旋转，以下同理)、VC_-6/0/0、VC_-9/0/0、VC_-12/-6/3；以及2个右边界弯度调节方案，分别命名为：VC_3/0/0、VC_6/15/40。其中，各栅段顺时针旋转时角度为负值，逆时针旋转角度时角度为正值。

利用雷诺平均数值模拟，获取上述各弯度调节方案在无弯度调节方案特性曲线边界之外对应来流气流角下的特性曲线，并与无弯度调节方案的特性曲线进行对比，如图5所示。其中，针对无弯度调节方案特性曲线左边界的调节方案，即上述4个左边界弯度调节方案，根据各方案的最小来流气流角β_min可以确定各方案拓宽工作范围左边界能力的强弱：VC_-12/-6/3>VC_-9/0/0>VC_-6/0/0>VC_-3/0/0，并且结果显示，在来流气流角不断减小的过程中，3个栅段绕调节中心的旋转角度越大，拓宽工作范围左边界的能力越强。针对无调节方案特性曲线右边界的调节方案，根据各方案的最大来流气流角β_max可以确定各方案拓宽工作范围右边界能力的强弱：VC_6/15/40>VC_3/0/0，并且结果显示，在来流气流角不断增大的过程中，3个栅段绕调节中心的旋转角度越大，拓宽工作范围右边界的能力越强。由此可见，弯度可调串列叶栅相对于基准常规叶栅，工作范围得到拓宽，并且通过弯度调节可以进一步大幅度的提高串列叶栅的工作范围。因此，可以认为该弯度可调串列叶栅设计方案是成功的。

综上，通过本公开技术方案获得的弯度可调串列叶栅相对于基准常规叶栅在降低总压损失、提高气流折转能力、以及拓宽工作范围方面具有明显优势。此外，本公开技术方案在高负荷串列转子和宽裕度可调静子设计方面具有较大应用潜力，并且有望对进一步提升航空发动机的压气机级负荷、气动效率和工作裕度方面产生积极影响。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法，其特征在于，包括：

构造基准常规叶栅的叶型，并且模拟所述基准常规叶栅的内部流场，来获取第一总压损失系数和第一气流折转角随来流气流角变化的特性曲线，其中所述第一总压损失系数为所述基准常规叶栅的进出口总压降与进口动压之比，所述第一气流折转角为所述基准常规叶栅的进口与出口的气流角之差；

将所述基准常规叶栅中弧线分成多段，得到串列叶栅的叶型，并且模拟所述串列叶栅的内部流场，来获取第二总压损失系数和第二气流折转角随来流气流角变化的特性曲线，其中所述第二总压损失系数为所述串列叶栅的进出口总压降与进口动压之比，所述第二气流折转角为所述串列叶栅的进口与出口的气流角之差；以及

比较所述第一总压损失系数与所述第二总压损失系数、所述第一气流折转角与第二气流折转角，当比较结果满足预定条件时，在串列叶栅的所述特性曲线的左边界和右边界，将所述串列叶栅的各栅段绕调节中心旋转，得到弯度可调节的串列叶栅方案。

2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，

所述基准常规叶栅的叶型为有量纲叶型，构造方法为：

基于所述基准常规叶栅的叶型的中弧线曲率的无量纲表达式，以及进口几何角和出口几何角，获取基准常规叶栅的叶型的中弧线的无量纲几何坐标；

基于所述无量纲几何坐标，获取基准常规叶栅的叶型的中弧线的无量纲厚度分布和有量纲轴向长度，构造所述有量纲叶型。

3.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，

将所述基准常规叶栅中弧线分成多段，得到串列叶栅的叶型，具体为：基于所述串列叶栅的轴向重叠比、周向偏移比以及弦长比，将所述基准常规叶栅的中弧线分割为多段；基于串列叶栅稠度和各栅段中弧线的无量纲厚度分布，得到串列叶栅的叶型。

4.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，在串列叶栅的所述特性曲线的左边界和右边界，将所述串列叶栅的各栅段绕调节中心旋转，得到弯度可调节的串列叶栅方案的步骤包括：

在各栅段中弧线上确定串列叶栅各个栅段的调节中心的位置。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的设计方法，其特征在于，

所述预定条件为：(ω_min,0-ω_min)/ω_min,0≥40％，并且Δβ_max-Δβ_max,0≥5°，其中，ω_min为所述第二总压损失系数的最小值，ω_min,0为所述第一总压损失系数的最小值，Δβ_max为所述第二气流折转角的最大值，Δβ_max,0为所述第一气流折转角的最大值。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的设计方法，其特征在于，

所述弯度可调节的串列叶栅方案包括左边界弯度调节方案和右边界弯度调节方案。

7.根据权利要求6所述的设计方法，其特征在于，

所述左边界弯度调节方案的数量为M个，其中M≥2；所述右边界弯度调节方案的数量为N个，其中N≥2。

8.根据权利要求7所述的设计方法，其特征在于，

对于所述左边界弯度调节方案，在无弯度调节方案的最小来流气流角β_min,0的基础上继续减小来流气流角，模拟相应气流角下所述左边界弯度调节方案的特性曲线，计算弯度调节后的最小来流气流角β_min,i，其中1≤i≤M，若β_min,i<β_min,0，则所述左边界弯度调节方案能够拓宽所述串列叶栅工作范围的左边界。

9.根据权利要求7所述的设计方法，其特征在于，

对于所述右边界弯度调节方案，在无弯度调节方案的最大来流气流角β_max,0的基础上继续增加来流气流角，模拟相应气流角下所述右边界弯度调节方案的特性曲线，计算弯度调节后的最大来流气流角β_max,j，其中1≤j≤N，若β_max,j>β_max,0，则所述右边界弯度调节方案能够拓宽所述串列叶栅工作范围的右边界。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的设计方法，其特征在于，

所述最小来流气流角β_min,i的值越小，所述左边界弯度调节方案拓宽所述串列叶栅工作范围左边界的能力越强，其中1≤i≤M；

所述最大来流气流角β_max,j的值越大，所述右边界弯度调节方案拓宽所述串列叶栅工作范围右边界的能力越强，其中1≤j≤N。