CN115329528A - 一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法 - Google Patents

一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法 Download PDF

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Abstract

一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法，本发明涉及的是一种采用贝塞尔曲线的叶身细长类似柳条的燃气轮机动力涡轮导叶成型方法。本发明的目的是为了提供可有效降低叶型流动损失，改善涡轮叶片气动性能，而且还可减弱尾迹流动引起的激振力，提高下游动叶叶片寿命的柳条形导叶造型方法。从而解决现有造型方法难以进一步提升涡轮效率，且尾迹流动引起的激振力难以降低，动叶叶片可靠性差的问题。本发明用于改善燃驱压缩机组及船舶燃气轮机涡轮叶片气动性能、减弱尾迹流动引起的激振力领域。

Description

一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法
技术领域
本发明涉及的是一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法，更具体地说，本发明涉及的是一种叶身细长，类似柳条，叶型流动损失小，尾迹流动引起的激振力小，采用贝塞尔曲线的燃气轮机动力涡轮柳条形导叶成型方法。
背景技术
因燃气轮机具有功率密度大、起动速度快等优点，广泛应用于工业及海上平台发电、燃驱压缩及作为船舶的主要动力装置。现代燃气轮机效率已达到较高的水平，进一步提升机组及部件的效率难度较大。另外，燃气轮机是一种叶片式旋转机械，其内部是三维非定常流动，由于叶片尾迹等因素引起的非定常流动，会影响叶片上的作用力，进而引起叶片非定常振动。当气动频率等于叶片固有频率时，叶片发生共振，会导致叶片寿命降低甚至叶片损伤。
近年来，随着设计技术的不断进步以及计算流体力学的不断发展，全三维优化设计手段不断在涡轮气动设计过程中得到应用，以Clocking effect(时序效应)为代表的非定常计算及设计技术在提高涡轮效率方面起到了较大作用，涡轮气动设计体系、设计手段及方法不断丰富与完善，先进的设计技术及叶型不断推动着涡轮气动性能的提升，涡轮叶片形状也由传统的直叶片向扭叶片、弯扭叶片、弯扭掠叶片等复杂形状发展。此外，为避免涡轮叶片共振，提高涡轮叶片的结构可靠性，在国内外学者涡轮叶片叶冠结构优化，涡轮叶片缘板及伸根阻尼结构设计，涡轮叶片调频等方面开展了大量研究工作，有效改善了涡轮叶片的结构可靠性。
为满足节能减排要求，现代燃气轮机不断追求性能的提升，要求涡轮气动性能不断改善，涡轮叶片流动损失不断降低。然而，基于传统涡轮叶片的先进优化设计技术难以进一步提高涡轮气动性能。为满足性能的提升，涡轮叶片造型也更为复杂，全三维特征更为明显，给发动机的结构可靠性造成了较大的影响，特别容易引起涡轮叶片振动问题。
尽管国内外学者及科研人员在高性能涡轮气动设计及非定常流动方面已开展了大量的研究，对改善涡轮气动性能、揭示涡轮叶栅内非定常流动有了一定的认识，但是这些研究并没有关注在改善涡轮叶片气动性能的同时如何降低尾迹引起的叶片非定常作用力，也鲜有关于通过采用柳条叶型叶片结构改善涡轮气动性能、减弱尾迹引起的非定常作用力方面的报道。科研人员希望有一种既可以改善涡轮叶片性能又可以有效减弱尾迹引起动叶叶片非定常作用力的先进叶片成型方法。
发明内容
本发明的目的是为了提供可有效降低叶型流动损失，改善涡轮叶片气动性能，而且还可减弱尾迹流动引起的激振力，提高下游动叶叶片寿命的柳条形导叶成型方法。从而解决现有技术难以进一步提升涡轮效率，且尾迹流动引起的激振力难以降低，下游动叶叶片可靠性差的问题。
本发明的目的是这样实现的：步骤如下：
步骤一、根据涡轮气动参数得到传统涡轮导叶造型参数，采用传统涡轮导叶造型方法，完成导叶造型，利用全三维数值模拟软件对采用传统涡轮叶片气动设计方法得到的涡轮导叶叶片和动叶叶片进行全三维计算，得到涡轮导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据；
步骤二、保持涡轮导叶喉部面积不变，重新给定“1少2大3小”的柳条叶型造型参数：叶片数少，弦长大、轴向弦长大，前缘半径小、尾缘半径小、最大厚度小，具体为：减少叶片数50％，弦长增大50％，轴向弦长增大20％，前缘半径减小50％、尾缘半径减小50％、最大厚度减小50％；
步骤三、基于步骤二给定的柳条叶型造型参数，采用“1减少2增加3减小”的柳条叶型成型方法：减少导叶叶片数，增加叶片弦长、增加叶片轴向弦长，减小前缘半径、减小尾缘半径、减小最大厚度，用贝塞尔曲线
Figure RE-GDA0003865224710000021
构造导叶根截面及顶截面压力面和吸力面型线，其中：P(t)为参数化贝塞尔曲线上任意点的坐标；n为参数化贝塞尔曲线的阶次；i为当前阶次，i＝0,1,2，…,n；pi为各顶点的位置向量；Bi,n(t)为伯恩斯坦基函数，
Figure RE-GDA0003865224710000022
t为曲线参数变量，0≤t≤1；
步骤四、基于步骤三设计的柳条叶型叶根截面及顶截面型线，通过三维建模软件的混合功能构建出导叶叶片三维模型；
步骤五、基于步骤四得到的叶片模型，保持涡轮导叶子午流道进出口根部及顶部尺寸不变，增加导叶子午流道轴向宽度，使之与涡轮导叶叶型轴向宽度相匹配；
步骤六、利用全三维数值模拟软件将步骤四得到的导叶叶片三维模型和步骤一的动叶叶片构成的涡轮进行全三维计算，得到涡轮导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据；
步骤七：若步骤六得到的涡轮导叶型面压力分布符合“后部加载”特征、导叶尾迹宽度数据符合较传统成型方法减少50％的预定标准，则得到涡轮导叶柳条叶型；
若步骤六得到的涡轮导叶型面压力分布不符合“后部加载”特征、导叶尾迹宽度数据符合较传统成型方法减少不符合预定标准，则重复执行步骤二～步骤六，直至导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据达到预定标准。
进一步地，所述所根截面叶型的质心和顶截面叶型的质心构成的积叠轴是竖直的直线。
进一步地，所述全三维数值模拟软件为NUMECA、CFX软件。
进一步地，所述三维建模软件为UG软件。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明在充分考虑传统燃气轮机涡轮叶片设计方法的基础上，将柳条细长的特征应用于涡轮导叶叶片成型过程中，通过减少叶片数量、增加叶片弦长、减小叶片前缘及尾缘半径，构造了类似柳条细长且厚度均匀的叶型，较采用传统方法设计的叶片，吸力面最低压力点后移20％，叶片“后部加载”特征更为明显，逆压梯度段及逆压梯度较小，叶型变工况适应性强，且叶片尾迹宽度变窄70％，从而减小叶型流动损失1％，改善了涡轮气动效率。本发明的细长柳条叶片成型方法设计的叶片，叶片尾迹变窄，减弱了尾迹流动引起的激振力；加之，柳条叶片成型方法设计的叶片较传统涡轮叶片叶型弦长较长，叶片对流动的控制能力较强，从而使得叶片数量大幅下降，减少了尾迹数量，进一步减弱了尾迹流动引起的激振力，改善了下游动叶的受力状态。采用本发明设计的涡轮叶片，较传统涡轮叶片可以减少叶片数量70％，减小叶片叶型损失1％，减小尾迹总宽度70％。
附图说明
图1为常规涡轮叶片气动设计方法设计的导叶叶片示意图；
图2为常规涡轮叶片气动设计方法设计的动叶叶片示意图；
图3为常规涡轮叶片气动设计方法设计的涡轮导叶积叠位置示意图；
图4为常规涡轮叶片气动设计方法设计的涡轮导叶型线示意图；
图5为基于贝塞尔曲线的柳条叶型成型方法的设计流程图；
图6为采用本发明设计的动力涡轮柳条叶型示意图；
图7为采用本发明设计的动力涡轮导叶叶片示意图。
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。
具体实施方式一：本实施方式一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法具体过程为：
本发明基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法是基于现有的常规涡轮叶片气动设计方法。在常规涡轮叶片气动设计方法之后，得到未采用基于贝塞尔曲线的柳条叶型处理的涡级叶片(如图1、图2所示)，包括导叶叶片1以及动叶叶片2。
如图3所示，导叶叶片1由根截面叶型4和顶截面叶型5构造而成，根截面叶型4的质心6和顶截面叶型5的质心7构成的积叠轴8是竖直的直线，根截面叶型4和顶截面叶型5 如图4所示，其叶片数量较多，弦长及轴向弦长较小，前缘半径、尾缘半径及最大厚度较大。
在此基础上还需经过以下步骤(见图5)：
步骤一、利用全三维数值模拟软件(如NUMECA、CFX等)对涡轮叶片气动设计方法得到的涡轮导叶叶片1和动叶叶片2(见图1、图2)进行全三维计算，得到涡轮导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据，并将该数据结果作为柳条叶型的对比依据；
步骤二、保持涡轮导叶喉部面积不变，重新给定“1少2大3小”的柳条叶型造型参数：叶片数少，弦长大、轴向弦长大，前缘半径小、尾缘半径小、最大厚度小，具体为：减少叶片数50％，弦长增大50％，轴向弦长增大20％，前缘半径减小50％、尾缘半径减小50％、最大厚度减小50％；
步骤三、利用步骤二给定的柳条叶型造型参数，采用“1减少2增加3减小”的柳条叶型成型方法：减少导叶叶片数，增加叶片弦长、增加叶片轴向弦长，减小前缘半径、减小尾缘半径、减小最大厚度，用贝塞尔曲线
Figure RE-GDA0003865224710000041
构造导叶根截面及顶截面压力面和吸力面型线，其中：P(t)为参数化贝塞尔曲线上任意点的坐标；n为参数化贝塞尔曲线的阶次；i为当前阶次，i＝0,1,2，…,n；pi为各顶点的位置向量；Bi,n(t)为伯恩斯坦基函数，
Figure RE-GDA0003865224710000042
t为曲线参数变量，0≤t≤1；得到涡轮叶片柳条叶型(见图6)；
步骤四、将步骤三设计的柳条叶型叶根截面及顶截面型线，通过三维建模软件的混合功能构建出导叶叶片三维模型(见图7)；
步骤五、基于步骤四得到的叶片模型，保持涡轮导叶子午流道进出口根部及顶部尺寸不变，增加导叶子午流道轴向宽度，使之与涡轮导叶叶型轴向宽度相匹配；
步骤六、利用全三维数值模拟软件(如NUMECA、CFX等)将步骤四得到的导叶叶片三维模型(见图7)和步骤一的动叶叶片2构成的涡轮进行全三维计算，得到涡轮导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据；
步骤七：若步骤六得到的涡轮导叶型面压力分布符合“后部加载”特征、导叶尾迹宽度数据符合较传统成型方法减少50％的预定标准，则得到涡轮导叶柳条叶型；
若步骤六得到的涡轮导叶型面压力分布不符合“后部加载”特征、导叶尾迹宽度数据符合较传统成型方法减少不符合预定标准，则重复执行步骤二～步骤六，直至导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据达到预定标准。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是，所述根截面叶型4的质心6 和顶截面叶型5的质心7构成的积叠轴8是竖直的直线。
其它步骤及参数与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一至二之一不同的是，所述全三维数值模拟软件为NUMECA、CFX软件。
其它步骤及参数与具体实施方式一至二之一相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是，所述三维建模软件为UG软件。
其它步骤及参数与具体实施方式一至三之一相同。
本发明还可有其它多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，本领域技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。
综上，本发明涉及的是一种叶身细长类似柳条，采用贝塞尔曲线的燃气轮机动力涡轮导叶成型方法。本发明的目的是为了提供可有效降低叶型流动损失，改善涡轮叶片气动性能，而且还可减弱尾迹流动引起的激振力，提高下游动叶叶片寿命的柳条形导叶造型方法。从而解决现有造型方法难以进一步提升涡轮效率，且尾迹流动引起的激振力难以降低，动叶叶片可靠性差的问题。本发明用于改善燃驱压缩机组及船舶燃气轮机涡轮叶片气动性能、减弱尾迹流动引起的激振力领域。

Claims (5)

1.一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法，其特征在于，步骤如下：
步骤一：利用全三维数值模拟软件对采用。传统涡轮叶片气动设计方法得到的涡轮导叶叶片(1)和动叶叶片(2)进行全三维计算，得到涡轮导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据；
步骤二：保持涡轮导叶喉部面积不变；重新给定柳条叶型造型参数，具体为：减少叶片数，增大弦长，增大轴向弦长，减小前缘半径，减小尾缘半径，减小最大厚度；
步骤三：基于步骤二给定的柳条叶型造型参数，采用步骤二的的柳条叶型成型方法：减少导叶叶片数，增加叶片弦长、增加叶片轴向弦长，减小前缘半径、减小尾缘半径、减小最大厚度，用贝塞尔曲线
Figure FDA0003667871750000011
构造导叶根截面及顶截面压力面和吸力面型线，其中：P(t)为参数化贝塞尔曲线上任意点的坐标；n为参数化贝塞尔曲线的阶次；i为当前阶次，i＝0,1,2，...,n；pi为各顶点的位置向量；Bi,n(t)为伯恩斯坦基函数，
Figure FDA0003667871750000012
t为曲线参数变量，0≤t≤1；
步骤四：基于步骤三设计的柳条叶型叶根截面及顶截面型线，通过三维建模软件的混合功能构建出导叶叶片三维模型；
步骤五：基于步骤四得到的叶片模型，保持涡轮导叶子午流道进出口根部及顶部尺寸不变，增加导叶子午流道轴向宽度，使之与涡轮导叶叶型轴向宽度相匹配；
步骤六：利用全三维数值模拟软件将步骤四得到的导叶叶片三维模型和步骤一的动叶叶片构成的涡轮进行全三维计算，得到涡轮导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据；
步骤七：若步骤六得到的涡轮导叶型面压力分布符合“后部加载”特征、导叶尾迹宽度数据符合较传统成型方法减少50％的预定标准，则得到涡轮导叶柳条叶型；
若步骤六得到的涡轮导叶型面压力分布不符合“后部加载”特征、导叶尾迹宽度数据符合较传统成型方法减少不符合预定标准，则重复执行步骤二～步骤六，直至导叶型面压力分布、导叶出口总压分布数据达到预定标准。
2.根据权利要求1所述一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法，其特征在于：步骤二中具体为：减少叶片数50％，弦长增大50％，轴向弦长增大20％，前缘半径减小50％、尾缘半径减小50％、最大厚度减小50％。
3.根据权利要求2所述一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法，其特征在于：所述所根截面叶型(4)的质心(6)和顶截面叶型(5)的质心(7)构成的积叠轴(8)是竖直的直线。
4.根据权利要求1或2或3所述一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法，其特征在于：所述全三维数值模拟软件为NUMECA、CFX软件。
5.根据权利要求4所述一种基于贝塞尔曲线的动力涡轮柳条叶型成型方法，其特征在于：所述三维建模软件为UG软件。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN115788598A (zh) * 2023-02-10 2023-03-14 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种涡轮叶片气膜孔参数化控制与设计方法

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