CN114738054B - 一种航空发动机仿生学涡轮叶片设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机仿生学涡轮叶片设计方法，首先选取基准叶片，确定基准叶片在不同展向位置截面的压力面数据、吸力面数据和中弧线数据；在相邻展向截面之间进行插值，从而得到更多展向位置截面的压力面、吸力面和中弧线数据；生成所有截面的的前缘锯齿和尾缘锯齿，以及变换后的中弧线点坐标；根据变化后的中弧线点坐标，生成压力面和吸力面数据；将各个展向位置的压力面和吸力面数据合并，得到整个仿生学叶片的几何数据。本发明方法生成的仿生学涡轮叶片可以带来6dB左右的降噪效果，同时由于降低了局部涡系结构的影响，可能会带来的气动效率的提升在1％以内。

Description

一种航空发动机仿生学涡轮叶片设计方法

技术领域

本发明属于航空技术领域，具体涉及一种仿生学涡轮叶片设计方法。

背景技术

受猫头鹰翅膀结构和座头鲸鳍肢前缘突起的启发，仿生学锯齿前缘和锯齿尾缘的降噪设计方法成为研究热点。然而，目前多数研究是针对单独锯齿前缘或锯齿尾缘对机翼，风扇和风轮等结构的宽频噪声而展开的。这些研究极少数涉及到锯齿前缘和锯齿尾缘的综合降噪效应，在航空发动机涡轮部件上的应用更为罕见。

目前，在已申请专利中，涉及到波浪前缘或锯齿尾缘叶片的专利较多，涉及到螺旋桨、翼型、风扇/压气机、离心风机和涡流发生器等各个领域。其中，与航空发动机仿生学涡轮叶片设计方法直接相关的专利仅有：《一种低压涡轮静子叶片波浪前缘的构造方法》(申请号：CN202110064795.2)。其中，涉及波浪前缘和锯齿尾缘尾缘组合设计的仅有《一种具有波浪前缘和锯齿尾缘的叶片设计方法》，该专利仅仅适用于各展向叶片型线相同的情况，而这种方法对于涡轮显然不适用。此外，这些专利存在两个明显的特征：一、已有专利仅仅与单独的波浪前缘叶片或单独的锯齿尾缘叶片相关，没有涉及到前尾缘组合叶片；二、由于涡轮叶片复杂的弯扭特征，多数专利中采用的切割式生成锯齿结构方法在航空发动机涡轮部件上是无法直接使用的，并且该方法存在明显的弊病，即无法保证锯齿结构叶片和基准叶片的声源积分面一致，进而无法准确量化锯齿结构的降噪效果。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种航空发动机仿生学涡轮叶片设计方法，首先选取基准叶片，确定基准叶片在不同展向位置截面的压力面数据、吸力面数据和中弧线数据；在相邻展向截面之间进行插值，从而得到更多展向位置截面的压力面、吸力面和中弧线数据；生成所有截面的的前缘锯齿和尾缘锯齿，以及变换后的中弧线点坐标；根据变化后的中弧线点坐标，生成压力面和吸力面数据；将各个展向位置的压力面和吸力面数据合并，得到整个仿生学叶片的几何数据。本发明方法生成的仿生学涡轮叶片可以带来6dB左右的降噪效果，同时由于降低了局部涡系结构的影响，可能会带来的气动效率的提升在1％以内。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：

步骤1：选取基准叶片，确定基准叶片在不同展向位置截面的压力面数据、吸力面数据和中弧线数据；使展向位置截面的数量能够覆盖基准叶片几何特征，相邻展向位置截面间距相同，压力面、吸力面和中弧线数据长度相同；

步骤2：根据基准叶片的截面数据，在相邻展向截面之间进行插值，从而得到更多展向位置截面的压力面、吸力面和中弧线数据；

步骤3：对于任一个截面，生成前缘锯齿和尾缘锯齿；

步骤3-1：生成前缘锯齿时，以中弧线前缘点为坐标原点，以中弧线上各个点与前缘点的距离为横坐标轴刻度，生成中弧线坐标系；生成尾缘锯齿时，以尾缘点为坐标原点，以中弧线上各个点与尾缘点的距离为横坐标轴刻度，生成中弧线坐标系；

步骤3-2：在中弧线坐标系中对步骤1和步骤2的中弧线数据进行多项式拟合，并根据设定的锯齿振幅，确定拟合后中弧线前缘点或尾缘点位置；按照锯齿波峰所在截面扩大和波谷所在截面缩小的原则对中弧线坐标系进行相应的缩放，将缩放结果重新带入到多项式中，得到变换后所有中弧线点坐标；

步骤4：在中弧线坐标系XYZ三个方向上，保证变换前后压力面-中弧线和吸力面-中弧线在同一位置对应的的距离不变，根据变换后的中弧线点坐标，生成压力面和吸力面数据；

步骤5：重复步骤3和步骤4，完成所有展向位置截面的处理；

步骤6：将各个展向位置的压力面和吸力面数据合并，得到整个仿生学叶片的几何数据。

本发明的有益效果如下：

与现有技术相比，本发明的有益效果包括仿生学叶片生成方法和仿生学降噪收益两个方面。在仿生学叶片生成方法方面，有益效果主要在于：

(1)不同于简便的切割式方法，该方法直接对基准叶片进行变换处理，保证了叶片表面表面积在变换前后一致，从而减少变量；

(2)解决了以往理论方法中叶片转折角不能过大的弊病，该方法可以既适用于转折角较小的翼型和风扇，也适用于转折角较大的涡轮叶片；

(3)该方法可用于生成锯齿前尾缘叶片，不只是生成单独的锯齿前缘叶片或者锯齿尾缘叶片。

在降噪收益方面，有益效果主要在于：航空发动机涡轮为多级部件，相邻叶片轴向间距很小，影响噪声量级的因素很多。以涡轮部件严重的高频单音为例，中间某个叶片表面的压力脉动可来源于上游强烈的周期性尾迹和下游势流场，同时，上游轮毂或叶尖的涡系结构也会在叶片表面局部区域产生明显的噪声源。而锯齿前缘结构会直接影响整个前缘甚至叶片表面的非定常压力脉动的幅值和相位分布，同时“破碎”轮毂和叶尖的涡吸结构，从而降低上游尾迹和轮毂/叶尖涡系结构对下游叶片的噪声辐射。此外，锯齿尾缘结构会直接影响整个尾缘甚至叶片表面的非定常压力脉动的幅值和相位分布，从而降低下游势流场引起的噪声辐射。同时，锯齿尾缘对于叶片本身边界层发展带来的尾缘宽频噪声也会起到很大的控制效果。

综合以上效果，本发明的仿生学涡轮叶片设计方法适用面较广，同时，相对于基准叶片，本发明的仿生学涡轮叶片可以带来6dB左右的降噪效果，同时由于降低了局部涡系结构的影响，可能会带来的气动效率的提升在1％以内。

附图说明

图1为本发明基准涡轮叶片截面数据提取位置示意图。

图2为某截面数据示意图(吸力面、压力面和中弧线)。

图3为不同叶型分布形式单周期内所需截面数示意图：(a)正弦型；(b)直锯齿。

图4为某截面中弧线原始数据和拟合结果对比示意图。

图5为单周期内锯齿结构及叶型示意图；

图6为航空发动机仿生学涡轮叶片生成示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

本发明以航空发动机全三维涡轮叶片为对象，提出一种仿生学涡轮叶片设计方法(锯齿前缘与锯齿尾缘组合构型)，为后期开展低噪声涡轮叶片设计奠定基础。

本发明以直前/尾缘涡轮叶片为基准，生成的仿生学涡轮叶片与基准叶片的弯扭程度和叶片表面面积相同，保证了在后期量化锯齿前缘和锯齿尾缘的综合降噪效果时，选择了锯齿前/尾缘这单一变量，而不用考虑其它结构变化带来的影响。相对于基准叶片，本发明带来的降噪收益在6dB左右。

本发明的技术方案是：叶片由具有不同弦长的叶片型线沿展向堆叠形成，并保证仿生学叶片的平均弦长和基准叶片的弦长一致，这就需要保证仿生学叶片的波峰和波谷的位置是相对于基准叶片的前尾缘点进行同步放大或者缩小。以此同时，为了解决涡轮叶片大转折角带来的影响，对前尾缘进行变换时，需要对各中弧线进行多项式拟合从而保证前尾缘点的正确变换方向，以降低攻角变化带来的影响。

一种航空发动机仿生学涡轮叶片设计方法，包括如下步骤：

步骤1：选取基准叶片，确定基准叶片在不同展向位置截面的压力面数据、吸力面数据和中弧线数据；使展向位置截面的数量能够覆盖基准叶片几何特征，相邻展向位置截面间距相同，压力面、吸力面和中弧线数据长度相同；

步骤2：确定插值系数，根据基准叶片的截面数据，在相邻展向截面之间进行插值，从而得到更多展向位置截面的压力面、吸力面和中弧线数据；

步骤3：对于任一个截面，生成前缘锯齿和尾缘锯齿，生成前尾缘锯齿结构需要依次序进行，但先后顺序不影响生成效果；要么先生成锯齿前缘，然后再生成锯齿尾缘；要么先生成锯齿尾缘，再生成锯齿前缘；

步骤3-1：生成前缘锯齿时，以中弧线前缘点为坐标原点，以中弧线上各个点与前缘点的距离为横坐标轴刻度，生成中弧线坐标系；生成尾缘锯齿时，以尾缘点为坐标原点，以中弧线上各个点与尾缘点的距离为横坐标轴刻度，生成中弧线坐标系；

步骤3-2：在中弧线坐标系中对步骤1和步骤2的中弧线数据进行多项式拟合，并根据设定的锯齿振幅，确定拟合后中弧线前缘点或尾缘点位置；按照锯齿波峰所在截面扩大和波谷所在截面缩小的原则对中弧线坐标系进行相应的缩放，将缩放结果重新带入到多项式中，得到变换后所有中弧线点坐标；

步骤4：在中弧线坐标系XYZ三个方向上，保证变换前后压力面-中弧线和吸力面-中弧线在同一位置对应的的距离不变，根据变换后的中弧线点坐标，生成压力面和吸力面数据；

步骤5：重复步骤3和步骤4，完成所有展向位置截面的处理；

步骤6：将各个展向位置的压力面和吸力面数据合并，得到整个仿生学叶片的几何数据。

具体实施例：

本发明涉及的一种航空发动机仿生学涡轮叶片及设计方法，以基准叶片为基础进行坐标变换，适用于但不局限于航空发动机涡轮叶片。为了说明该方法的适用性，在以下内容中，本发明以某真实发动机的涡轮叶片为案例，说明该方法的具体实施方式。

参考图1—图6，本实施例包括以下主要步骤：

步骤1：基于基准叶片，选取I个不同展向位置的叶型坐标数据，并通过前尾缘点坐标对叶型坐标进行分离得到压力面坐标和吸力面坐标，并基于此，得到中弧线坐标。这个过程中，需要注意以下几点要求：(1)I个截面能够表征叶片几何特征，实际应用中，本发明建议I取10左右。在本例中，由于涡轮叶片弯扭程度较大，为了尽可能满足该要求，I＝13，如图1所示；(2)I个截面中相邻截面的间距相等；(3)所有截面的压力面、吸力面和中弧线数据长度L相等，本例中，L＝211，如图2所示。

步骤2：生成锯齿结构前，需要确定好需要的锯齿数量m，并根据叶片总展向高度H确定波长W。以锯齿数量m和单锯齿内需要的截面数n确定插值系数t，在相邻两两展向截面之间进行插值，从而得到N个展向位置的压力面、吸力面和中弧线数据。这个过程中，需要注意的点包括：(1)H＝m*W。对于某涡轮叶片，H是固定的，因此，m和W只需要任意确定一个。本案例中，H约为192mm，m＝24，W＝8mm；(2)单锯齿内需要的截面数对于不同的前尾缘形状要求是不一样的，比如说，对于正弦型，n至少等于9，如图3中(a)所示；对于直锯齿，n取3即可满足要求，如图3(b)所示。本案例中，采用正弦型锯齿，因此，n＝9；(3)插值系数t与基准叶型数I和需要的总截面数N是相关联的。本案例中，N＝193，每相邻基准截面之间另再需要确定23个截面，那么插值系数t＝1/24。

步骤3：分别对生成锯齿前缘和锯齿尾缘，需要分开进行，但前后顺序不影响生成效果，为了方便说明，这里先生成锯齿前缘，然后再生成锯齿尾缘。

(1)根据所有截面的中弧线生成坐标轴，前缘点为坐标原点，剩余点与前缘点的距离为坐标系大小。同时，以该中弧线坐标为x轴，各中弧线数据的各个方向的大小为y轴，进行多项式拟合。这个过程中，多项式阶次需要能够尽可能地表征中弧线分布趋势，阶次建议在4～8次之间比较合适。本案例中，基准叶型的y坐标为展向方向，因此，只需要对x方向和z方向的坐标进行上述的多项式拟合，案例采用五次多项式。由于193个截面的数据不相同，拟合出来的五次多项式系数也不相同，以某个截面为例，拟合结果如图4所示，而根据选定的锯齿振幅A＝4mm，该截面前缘点从Ci变换为Di，如图4所示。

(2)根据前缘锯齿振幅A，对中弧线坐标系的大小进行相应的缩放(波峰所在截面需要扩大，波谷所在截面需要缩小)，将缩放结果带入到上一步中的多项式中，重新得到所有截面的中弧线数据。

(3)在笛卡尔坐标系中，保证锯齿前缘变换前后的压力面/吸力面与中弧线上对应位置在各个方向的距离一致，根据重新生成的锯齿截面的中弧线，依次序生成锯齿前缘的压力面/吸力面数据；

(4)将尾缘点替换成前缘点，重复以上操作步骤，即可实现锯齿尾缘结构的生成。以单周期锯齿形状为例，生成效果如图5所示，图中同一线框代表同一展向高度处的截面数据。

步骤4：将所有截面数据进行整合，得到仿生学涡轮叶片的叶型数据，可根据个人需求将数据保存为改为不同商用软件需要的格式，从而显示最终的叶片形状。本实施例中，将数据保存为Turbogrid需要的导入格式，仅给出最终的仿生学涡轮叶片的简化形状，如图6所示。

Claims (1)

1.一种航空发动机仿生学涡轮叶片设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：选取基准叶片，确定基准叶片在不同展向位置截面的压力面数据、吸力面数据和中弧线数据；使展向位置截面的数量能够覆盖基准叶片几何特征，相邻展向位置截面间距相同，压力面、吸力面和中弧线数据长度相同；

步骤2：根据基准叶片的截面数据，在相邻展向截面之间进行插值，从而得到更多展向位置截面的压力面、吸力面和中弧线数据；

步骤3：对于任一个截面，生成前缘锯齿和尾缘锯齿；

步骤3-1：生成前缘锯齿时，以中弧线前缘点为坐标原点，以中弧线上各个点与前缘点的距离为横坐标轴刻度，生成中弧线坐标系；生成尾缘锯齿时，以尾缘点为坐标原点，以中弧线上各个点与尾缘点的距离为横坐标轴刻度，生成中弧线坐标系；

步骤3-2：在中弧线坐标系中对步骤1和步骤2的中弧线数据进行多项式拟合，并根据设定的锯齿振幅，确定拟合后中弧线前缘点或尾缘点位置；按照锯齿波峰所在截面扩大和波谷所在截面缩小的原则对中弧线坐标系进行相应的缩放，将缩放结果重新带入到多项式中，得到变换后所有中弧线点坐标；

步骤4：在中弧线坐标系XYZ三个方向上，保证变换前后压力面-中弧线和吸力面-中弧线在同一位置对应的的距离不变，根据变换后的中弧线点坐标，生成压力面和吸力面数据；

步骤5：重复步骤3和步骤4，完成所有展向位置截面的处理；

步骤6：将各个展向位置的压力面和吸力面数据合并，得到整个仿生学叶片的几何数据。

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