CN111156195B

CN111156195B - 一种压气机叶片前缘结构

Info

Publication number: CN111156195B
Application number: CN202010014587.7A
Authority: CN
Inventors: 姜斌; 李润泽; 李赫飞; 郑群
Original assignee: Harbin Engineering University
Current assignee: Harbin Engineering University
Priority date: 2020-01-07
Filing date: 2020-01-07
Publication date: 2023-11-17
Anticipated expiration: 2040-01-07
Also published as: CN111156195A

Abstract

本发明提供一种新型的压气机叶片前缘结构，由两端至中间分为两个平滑前缘区域、两个端区特殊结构区域和一个中部特殊结构区域，两个平滑前缘区域的高度分别为0％～10％叶高，两个端区特殊结构区域的高度分别为10％～25％叶高，中部特殊结构区域的高度为30％～80％叶高。本发明是通过傅里叶展开式形式的复合函数控制压气机叶片前缘的造型，曲面凹凸变化中在凸起处形成气流的汇聚加速流动，在凹陷处发生附面层卷曲产生特殊的涡结构，通过附面层的重组而改善叶片的内部流动,提高了叶片的气动性能。

Description

一种压气机叶片前缘结构

技术领域

本发明涉及一种压气机叶片前缘结构，是通过傅里叶展开式形式的复合函数控制压气机叶片前缘的造型，曲面凹凸变化中在凸起处形成气流的汇聚加速流动，在凹陷处发生附面层卷曲产生特殊的涡结构，通过附面层的重组而改善叶片的内部流动,提高了叶片的气动性能。属于压气机叶片设计技术领域。

背景技术

燃气轮机压气机叶片气动性能的提升，以及压气机稳定工作范围的扩增一直是压气机设计研究的重点，压气机叶片前缘形状改进是现代压气机设计和提高性能的重要手段，大量的理论和实验研究表明，叶片前缘型线的改变对压气机性能影响显著，特别是前缘曲率变化，对正攻角下叶片背弧的边界层转捩和发展起到重要作用。

对于压气机前缘结构的研究主要包括二维前缘局部型线的改进以及前缘形状在展向上的不均匀布局研究。对于前者，主要集中在椭圆形前缘形状以及曲率连续型前缘形状等具有新型前缘曲线的压气机叶型方面，Walraevens和Cumpsty等人通过实验，对比了圆弧形前缘和椭圆形前缘的局部流动，发现椭圆形前缘可以抑制附面层的发展，推迟边界层转捩，扩大了攻角范围。宋寅等人考虑到对前缘流动的影响主要是前缘的曲率的不连续，研究了一种利用贝塞尔曲线造型的曲率连续型前缘，发现其抑制分离的效果比椭圆形前缘更明显。对于后者，Fisher等人首先在外流翼型的前缘做出了正弦形的凹凸前缘结构，能够提升翼型的稳定工况范围。并在后续的研究中，以正弦曲线逐渐将前缘凹凸造型方法应用到的压气机叶片的内部流动中。在目前的研究中，通过简单的正弦曲线控制压气机前缘造型，能够将叶片整体分离区分成数量较多的小范围分离区，有效改善通道内的流场并抑制分离流动。通过正弦形前缘凹凸造型使压气机叶片能够在大攻角工况下起到较明显降低叶栅损失的作用，并且能够延缓叶栅失速现象的发生。

国内外对于压气机叶片前缘在展向上的不均匀布局研究开展了大量的研究工作，对于前缘结构的研究主要集中在正弦形展向分布前缘的研究上，通过改变前缘正弦曲线的周期以及幅值两个参数进行了大量的变参数研究。Keerthi M C等人通过实验研究，发正弦形前缘压气机叶栅能够将失速攻角由8°提升至9.6°。郑覃等人通过数值研究，发现仿生叶栅在零攻角下产生了额外的总压损失，但在8°攻角下总压损失系数降低了18.8％。杨凌等人通过将半圆形前缘压气机叶片复合改型为二维椭圆前缘以及展向正弦形前缘，发现设计点的损失仍然提高了。

从国内外的研究现状来看，目前对压气机叶片前缘形状的研究，主要在于前缘二维流动的改善以及前缘沿展向的三维不均匀分布。对于与二维前缘叶型的研究如半圆形前缘改为椭圆形前缘的改进结果也是压气机叶型前缘处的局部二维流动的改善；对于前缘沿展向不均匀分布的相关研究，以前缘正弦形凹凸形状研究为主，通过仅有的周期参数以及幅值参数定义前缘结构使得前缘凹凸造型的参数化研究存在一定局限性，前缘特殊结构对于压气机叶片中部的分离流动以及近端壁处角区分离流动控制的差异还不能提出有针对性的方案。同时这种正弦形凹凸前缘叶片虽然在大攻角下能够明显降低气动损失，但在低攻角下的叶片气动性能的损失恶化的问题还未解决。

本文发明的基于傅里叶展开式复合函数的新型压气机叶片前缘结构中，在叶片端区采用一定范围的平滑前缘，在叶中部采用与端区特殊结构参数不同的参数选取，能够满足前缘特殊结构对叶片不同区域流动控制效果的差异性，使得这种新型前缘结构在零攻角工况下使叶片的总压损失系数低了11.45％，相比于正弦形前缘叶片在零攻角下叶片气动性能的恶化效应起到了改进作用。

发明内容

本发明的目的是为了降低压气机叶片的流动损失，抑制分离现象而提供一种压气机叶片前缘结构，通过傅里叶展开式形式的复合函数定义压气机叶片的前缘曲线，使得压气机叶片前缘形成凹凸起伏的曲面变化趋势，形成的特殊流场结构使得压气机叶片较大的分离区分散成了数量较多范围较小的分离区，降低了分离流动产生的损失。同时靠近端区较强动量的主流以及流向涡对的径向发展对角区分离流动也能够到一定的改善作用，能够起到提高叶片气动性能的作用。

本发明的目的是这样实现的：由两端至中间分为两个平滑前缘区域、两个端区特殊结构区域和一个中部特殊结构区域，两个平滑前缘区域的高度分别为0％～10％叶高，两个端区特殊结构区域的高度分别为10％～25％叶高，中部特殊结构区域的高度为30％～80％叶高。

本发明还包括这样一些结构特征：

1.两个端区特殊结构区域的型线满足：

f(t)＝K₁sin(ωt)+K₂cos(ωt)+K₃sin(2ωt)+K₄cos(2ωt)+K₅ sin(3ωt)+K₆cos(3ωt)

其中：K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆为傅里叶展开项的系数。

2.中部特殊结构区域的型线满足：

f(t)＝K₁sin(ωt)+K₂ cos(ωt)+K₃sin(2ωt)+K₄ cos(2ωt)。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：1、现有二维叶型技术概念的限制进一步改善叶栅性能单独逐步提升，气动收益将越来越小。本发明利用特定的三维前缘结构构造特殊的局部流动，突破了二维叶型设计的概念，通过附面层的重组显著改善叶片的流动，提升了叶片的气动性能。2、与现有的压气机叶片正弦函数前缘结构相比，本发明结构通过傅里叶展开式形式的复合函数定义前缘形状，能够通过多维参数化研究，更好的针对叶片端区以及叶中部不同的流场结构选择不同参数的复合函数来控制叶片不同区域的流动。3、与现有的压气机叶片正弦函数前缘结构相比，本发明结构解决了正弦函数前缘造型在设计工况下损失增加的问题，零攻角下本发明前缘结构使得叶片的总压损失系数降低了11.45％。4、本发明所述的前缘特殊结构的变化更平缓，曲率变化并不剧烈，相比于目前的正弦形前缘结构而言实际工程造型难度低，应力集中问题有所减轻，且不需要增加额外的附属机构，结构相对简单，易于实现。

附图说明

图1是前缘傅里叶函数曲线示意图；

图2是复合函数前缘特殊结构布置方式；

图3是复合函数前缘叶片展向俯视图；

图4是本发明前缘结构应用于压气机一级叶片造型的示意图。

具体实施方式

下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述。

本发明的目的是这样实现的：将叶片分为5区域，如附图1所示，其中：

1、上、下端壁位置的平滑前缘的两个区域，前缘采用直线控制，不需要函数定义。平滑前缘区域的高度范围占比叶高的百分比是这样确定的：

根据原始叶片的数值模拟结果中，流场分析所得到的角区分离范围进行确定，由于角区分离是一种三维分离结构，在叶片吸力面以及端壁上都存在判定范围：

(1)设原始叶片的角区分离范围在吸力面上达到x％叶高，则对于本发明的特殊前缘叶片，上、下平滑前缘的范围均为0.5x％叶高，一般来说上、下平滑前缘区域对应的范围是0％～10％叶高。

(2)若角区分离在端壁上的范围小于4％叶高时，可以不设置平滑前缘，即端壁平滑前缘区域对应的范围是0％叶高。

2、上、下端区附近的特殊结构的两个区域，前缘采用如下函数进行控制：

f(t)＝K₁sin(ωt)+K₂cos(ωt)+K₃sin(2ωt)+K₄cos(2ωt)+K₅sin(3ωt)+K₆cos(3ωt)(1)

式(1)的参数方程形式以及函数参数的选取方法在式(3)～(6)进行了详细说明，一般来说上、下端区特殊结构对应的范围是10％～25％叶高。

3、叶片中部的特殊结构，前缘采用如下函数进行控制：

f(t)＝K₁sin(ωt)+K₂ cos(ωt)+K₃sin(2ωt)+K₄ cos(2ωt) (2)

式(2)的参数方程形式以及函数参数的选取方法在式(7)～(10)进行了详细说明，一般来说叶片中部的特殊结构对应的范围是30％～80％叶高。

1、其上、下端区特殊结构前缘参数选定在于步骤如下：

根据压气机来流条件(来流马赫数、攻角和雷诺数)，进行复合函数前缘特殊结构的参数的选取，其中前缘函数(1)的参数方程形式如式(3)，其中H为叶高，K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆为傅里叶展开项的系数(K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆不全为0)，A表示为前缘特殊结构幅值相对于弦长的百分比，W为前缘特殊结构周期相对于叶高的百分比，α为叶片几何进口角，c₀为平移常数，将在附图2中说明。

其中K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆以及A和W的取值与来流马赫数具有一定的关系。通过8维拉丁超立方抽样方法，对抽样结果进行参数化研究，通过对结果的曲线拟合得到了各个参数与来流马赫数之间的函数关系如下：

式组(4)，M表示来流马赫数，取值区间为[0.2,0.8]。其中K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆参数与马赫数之间的函数关系较为复杂，至少需要5次多项式进行拟合，而参数A的变化趋势具有一定的正相关性，参数W具有一定的负相关性，对于这两个参数采用3次多项式拟合即可。

随着来流攻角的提升，参数A应当提高，参数W应当降低，参数的变化程度参考如上式组(5)函数关系。其中式组(5)中i表示来流攻角的大小，取值区间为(0,20]，通过多维参数的因子敏感性分析，发现K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆参数对于攻角的敏感性较低，不需要进行参数-攻角的函数关系建立。同时发现K₃，K₄，K₅，K₆参数对于来流雷诺数的敏感性较低，式(6)中R表示雷诺数，参数K₁，K₂，A，W与来流雷诺数之间的关系为：

通过拉丁超立方抽样方法、因子敏感性分析以及对参数化研究结果的曲线拟合，得到式组(4)～(6)，建立起参数K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆，A，W与来流马赫数、攻角、雷诺数的函数关系，通过上述式组对前缘进行合理的气动预测及参数选取。

2、其叶片中部的特殊结构前缘参数选定在于步骤如下：

根据压气机来流条件和叶片负荷(来流马赫数、攻角和雷诺数)，进行复合函数前缘特殊结构的参数的选取，其中前缘函数(2)的参数方程形式如式(7)，其中H为叶高，K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆为傅里叶展开项的系数(K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆不全为0)，A表示为前缘特殊结构幅值相对于弦长的百分比，W为前缘特殊结构周期相对于叶高的百分比，α为叶片几何进口角，c₀为平移常数

其中K₁，K₂，K₃，K₄以及A和W的取值与来流马赫数具有一定的关系。通过6维拉丁超立方抽样方法，对抽样结果进行参数化研究，通过对结果的曲线拟合得到了各个参数与来流马赫数之间的函数关系如下：

式组(8)中，M表示来流马赫数，取值区间为[0.2,0.8]。

随着来流攻角的提升，参数A应当提高，参数W应当降低，参数的变化程度参考如式组(9)的函数关系。其中式组(9)中i表示来流攻角的大小，取值区间为(0,20]，通过多维参数的因子敏感性分析，发现K₁，K₂，K₃，K₄参数对于攻角的敏感性较低，不需要进行参数-攻角的函数关系建立。

通过多维参数的因子敏感性分析，发现K₂，K₃，K₄参数对于来流雷诺数的敏感性较低，雷诺数选取范围是[5×10⁴,1×10⁶]，式(10)中R表示雷诺数，参数K₁，A，W与来流雷诺数之间的关系为：

图1为本发明的一种压气机叶片前缘结构所选取的傅里叶展开式函数曲线示意图，通过该曲线定义前缘结构，其中幅值、周期已经在图中标出，其中平移常数是建立曲线时通过平移使得平移后的曲线在距离原点的一个周期内得到一个完整的前缘结构的几何型线，区别于简单的正弦函数曲线，c0的选取需要通过求得所选取函数极值点来确定。

图2是本发明的一种新型压气机叶片前缘结构的布置方式示意图，新型压气机叶片前缘结构的布置包括近端壁处的部分平滑前缘，根据端区角区分离形态决定，使端区的特殊结构能够针对角区分离涡核位置，占比为0％～10％叶高；包括靠近端区的端区特殊结构(特殊前缘结构)，占比10％～25％叶高；包括叶中部参数不同的特殊前缘结构，占比为30％～80％叶高，特殊结构的参数选取方式见技术方案。

图3是本发明的一种压气机叶片前缘结构展向俯视图，前缘特殊结构波峰位置与波谷位置均匀保持在原始叶型前缘的两侧，通过对前缘型线的线积分运算，并调整前缘结构的相对位置，来保证这种带有新型前缘结构的压气机叶片的径向平均弦长与原始叶片相等，平均稠度相等，避免由于稠度变化带来的气动影响。

图4为本发明应用于压气机动叶或静叶上，可以通过附面层的重组控制压气机内部流动，降低叶片流动损失并显著提升压气机性能，通过技术方案式组(1)～(10)进行如图2形式的叶片前缘造型，得到的本发明所阐述的，一种新型压气机前缘结构一级压气机的真实实例图。

综上，本发明涉及一种压气机叶片前缘结构。通过傅里叶展开式的形式定义前缘函数，使压气机叶片前缘形成曲面凹凸变化的趋势,在凸起处形成气流的汇聚加速流动，在凹陷处发生附面层卷曲产生特殊的涡结构，通过附面层的重组而改善叶片的内部流动。这种新型压气机叶片前缘结构能够有效改善叶片中部的流动，并抑制叶片近端壁的角区分离现象，明显降低叶片的损失。该发明专利可应用燃气轮机压气机动叶或静叶的叶片设计中，能够显著提升压气机叶片的气动性能。

Claims

1.一种压气机叶片前缘结构，其特征在于：由两端至中间分为两个平滑前缘区域、两个端区特殊结构区域和一个中部特殊结构区域，两个平滑前缘区域的高度分别为0％～10％叶高，两个端区特殊结构区域的高度分别为10％～25％叶高，中部特殊结构区域的高度为30％～80％叶高；

两个端区特殊结构区域的型线满足：

f(t)＝K₁sin(ωt)+K₂cos(ωt)+K₃sin(2ωt)+K₄cos(2ωt)+K₅sin(3ω

t)+K₆cos(3ωt)(1)

中部特殊结构区域的型线满足：

f(t)＝K₁sin(ωt)+K₂cos(ωt)+K₃sin(2ωt)+K₄cos(2ωt)； (2)

其上、下端区特殊结构前缘参数选定在于步骤如下：

根据压气机来流马赫数进行复合函数前缘特殊结构的参数的选取，其中上下端区特殊结构区域的前缘函数的参数方程形式为公式(3)，

其中H为叶高，K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆为傅里叶展开项的系数，K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆不全为0，A表示为前缘特殊结构幅值相对于弦长的百分比，W为前缘特殊结构周期相对于叶高的百分比，α为叶片几何进口角，c₀为平移常数

其中K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆以及A和W的取值与来流马赫数的关系通过8维拉丁超立方抽样方法，对抽样结果进行参数化研究，通过对结果的曲线拟合得到了各个参数与来流马赫数之间的函数关系为如下：

K₁＝-0.2699M⁵-0.1892M⁴+0.4135M³+0.23M²+0.2806M+0.5228

K₂＝-0.2453M⁵-0.3436M⁴+0.9309M³+0.6423M²-0.8537M+0.4216

K₃＝0.2493M⁵+0.26666M⁴-0.8805M³-0.8538M²+0.6793M+0.855

K₄＝0.9309M⁵+0.1328M⁴-2.666M³-0.3838M²+1.468M+0.8274

K₅＝0.2798M⁵+0.01875M⁴-0.8119M³-0.3503M²+0.4959M+0.7475

K₆＝0.1858M⁵-0.3393M⁴-0.5591M³+0.8601M²+0.2942M+0.2263

A＝0.005497M³-0.001939M²+0.0138M+0.05608

W＝-0.004045M³+0.00003571M²-0.08297M+0.3791

式组中M表示来流马赫数，取值区间为[0.2,0.8]，其中K₁，K₂，K₃，K₄，K₅，K₆参数与马赫数之间的函数关系较为复杂，至少需要5次多项式进行拟合，而参数A的变化趋势具有一定的正相关性，参数W具有一定的负相关性，对于这两个参数采用3次多项式拟合即可；

其叶片中部的特殊结构前缘参数选定在于步骤如下：

根据压气机来流马赫数进行复合函数前缘特殊结构的参数的选取，其中叶片中部的特殊结构前缘函数的参数方程形式为式(7)，

其中K₁，K₂，K₃，K₄以及A和W的取值与来流马赫数的关系通过6维拉丁立方抽样方法，对抽样结果进行参数化研究，通过对结果的曲线拟合得到了各个参数与来流马赫数之间的函数关系为如下：

K₁＝-0.05208M⁴-0.112M³+0.3458M²+0.3768M+0.33

K₂＝-0.04948M⁴-0.3459M³+0.4073M²+0.4941M+0.4

K₃＝0.4154M⁴-0.001647M³-0.8036M²-0.2444M+0.66

K₄＝-0.7888M⁴-0.2632M³+1353M²+0.635M+0.25

A＝-1.2917M⁴+3.0417M³-2.6321M²+0.9931M-0.1365

W＝-1.1250M⁴+2.9167M³-2.7813M²+1.1471M-0.1692

式组中M表示来流马赫数，取值区间为[0.2,0.8]。