CN115169032A - 带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法 - Google Patents

带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法 Download PDF

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CN115169032A CN202210758829.2A CN202210758829A CN115169032A CN 115169032 A CN115169032 A CN 115169032A CN 202210758829 A CN202210758829 A CN 202210758829A CN 115169032 A CN115169032 A CN 115169032A
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王政
张绍文
陈奕宏
陈晨
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Abstract

本发明公开了一种带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，该方法先确定三维叶片的初步设计方案，然后进行多状态计算和三维数值仿真的迭代运算，以实现二维叶型设计参数的迭代优化，得到基准设计方案，最后进行叶尖凹槽和小翼复合结构的迭代优化。叶尖凹槽和小翼复合结构改变了转子叶尖两侧的表面速度分布，降低了转子叶尖两侧的压差，达到控制转子叶尖泄露流的目的，并使得气流在小翼的压、吸力面肋条两处同时形成流动分离，对泄露射流形成两次堵塞，同时凹槽内部刮削涡、壁面角涡等复杂流动结构增强了泄露流在间隙内部的掺混，减小了间隙射流的系数，降低了泄露流与主流的掺混损失，从而大大提升了燃气涡轮的工作性能。

Description

带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法
技术领域
本发明涉及燃气涡轮工作叶片设计技术领域，特别地，涉及一种带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法。
背景技术
涡轮作为航空涡轮发动机关键部件之一，其性能好坏直接影响发动机是否能够高效运行。在涡轮通道内部，由于转子和静止机匣之间必然存在径向间隙，转子叶尖压力面侧的部分气流在叶尖负荷驱动下形成泄漏流动，不可避免与主流发生掺混，所造成的叶尖泄漏损失、掺混损失可能占据转子通道内部总损失的1/3。叶尖间隙泄漏流动对转子通道内部流动及其损失影响很大，主要表现在以下四个方面：1)转子叶尖气流做功减小，进入转子叶尖间隙的这部分气流方向未受到叶片作用而出现扭转，该部分气流在转子通道内产生的轮缘功为零；2)通道内部流动损失增加，增加的流动损失主要包括叶尖间隙内部损失、转子通道内部泄漏流与主流的掺混损失；3)通道内部有效流通面积减小，泄漏涡的产生对主流形成一定堵塞作用，使其有效流通面积小于其理论值；4)恶化下游叶排进口气动条件，叶尖泄漏流动使得转子通道出口气动参数分布更不均匀，导致下游叶排在远离设计工况下工作运行。因此，控制转子叶尖泄漏损失对涡轮部件乃至整台动力装置的高效运行具有重要意义。
目前，控制转子叶尖泄漏损失的方法主要采用减小叶尖间隙(即采用平叶尖设计方案)，其可以直观地减小泄漏流的流通面积及其泄漏量，降低泄漏损失及其与主流的掺混损失。但是，减小叶尖间隙会因热膨胀和离心力作用出现转子叶尖与静止机匣剐磨的情况，严重时将危害发动机安全。
发明内容
本发明提供了一种带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，以解决现有燃气涡轮工作叶片存在的叶尖泄露损失较大的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，包括以下内容：
根据燃气涡轮工作叶片的叶型设计构造不同径向高度上的二维叶型，并根据叶型设计选择对应的积迭规律将各个二维叶型沿径向叠加形成三维叶片的初步设计方案；
基于三维叶片的初步设计方案开展多状态计算；
根据多状态计算结果进行三维数值仿真，根据三维数值仿真结果优化调整二维叶型的设计参数，并基于重新设计的三维叶片开展多状态计算，不断迭代优化，直至燃气涡轮性能满足设计要求，得到燃气涡轮工作叶片的基准设计方案；
在燃气涡轮工作叶片的基准设计方案基础上进行叶尖凹槽和小翼复合结构的设计，并开展多状态计算，将带叶尖凹槽和小翼复合结构的叶片设计方案的多状态计算结果与基准设计方案的多状态计算结果进行对比，若燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求，则设计完成，若不满足设计要求，则重新调整叶尖凹槽和小翼的几何设计参数，不断迭代直至燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求。
进一步地，当燃气涡轮工作叶片的叶型设计为单截面造型直叶片或者两截面造型非直叶片时选择线性积迭规律，当燃气涡轮工作叶片的叶型设计为三截面造型非直叶片时选择抛物线积迭规律。
进一步地，二维叶型的设计参数包括半径、轴向弦长、叶片数目、前缘小圆直径、尾缘小圆直径、进口构造角、出口构造角、前缘楔角、尾缘楔角、安装角、弯折角和有效气流角。
进一步地，所述基于三维叶片的初步设计方案开展多状态计算的过程包括以下内容：
对两级燃气涡轮的两排工作叶片进行结构化网格划分，其中，主流通道网格采用H型拓扑结构，叶片周围以及间隙内部区域网格采用O型拓扑结构；
选取k-ε模型作为湍流模型对两级燃气涡轮进行三维计算；
对三维计算结果进行处理，获得多状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况。
进一步地，所述对三维计算结果进行处理，获得多状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况的过程包括以下内容：
计算得到各级涡轮的流量、膨胀比、效率和功率，并将其与总体技术指标进行对比；获取各排工作叶片的进、出口气流角，评估进口攻角损失；获取各排叶片能量损失系统并沿展向分布，确定损失较大的区域；获取各排叶片不同展向高度表面负荷，并判断何种加载方式；获取各级涡轮不同展向高度的流场，定性分析通道内的损失源。
进一步地，叶尖凹槽和小翼复合结构的几何设计参数包括叶尖凹槽的形状和凹槽深度、肋条厚度、压力面肋条的顶部宽度/高度/前倾角、吸力面肋条的顶部宽度/高度/后掠角。
进一步地，叶尖凹槽的形状与叶型相同，叶尖凹槽的深度、压力面肋条的高度、吸力面肋条的高度为平叶尖间隙的1～3倍，肋条厚度、压力面肋条的顶部宽度、吸力面肋条的顶部宽度均大于等于0.5mm且小于叶尖最大厚度，压力面肋条的前倾角、吸力面肋条的后掠角在30°～60°之间。
进一步地，叶尖凹槽的设计过程包括以下内容：
将二维叶型的吸、压力面型线向内偏置一定距离，以一定半径的前缘小圆和后缘小圆截取偏置后的吸、压力面型线，从而确定叶尖凹槽的形状，根据确定好的凹槽形状开展多种凹槽深度的三维计算分析以确定凹槽深度。
进一步地，压力面肋条的设计过程包括以下内容：
基于叶尖凹槽的叶片压力面侧向主流通道前倾一定角度，倾斜表面为圆弧面，并在开始倾斜的位置与叶片主体表面相切，切点到叶尖的距离为压力面肋条的高度，从而保证倾斜叶片表面与叶片主体表面光滑过渡，同时在叶片前、尾缘附近倾斜角度逐渐过渡至0°。
进一步地，吸力面肋条的设计过程包括以下内容：
基于叶尖凹槽的叶片吸力面侧向主流通道后掠一定角度，倾斜表面为圆弧面，并在开始倾斜的位置与叶片主体表面相切，切点到叶尖的距离为吸力面肋条的高度，从而保证倾斜叶片表面与叶片主体表面光滑过渡，同时在叶片前、尾缘附近倾斜角度逐渐过渡至0°。
本发明具有以下效果：
本发明的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，先确定三维叶片的初步设计方案，然后对初步设计方案进行多状态计算和三维数值仿真的迭代运算，以实现二维叶型设计参数的迭代优化，从而得到燃气涡轮工作叶片的基准设计方案，确保燃气涡轮的效率、功率、流量、强度、振动、寿命等性能满足基本设计要求。最后在基准设计方案的基础上进行叶尖凹槽和小翼复合结构的迭代优化，叶尖凹槽和小翼复合结构改变了转子叶尖两侧的表面速度分布，即负荷分布，降低了转子叶尖两侧的压差，达到控制转子叶尖泄露流的目的，并使得气流在小翼的压力面肋条和吸力面肋条两处同时形成流动分离，对泄露射流形成两次堵塞，同时凹槽内部刮削涡、壁面角涡等复杂流动结构增强了泄露流在间隙内部的掺混，减小了间隙射流的系数，降低了泄露流与主流的掺混损失，从而大大提升了燃气涡轮的工作性能。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法的流程示意图。
图2是本发明优选实施例中二维叶型设计的角度和尺寸定义示意图。
图3是图1中步骤S2的子流程示意图。
图4是本发明优选实施例中对燃气涡轮进行三维计算的计算域示意图。
图5是本发明优选实施例中带叶尖凹槽结构的叶片的截面示意图。
图6是本发明优选实施例中带叶尖凹槽和小翼复合结构的叶片的截面示意图。
图7是本发明优选实施例中叶尖凹槽设计的几何控制参数示意图。
图8是本发明优选实施例中的一级工作叶片分别采用基准设计方案、叶尖凹槽和小翼复合结构的设计方案计算得到的能量损失系数径向分布示意图。
图9是本发明优选实施例中的二级工作叶片分别采用基准设计方案、叶尖凹槽和小翼复合结构的设计方案计算得到的能量损失系数径向分布示意图。
图10是本发明优选实施例中的一级工作叶片分别采用基准设计方案、叶尖凹槽和小翼复合结构的设计方案计算得到的97.5％叶高处叶片表面马赫数轴向分布示意图。
图11是本发明优选实施例中的二级工作叶片分别采用基准设计方案、叶尖凹槽和小翼复合结构的设计方案计算得到的97.5％叶高处叶片表面马赫数轴向分布示意图。
图12中的(a)是本发明优选实施例中的带叶尖凹槽和小翼复合结构的一级工作叶片在50％流向截面处的马赫数分布示意图。
图12中的(b)是本发明优选实施例中的带叶尖凹槽和小翼复合结构的二级工作叶片在50％流向截面处的马赫数分布示意图。
图12中的(c)是本发明优选实施例中的带叶尖凹槽和小翼复合结构的一级工作叶片在50％流向截面处的速度矢量分布示意图。
图12中的(d)是本发明优选实施例中的带叶尖凹槽和小翼复合结构的二级工作叶片在50％流向截面处的速度矢量分布示意图。
图13中的(a)是本发明优选实施例中的带叶尖凹槽和小翼复合结构的一级工作叶片的叶尖端区流失示意图。
图13中的(b)是本发明优选实施例中的带叶尖凹槽和小翼复合结构的二级工作叶片的叶尖端区流失示意图。
图14是本发明优选实施例中的单级涡轮工作叶片采用不同叶尖凹槽深度设计与采用平叶尖设计进行涡轮级效率对比的示意图。
图15是本发明优选实施例中的单级涡轮工作叶片采用不同叶尖凹槽深度设计与采用平叶尖设计进行间隙出口总泄漏量对比的示意图。
图16是本发明优选实施例中的单级涡轮工作叶片采用凹槽+不同压力面肋条前倾角的复合设计与平叶尖、普通凹槽叶尖进行涡轮级效率对比的示意图。
图17是本发明优选实施例中的单级涡轮工作叶片采用凹槽+不同压力面肋条前倾角的复合设计与平叶尖、普通凹槽叶尖进行间隙出口总泄漏量对比的示意图。
图18是本发明优选实施例中的单级涡轮工作叶片采用凹槽+压力面肋条前倾+不同吸力面肋条后掠角的复合设计与平叶尖、凹槽+压力面肋条前倾+吸力面肋条不后掠的复合设计进行涡轮级效率对比的示意图。
图19是本发明优选实施例中的单级涡轮工作叶片采用凹槽+压力面肋条前倾+不同吸力面肋条后掠角的复合设计与平叶尖、凹槽+压力面肋条前倾+吸力面肋条不后掠的复合设计进行间隙出口总泄漏量对比的示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
如图1所示，本发明的优选实施例提供一种带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，包括以下内容：
步骤S1：根据燃气涡轮工作叶片的叶型设计构造不同径向高度上的二维叶型，并根据叶型设计选择对应的积迭规律将各个二维叶型沿径向叠加形成三维叶片的初步设计方案；
步骤S2：基于三维叶片的初步设计方案开展多状态计算；
步骤S3：根据多状态计算结果进行三维数值仿真，根据三维数值仿真结果优化调整二维叶型的设计参数，并基于重新设计的三维叶片开展多状态计算，不断迭代优化，直至燃气涡轮性能满足设计要求，得到燃气涡轮工作叶片的基准设计方案；
步骤S4：在燃气涡轮工作叶片的基准设计方案基础上进行叶尖凹槽和小翼复合结构的设计，并开展多状态计算，将带叶尖凹槽和小翼复合结构的叶片设计方案的多状态计算结果与基准设计方案的多状态计算结果进行对比，若燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求，则设计完成，若不满足设计要求，则重新调整叶尖凹槽和小翼的几何设计参数，不断迭代直至燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求。
可以理解，本实施例的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，首先根据燃气涡轮工作叶片的叶型设计构造不同径向高度上的二维叶型，并根据叶型设计选择对应的积迭规律将各个二维叶型沿径向叠加形成三维叶片的初步设计方案。然后，基于三维叶片的初步设计方案开展多状态计算，以获取多状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况，再根据获取的多状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况进行三维数值仿真，根据三维数值仿真结果优化调整二维叶型的设计参数，并基于重新设计的三维叶片开展多状态计算，不断迭代优化，直至燃气涡轮性能满足设计要求，得到燃气涡轮工作叶片的基准设计方案。最后，在燃气涡轮工作叶片的基准设计方案基础上进行叶尖凹槽和小翼复合结构的设计，并开展多状态计算，将带叶尖凹槽和小翼复合结构的叶片设计方案的多状态计算结果与基准设计方案的多状态计算结果进行对比，若燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求，则设计完成，若不满足设计要求，则重新调整叶尖凹槽和小翼的几何设计参数，不断迭代直至燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求。本发明的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，先确定三维叶片的初步设计方案，然后对初步设计方案进行多状态计算和三维数值仿真的迭代运算，以实现二维叶型设计参数的迭代优化，从而得到燃气涡轮工作叶片的基准设计方案，确保燃气涡轮的效率、功率、流量、强度、振动、寿命等性能满足基本设计要求。最后在基准设计方案的基础上进行叶尖凹槽和小翼复合结构的迭代优化，叶尖凹槽和小翼复合结构改变了转子叶尖两侧的表面速度分布，即负荷分布，降低了转子叶尖两侧的压差，达到控制转子叶尖泄露流的目的，并使得气流在小翼的压力面肋条和吸力面肋条两处同时形成流动分离，对泄露射流形成两次堵塞，同时凹槽内部刮削涡、壁面角涡等复杂流动结构增强了泄露流在间隙内部的掺混，减小了间隙射流的系数，降低了泄露流与主流的掺混损失，从而大大提升了燃气涡轮的工作性能。
可以理解，在所述步骤S1中，根据燃气涡轮设计要求，基于11参数法构造不同径向高度上的二维叶型，并将各个二维叶型沿径向按照一定的积迭规律叠加形成三维叶片的初步设计方案。其中，11参数法是由美国Williams公司的高级气动工程师L.J.Pritchard在1985年提出的二维叶型设计方法，其采用11个独立参数来进行二维叶型的构造设计。而本发明将11参数法中的切向弦长改进为安装角、将喉部顶部宽度改进为有效气流角，具体地，如图2所示，本发明中二维叶型的设计参数包括半径R、轴向弦长bx、叶片数目z、前缘小圆直径r1、尾缘小圆直径r2、进口构造角β1k、出口构造角β2k、前缘楔角ω1、尾缘楔角ω2、安装角γ、弯折角δ和有效气流角βeff共12个独立参数，其中，喉宽a＝叶栅节距t*有效气流角βeff。可以理解，通过采用安装角代替切向弦长、采用有效气流角代替喉部顶部宽度作为二维叶型设计参数，可以快速调整各级涡轮的流量和膨胀比，有利于后续二维叶型设计参数快速、准确地进行迭代优化。
另外，燃气涡轮工作叶片的叶型设计不同，所采取的积迭规律就不同。具体地，当燃气涡轮工作叶片的叶型设计为单截面造型直叶片或者两截面造型非直叶片时选择线性积迭规律，而当燃气涡轮工作叶片的叶型设计为三截面造型非直叶片时选择抛物线积迭规律。
可以理解，如图3所示，所述步骤S2具体包括以下内容：
步骤S21：对两级燃气涡轮的两排工作叶片进行结构化网格划分，其中，主流通道网格采用H型拓扑结构，叶片周围以及间隙内部区域网格采用O型拓扑结构；
步骤S22：选取k-ε模型作为湍流模型对两级燃气涡轮进行三维计算；
步骤S23：对三维计算结果进行处理，获得多状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况。
具体地，先采用Autogrid5对两排工作叶片进行结构化网格划分，主流通道网格采用H型拓扑结构，叶片周围以及间隙内部区域网格采用O型拓扑结构，采用O形拓扑更有利于显现细节特征。然后，采用ANSYS/CFX 17.2对两级燃气涡轮进行三维计算及分析，湍流模型选取为k-ε模型，并采用单通道模型，进口边界条件给定总温(径向分布)、总压(进口均匀)以及气流角(垂直于进口)，出口边界条件给定平均静压，静子和转子通道周向两侧采用周期性边界条件，静子和转子之间的交接面采用掺混面方法进行数据传递，所有固体壁面均设置为绝热无滑移，壁面给定粗糙度0.02mm。另外，冷气以点源的形式加入，其中叶片表面的冷源位置通过Autogrid5以叶片表面加冷气孔的方式精确得到，例如，第一级动叶叶尖的冷源位置大致分布在叶顶中弧线上，在UG中精确给出，如图4所示。最后，对三维计算结果进行处理，具体包括：计算得到各级涡轮的流量、膨胀比、效率和功率，并将其与总体技术指标进行对比；获取各排工作叶片的进、出口气流角，评估进口攻角损失；获取各排叶片能量损失系统并沿展向分布，确定损失较大的区域；获取各排叶片不同展向高度表面负荷，并判断何种加载方式；获取各级涡轮不同展向高度的流场，定性分析通道内的损失源；从而得到多状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况。
可以理解，在所述步骤S2中进行三维计算后得到的各级涡轮的流量、膨胀比、效率和功率通常很难满足总体技术指标，因此需要对三维叶片的初步设计方案进行优化调整。因此，在所述步骤S3中，根据状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况进行三维数值仿真，以分析涡轮性能参数和流场细节分布情况，并根据三维数值仿真结果优化调整二维叶型的设计参数，并基于重新设计的三维叶片重新开展多状态计算，考察燃气涡轮的效率、功率、流量、强度、振动、寿命等性能能否满足基本设计要求，不断迭代优化，直至燃气涡轮性能满足基本设计要求，从而得到燃气涡轮工作叶片的基准设计方案。
可以理解，在所述步骤S4中，在燃气涡轮工作叶片的基准设计方案基础上进行叶尖凹槽和小翼复合结构的设计，并开展多状态计算，多状态计算过程与步骤S2相同，在此不再赘述。其中，为了规避因网格划分方式不同而造成的数值差异，叶尖凹槽和小翼复合结构在进行网格划分时采用与平叶尖相同的拓扑结构，即采用O型拓扑结构。然后，将带叶尖凹槽和小翼复合结构的叶片设计方案的多状态计算结果与基准设计方案的多状态计算结果进行对比，若燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求，例如，带叶尖凹槽和小翼复合结构的叶片设计方案的燃气涡轮效率、功率以及叶片自身损失比基准设计方案有所提升，同时叶片强度、振动、寿命满足设计要求，则叶片设计完成，若不满足设计要求，则重新调整叶尖凹槽和小翼的几何设计参数，不断迭代直至燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求。其中，在调整叶尖凹槽和小翼的几何设计参数时，主要根据各级涡轮的效率变化、两排工作叶片的叶尖泄漏量以及叶尖凹槽内的流场分布情况进行调整优化。
可选地，叶尖凹槽和小翼复合结构的几何设计参数包括叶尖凹槽的形状和凹槽深度、肋条厚度、压力面肋条的顶部宽度/高度/前倾角、吸力面肋条的顶部宽度/高度/后掠角。作为优选的，叶尖凹槽的形状与叶型相同，叶尖凹槽的深度、压力面肋条的高度、吸力面肋条的高度为平叶尖间隙的1～3倍，肋条厚度、压力面肋条的顶部宽度、吸力面肋条的顶部宽度均大于等于0.5mm且小于叶尖最大厚度，压力面肋条的前倾角、吸力面肋条的后掠角在30°～60°之间。其中，压力面肋条的顶部宽度、吸力面肋条的顶部宽度一般与肋条厚度相同。
可以理解，如图5和图6所示，叶尖凹槽和小翼复合结构的设计过程包括以下几步：
1)、确定叶尖凹槽的形状和深度h：在平叶尖的基础上，选定叶尖端区向下凹陷某一特定展向高度作为叶尖凹槽的深度h；
2)、确定肋条厚度t、压力面肋条顶部宽度t1、吸力面肋条顶部宽度t2：综合考虑燃气涡轮工作叶片的强度、寿命、振动、热负荷、机械加工等因素，确定肋条厚度t、压力面肋条顶部宽度t1、吸力面肋条顶部宽度t2的厚度≥0.5mm，且小于叶尖最大厚度；
3)、确定压力面肋条的前倾角α和肋条高度h1；
4)、确定吸力面肋条的后掠角β和肋条高度h2。
其中，叶尖凹槽的设计过程包括以下内容：
将二维叶型的吸、压力面型线向内偏置一定距离，以一定半径的前缘小圆和后缘小圆截取偏置后的吸、压力面型线，从而确定叶尖凹槽的形状，根据确定好的凹槽形状开展多种凹槽深度的三维计算分析以确定凹槽深度。
例如，如图7所示，将二维叶型的吸、压力面型线向内偏置0.5mm，以前缘小圆半径0.5mm、尾缘小圆半径0.225mm截取偏置后的吸、压力面型线，从而使凹槽形状与叶型相同，其中，凹槽前缘的圆心与叶型前缘的距离A等于弦长的3.3％，凹槽尾缘的圆心与叶型尾缘的距离C等于弦长的13％，凹槽前缘的直径B等于叶片最大厚度的42％，凹槽尾缘的直径D等于叶片最大厚度的33％。可以理解，进行截取的前缘小圆、尾缘小圆的直径也可以选择其它尺寸。然后，根据确定好的凹槽形状开展多种凹槽深度的三维计算分析，具体的三维计算分析过程与步骤S2相同，在此不再赘述，根据处理得到的三维计算结果来确定叶尖凹槽的深度h，其中，叶尖凹槽的深度是平叶尖间隙的1～3倍。
可以理解，本发明的叶尖凹槽设计方法可以根据燃气涡轮工作叶片的叶型来进行叶尖凹槽的对应设计，可以根据叶型设计特定来设计叶尖凹槽，气流在叶尖凹槽内会形成复杂涡系，从而可以有效限制泄露流的有效流通面积，达到控制叶尖泄露流的目的。
可以理解，压力面肋条的设计过程包括以下内容：
基于叶尖凹槽的叶片压力面侧向主流通道前倾一定角度α，倾斜表面为圆弧面，并在开始倾斜的位置与叶片主体表面相切，切点到叶尖的距离为压力面肋条的高度h1，从而保证倾斜叶片表面与叶片主体表面光滑过渡，同时在叶片前、尾缘附近倾斜角度逐渐过渡至0°。
另外，吸力面肋条的设计过程包括以下内容：
基于叶尖凹槽的叶片吸力面侧向主流通道后掠一定角度β，倾斜表面为圆弧面，并在开始倾斜的位置与叶片主体表面相切，切点到叶尖的距离为吸力面肋条的高度h2，从而保证倾斜叶片表面与叶片主体表面光滑过渡，同时在叶片前、尾缘附近倾斜角度逐渐过渡至0°。
可以理解，由于小翼的压力面肋条前倾、吸力面肋条后掠的缘故，使得泄露流以更大的角度进入凹槽，增大了吸力面肋条和压力面肋条两处的顶部分离，对泄露射流形成两次堵塞，同时增加了叶尖凹槽的顶部宽度，使叶尖凹槽内的流动结构更加复杂，并使得凹槽内复杂涡系的横向尺寸和流向范围增大，进一步减小了泄露流的有效流通面积。另外，单独采用叶尖凹槽设计，虽然也可以通过凹槽内的复杂涡系减小泄露流的有效流通面积，从而起到控制叶尖泄露流的目的，但是，其在60％轴向位置附近会出现吸力压力减小，当地负荷增加的问题，严重影响燃气涡轮的效率。而本发明采用叶尖凹槽+小翼的复合结构设计，不仅具有叶尖凹槽单独设计的优点，而且小翼与叶尖凹槽可以起到相互协同的作用，小翼的存在不仅可以形成吸力面肋条和压力面肋条两处额流动分离，对泄露射流进行两处堵塞，而且增加了叶尖凹槽的顶部宽度，使得叶尖凹槽内的流动结构更加复杂、凹槽内复杂涡系的横向尺寸和流向范围增大，进一步减小了泄露流的有效流通面积，并且在60％轴向位置附近吸力压力升高、当地负荷降低，大大提升了燃气涡轮的效率。
可以理解，本发明还应用带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法完成燃气涡轮一级工作叶片和二级工作叶片的设计，并且与采用基准设计方案设计的一级工作叶片和二级工作叶片开展对比计算及分析。其中，燃气涡轮一级工作叶片的设计参数为：凹槽深度h＝0.45mm(为1.5倍平叶尖叶尖间隙)，压力面肋条前倾角α＝45°，吸力面肋条后掠角β＝45°，压、吸力面肋条高度为h1＝h2＝0.75mm(为2.5倍平叶尖叶尖间隙)。燃气涡轮二级工作叶片的设计参数为：凹槽深度h＝0.8mm(为2倍平叶尖叶尖间隙)，压力面肋条前倾角α＝45°，吸力面肋条后掠角β＝45°，压、吸力面肋条高度为h1＝h2＝1mm(为2.5倍平叶尖叶尖间隙)。压、吸力面的肋条厚度和顶部宽度t＝t1＝t2＝0.5mm，具体设计参数参见表1。
表一、带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮两级工作叶片的参数设计表
参数 参数适用范围 一级工作叶片 二级工作叶片
凹槽深度h 1.0～3.0倍平叶尖间隙 0.45mm 0.8mm
肋条厚度t ≥0.5mm、＜叶尖最大厚度 0.5mm 0.5mm
压力面肋条前倾角α 30o～60o 45o 45o
压力面肋条高度h1 1.0～3.0倍平叶尖间隙 0.75mm 1mm
压力面肋条宽度t1 ≥0.5mm、＜叶尖最大厚度 0.5mm 0.5mm
吸力面肋条前倾角β 30o～60o 45o 45o
吸力面肋条高度h2 1.0～3.0倍平叶尖间隙 0.75mm 1mm
吸力面肋条宽度t2 ≥0.5mm、＜叶尖最大厚度 0.5mm 0.5mm
计算结果表明，相比基准设计方案的平叶尖，采用本发明的叶尖凹槽+小翼的复合结构，燃气涡轮的一级效率增加了0.8pt，二级效率增加了0.3pt，总效率增加了0.6pt。如图8和图9可知，一级工作叶片和二级工作叶片采用叶尖凹槽和小翼复合结构设计相比于采用基准设计方案的平叶尖设计，能量损失系数在40％、50％叶高以上明显降低。能量损失系数降低的原因在于：叶尖凹槽和小翼的复合结构改变了转子叶尖两侧的表面速度分布，即负荷分布，降低了转子叶尖两侧的压差，达到控制转子叶尖泄露流的目的，具体如图10和图11所示；同时，叶尖凹槽+小翼的复合结构使得气流在压力面肋条和吸力面肋条两处同时形成流动分离，对泄露射流形成两次堵塞，同时凹槽内部刮削涡、壁面角涡等复杂流动结构增强了泄露流在间隙内部的掺混，减小了间隙射流的系数，降低了泄露流与主流的掺混损失，具体如图12和图13所示。其中，图8、图9、图10、图11中的曲线ori表示基准设计方案，曲线cav表示本发明的带叶尖凹槽+小翼复合结构的设计方案。
另外，本发明还以单级涡轮工作叶片为例，设计凹槽深度分别为h＝1.0τ、1.5τ、2.0τ、2.5τ(τ为动叶平叶尖的间隙高度)的四个凹槽叶尖，与平叶尖进行气动性能对比分析，如图14和图15所示。可以看出，与平叶尖相比，随着凹槽深度的增加，间隙出口的总泄漏量不断减小，从而使得动叶叶尖泄漏损失降低，涡轮级效率增加，并且可以看出，随着凹槽深度的增加，间隙出口的总泄漏量和涡轮级效率增加的趋势逐渐平缓。其中，图14和图15中的ori表示平叶尖设计方案(即本发明的基准设计方案)，case1、case2、case3、case4分别表示凹槽深度为1.0τ、1.5τ、2.0τ、2.5τ的叶尖凹槽设计方案。
另外，在凹槽深度为2.0τ的基础上，设计压力面肋条前倾角α＝30°、40°、45°的三种凹槽+小翼的叶尖，与平叶尖、普通凹槽叶尖进行气动性能对比分析，如图16和图17所示。可以看出，与普通凹槽叶尖相比，压力面肋条前倾的凹槽+小翼叶尖显著增强了对泄漏流的控制效果，降低了间隙出口的总泄漏量，使得涡轮级效率明显增加，并且可以看出，随着压力面肋条前倾角的增加，间隙出口的总泄漏量和涡轮级效率增加的趋势逐渐平缓。其中，图16和图17中的ori表示平叶尖设计方案(即本发明的基准设计方案)，base表示普通凹槽叶尖设计方案，case1、case2、case3分别表示在凹槽深度为2.0τ的基础上设计压力面肋条前倾角为30°、40°、45°的叶尖凹槽设计方案。
进一步地，在凹槽深度为2.0τ和压力面肋条前倾角为45°的基础上，设计吸力面肋条后掠角β＝30°、40°、45°的三种凹槽+小翼叶尖，与平叶尖、压力面肋条前倾的凹槽+小翼叶尖进行气动性能对比分析，如图18和图19所示。可以看出，与吸力面肋条不后掠的凹槽+小翼叶尖相比，吸力面肋条后掠的凹槽+小翼叶尖显著增强了对泄漏流的控制效果，降低了间隙出口的总泄漏量，使得涡轮级效率明显增加，并且可以看出，随着吸力面肋条后掠角的增加，间隙出口的总泄漏量先减少后增加，涡轮级效率增加的趋势逐渐平缓。其中，图18和图19中的ori表示平叶尖设计方案(即本发明的基准设计方案)，case1表示压力面肋条前倾的凹槽+小翼叶尖设计方案，case2、case3、case4分别表示在凹槽深度为2.0τ和压力面肋条前倾角为45°的基础上设计吸力面肋条后掠角β＝30°、40°、45°的叶尖设计方案。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，包括以下内容：
根据燃气涡轮工作叶片的叶型设计构造不同径向高度上的二维叶型，并根据叶型设计选择对应的积迭规律将各个二维叶型沿径向叠加形成三维叶片的初步设计方案；
基于三维叶片的初步设计方案开展多状态计算；
根据多状态计算结果进行三维数值仿真，根据三维数值仿真结果优化调整二维叶型的设计参数，并基于重新设计的三维叶片开展多状态计算，不断迭代优化，直至燃气涡轮性能满足设计要求，得到燃气涡轮工作叶片的基准设计方案；
在燃气涡轮工作叶片的基准设计方案基础上进行叶尖凹槽和小翼复合结构的设计，并开展多状态计算，将带叶尖凹槽和小翼复合结构的叶片设计方案的多状态计算结果与基准设计方案的多状态计算结果进行对比，若燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求，则设计完成，若不满足设计要求，则重新调整叶尖凹槽和小翼的几何设计参数，不断迭代直至燃气涡轮性能的提升幅度满足设计要求。
2.如权利要求1所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，当燃气涡轮工作叶片的叶型设计为单截面造型直叶片或者两截面造型非直叶片时选择线性积迭规律，当燃气涡轮工作叶片的叶型设计为三截面造型非直叶片时选择抛物线积迭规律。
3.如权利要求1所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，二维叶型的设计参数包括半径、轴向弦长、叶片数目、前缘小圆直径、尾缘小圆直径、进口构造角、出口构造角、前缘楔角、尾缘楔角、安装角、弯折角和有效气流角。
4.如权利要求1所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，所述基于三维叶片的初步设计方案开展多状态计算的过程包括以下内容：
对两级燃气涡轮的两排工作叶片进行结构化网格划分，其中，主流通道网格采用H型拓扑结构，叶片周围以及间隙内部区域网格采用O型拓扑结构；
选取k-ε模型作为湍流模型对两级燃气涡轮进行三维计算；
对三维计算结果进行处理，获得多状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况。
5.如权利要求4所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，所述对三维计算结果进行处理，获得多状态燃气涡轮工作叶片的上、下游流动状况及其自身损失分布情况的过程包括以下内容：
计算得到各级涡轮的流量、膨胀比、效率和功率，并将其与总体技术指标进行对比；获取各排工作叶片的进、出口气流角，评估进口攻角损失；获取各排叶片能量损失系统并沿展向分布，确定损失较大的区域；获取各排叶片不同展向高度表面负荷，并判断何种加载方式；获取各级涡轮不同展向高度的流场，定性分析通道内的损失源。
6.如权利要求1所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，叶尖凹槽和小翼复合结构的几何设计参数包括叶尖凹槽的形状和凹槽深度、肋条厚度、压力面肋条的顶部宽度/高度/前倾角、吸力面肋条的顶部宽度/高度/后掠角。
7.如权利要求6所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，叶尖凹槽的形状与叶型相同，叶尖凹槽的深度、压力面肋条的高度、吸力面肋条的高度为平叶尖间隙的1～3倍，肋条厚度、压力面肋条的顶部宽度、吸力面肋条的顶部宽度均大于等于0.5mm且小于叶尖最大厚度，压力面肋条的前倾角、吸力面肋条的后掠角在30°～60°之间。
8.如权利要求6所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，叶尖凹槽的设计过程包括以下内容：
将二维叶型的吸、压力面型线向内偏置一定距离，以一定半径的前缘小圆和后缘小圆截取偏置后的吸、压力面型线，从而确定叶尖凹槽的形状，根据确定好的凹槽形状开展多种凹槽深度的三维计算分析以确定凹槽深度。
9.如权利要求8所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，压力面肋条的设计过程包括以下内容：
基于叶尖凹槽的叶片压力面侧向主流通道前倾一定角度，倾斜表面为圆弧面，并在开始倾斜的位置与叶片主体表面相切，切点到叶尖的距离为压力面肋条的高度，从而保证倾斜叶片表面与叶片主体表面光滑过渡，同时在叶片前、尾缘附近倾斜角度逐渐过渡至0°。
10.如权利要求8所述的带叶尖凹槽和小翼复合结构的燃气涡轮工作叶片设计方法，其特征在于，吸力面肋条的设计过程包括以下内容：
基于叶尖凹槽的叶片吸力面侧向主流通道后掠一定角度，倾斜表面为圆弧面，并在开始倾斜的位置与叶片主体表面相切，切点到叶尖的距离为吸力面肋条的高度，从而保证倾斜叶片表面与叶片主体表面光滑过渡，同时在叶片前、尾缘附近倾斜角度逐渐过渡至0°。
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