CN116090129A - 耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法 - Google Patents

耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法 Download PDF

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CN116090129A CN202310056363.6A CN202310056363A CN116090129A CN 116090129 A CN116090129 A CN 116090129A CN 202310056363 A CN202310056363 A CN 202310056363A CN 116090129 A CN116090129 A CN 116090129A
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Abstract

本发明公开了一种耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法，包括步骤：通过对涡轮端壁型面施加周向和轴向的控制函数，以建立非轴对称端壁模型；通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状，以建立叶片弯曲模型；以及将非轴对称端壁模型与叶片弯曲模型进行耦合得到端弯模型。相较于独立的非轴对称端壁，端弯模型大幅压缩了通道涡的径向尺度，弥补了其控制效果过小的不足；相较于独立的叶片弯曲模型，端弯模型削弱了通道涡强度及二次流，进一步压缩了通道涡的径向高度，弥补了其横向压力梯度过大、端区流通能力较差的缺陷。

Description

耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法
技术领域
本发明涉及航空发动机/燃气轮机变几何涡轮技术领域，尤其涉及一种耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法。
背景技术
涡轮部件的减重对提升航空发动机推重比的效果显著，尤其是对于民用大涵道比涡扇发动机。涡轮叶片的高负荷设计可大幅减少涡轮级叶片数目甚至降低涡轮级数，进而达到降低压涡轮质量的目的。然而，相对于传统典型涡轮叶片，高负荷设计增强了通道内横向压力梯度及叶片吸力面逆压梯度，使得端区涡系结构的演化发展更加复杂，进一步加剧了端区流动损失。因此，涡轮叶片的高损失化问题已然成为制约高性能航空发动机发展的关键瓶颈之一。
针对涡轮叶片通道内的复杂流动，众多学者提出了非轴对称端壁、前缘修型、翼刀、叶片弯曲等被动控制技术来控制损失，其中，非轴对称端壁已取得较多具有工程应用价值的成果，被证明是抑制端区流动损失的有效手段。罗罗公司的Brennan等采用非轴对称端壁技术对Trent500大涵道比发动机的高压涡轮一级进行改型设计，使涡轮级效率提升了0.4％。同时，随着三维叶片设计技术的不断进步，叶片弯曲技术在叶轮机械上的应用受到越来越受到广泛的关注。王仲奇院士首先对弯曲叶片理论作出阐述：叶片在端壁合理的倾角可合理组织低能流体的流动，达到抑制叶片通道损失的目的。然而，非轴对称端壁或叶片弯曲技术的单独控制效果时常不能满足现代高性能航空发动机的设计需求：非轴对称端壁使通道出口损失降低幅值有限，叶片弯曲使近端壁处横向压力梯度增大，削弱了其对通道涡的抑制效果。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供一种耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法，包括步骤：
通过对涡轮端壁型面施加周向和轴向的控制函数，以建立非轴对称端壁模型；
通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状，以建立叶片弯曲模型；以及
将所述非轴对称端壁模型与所述叶片弯曲模型进行耦合得到端弯模型。
根据本发明的一些实施例，所述将所述非轴对称端壁模型与所述叶片弯曲模型进行耦合包括：
使非轴对称端壁及弯曲叶片于端壁处相交融合并且保证端弯模型的几何连续性。
根据本发明的一些实施例，所述通过对涡轮端壁型面施加周向和轴向的控制函数包括：
采用分布在端壁型面上的多个控制点对非轴对称端壁模型进行控制，其中，在不同周向位置均匀分布m条轴向控制线，在不同轴向位置均匀分布2n条周向控制线，m、n为大于0的整数。
根据本发明的一些实施例，所述控制点的数量为50个，所述轴向控制线的数量5条。所述周向控制线的数量为10条。
根据本发明的一些实施例，所述通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状包括：
采用正弦型函数构建非轴对称端壁周向控制点的分布规律，使一个完整周期的正弦型函数的峰值靠近压力面，谷值靠近吸力面；
其中，第一组和第n组的周向控制点的径向高度均为0。
根据本发明的一些实施例，基于正弦型函数的周向幅值控制函数包括：
Figure BDA0004060605730000021
其中，C(y)表示周向幅值，A(x)表示轴向幅值控制函数，y表示控制点的周向坐标位置，t表示相邻两涡轮叶片中弧线的距离。
根据本发明的一些实施例，非轴对称端壁的轴向幅值控制函数A(x)包括：
Figure BDA0004060605730000031
其中，R表示幅值控制系数，PPS为叶片压力面近端壁静压，PSS为叶片吸力面近端壁静压，max(PPS-PSS)为各轴向位置近端壁压差最大值；
还包括：基于各轴向位置的离散点生成贝塞尔曲线，利用样条曲线沿周向依次光滑过渡连接构造非轴对称端壁模型。
根据本发明的一些实施例，所述通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状包括：
将原始涡轮导叶的前缘积叠线的两端和中部采用直线，三段直线中间用圆弧进行过渡，通过调整弯角及弯高实现对涡轮叶片弯曲的控制，以构造叶片弯曲模型。
根据本发明的一些实施例，所述弯角为两端直线与径向的夹角，所述弯角的取值范围包括10°～20°；所述弯高为两端直线的径向高度，所述弯高的取值范围包括叶片径向高度的10％～20％。
根据本发明的一些实施例，5条所述轴向控制线均匀分布在两个相邻涡轮叶片中弧线之间，10条所述周向控制线均匀分布在轴向弦长-20％-100％处。
本发明实施例的耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法，通过将非轴对称端壁模型和叶片弯曲模型进行融合实现了对涡轮通道的流动控制，相较于独立的非轴对称端壁，端弯模型大幅压缩了通道涡的径向尺度，弥补了其控制效果过小的不足；相较于独立的叶片弯曲模型，端弯模型削弱了通道涡强度及二次流，进一步压缩了通道涡的径向高度，弥补了其横向压力梯度过大、端区流通能力较差的缺陷。
附图说明
图1示意性示出了本发明实施例的耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法的非轴对称端壁控制线及控制点分布示意图；
图2是图1所示的涡轮造型方法的非轴对称端壁的正弦函数周向控制线示意图；
图3是图1所示的涡轮造型方法的非轴对称端壁的贝塞尔曲线轴向控制线示意图；
图4是图1所示的涡轮造型方法的非轴对称端壁的径向高度幅值变化示意图；
图5是叶片弯曲的积叠线示意图；
图6是采用耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法后的叶轮示意图；以及
图7是采用耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法后的总压损失示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明作进一步的详细说明。
但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本发明实施例的全面理解。然而，明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。此外，在以下说明中，省略了对公知技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本发明。在此使用的术语“包括”表明了特征、步骤、操作的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征。
在使用类似于“A、B和C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有A、B和C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等)。在使用类似于“A、B或C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有A、B或C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等)。
在此使用的所有术语(包括技术和科学术语)具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与本说明书的上下文相一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。
根据本发明的一些实施例，涡轮造型包括端壁型面及沿周向均匀布置在所述端壁型面上的多个涡轮叶片，相邻两涡轮叶片之间的区域为一叶片通道；所述通道的一侧为一所述涡轮叶片的压力面(PS)，所述通道的另一侧为另一所述涡轮叶片的吸力面(SS)。
根据本发明的一些实施例，在一定工况下，对不施加涡轮造型方法的涡轮叶片流道展开数值计算，得出叶片流道端区涡系结构及出口总损失，其中，总损失λ的计算包括：
Figure BDA0004060605730000051
其中，Po,i代表流场进口质量流量平均总压，Po,loc代表流场内当地总压，Po,plane1代表Plane1截面质量流量平均总压，Ps,plane1代表Plane1截面质量流量平均静压。
根据本发明的一些实施例，可选的，Plane1截面距离叶栅尾缘的距离为叶片轴向弦长的40％。
根据本发明一个方面的实施例，提供一种耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法，包括步骤S1～步骤S3。
根据本发明的一些实施例，步骤S1包括：通过对涡轮端壁型面施加周向和轴向的控制函数，以建立非轴对称端壁模型。
根据本发明的一些实施例，步骤S2包括：通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状，以建立叶片弯曲模型。
根据本发明的一些实施例，步骤S3包括：将非轴对称端壁模型与叶片弯曲模型进行耦合得到端弯模型。
在本实施例中，通过将非轴对称端壁模型和叶片弯曲模型进行融合实现了对涡轮通道的流动控制，相较于独立的非轴对称端壁，端弯模型大幅压缩了通道涡的径向尺度，弥补了其控制效果过小的不足；相较于独立的叶片弯曲模型，端弯模型削弱了通道涡强度及二次流，进一步压缩了通道涡的径向高度，弥补了其横向压力梯度过大、端区流通能力较差的缺陷。
根据本发明的一些实施例，将非轴对称端壁模型与叶片弯曲模型进行耦合包括：使非轴对称端壁及弯曲叶片于端壁处相交融合并且保证端弯模型的几何连续性。
图1示意性示出了本发明实施例的耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法的非轴对称端壁控制线及控制点分布示意图。
根据本发明的一些实施例，如图1所示，通过对涡轮端壁型面施加周向和轴向的控制函数包括：采用分布在端壁型面上的多个控制点对非轴对称端壁模型进行控制，其中，在不同周向位置均匀分布m条轴向控制线(虚线)，在不同轴向位置均匀分布2n条周向控制线(实线)，m、n为大于0的整数。
根据本发明的一些实施例，控制点的数量为50个，轴向控制线的数量5条。周向控制线的数量为10条。
根据本发明的一些实施例，第一条及第五条轴向控制线上离散点的径向高度一致，以保证非轴对称端壁的周向连续性。
根据本发明的一些实施例，将各条轴向控制线上第1、2、9、10个控制点的径向高度设置为0，以保证叶片通道进口及出口的几何连续性。
根据本发明的一些实施例，可选的，第1、3、5条轴向控制线上离散控制点的径向高度均设置为0，既满足正弦型函数又保证了非轴对称端壁的周向连续性。
根据本发明的一些实施例，通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状包括：
采用正弦型函数构建非轴对称端壁周向控制点的分布规律，使一个完整周期的正弦型函数的峰值靠近压力面，谷值靠近吸力面；其中，第一组和第n组的周向控制点的径向高度均为0。
图2是图1所示的涡轮造型方法的非轴对称端壁的正弦函数周向控制线示意图。
根据本发明的一些实施例，涡轮叶片内部的周向静压分布类似于正弦函数分布，符合正弦型函数的周向控制型线，如图2所示，非轴对称端壁近叶片压力面侧的几何凸曲率可加速流动，减小当地静压，端壁近叶片吸力面侧几何凹曲率可延迟流动，增加当地静压。
根据本发明的一些实施例，基于正弦型函数的周向幅值控制函数包括：
Figure BDA0004060605730000071
其中，C(y)表示周向幅值，A(x)表示轴向幅值控制函数，y表示控制点的周向坐标位置，t表示相邻两涡轮叶片中弧线的距离。
图3是图1所示的涡轮造型方法的非轴对称端壁的贝塞尔曲线轴向控制线示意图。
根据本发明的一些实施例，如图3所示，基于涡轮端区叶片吸、压力面压差沿轴向的分布情况计算非轴对称端壁的轴向幅值。
图4是图1所示的涡轮造型方法的非轴对称端壁的径向高度幅值变化示意图。
根据本发明的一些实施例，仅需对图1所示12个实心离散点的径向高度进行控制，其余空心离散点的径向高度均为0；基于各轴向位置的离散点生成贝塞尔曲线，并用样条曲线沿周向依次光滑过渡连接构造非轴对称端壁模型，得到如图4所示的非轴对称端壁的凹凸结构。
根据本发明的一些实施例，非轴对称端壁的轴向幅值控制函数A(x)包括：
Figure BDA0004060605730000072
其中，R表示幅值控制系数，取值范围于3mm-8mm，PPS为叶片压力面近端壁静压，PSS为叶片吸力面近端壁静压，max(PPS-PSS)为各轴向位置近端壁压差最大值；
还包括：基于各轴向位置的离散点生成贝塞尔曲线，利用样条曲线沿周向依次光滑过渡连接构造非轴对称端壁模型。
根据本发明的一些实施例，通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状包括：
将原始涡轮导叶的前缘积叠线的两端和中部采用直线，三段直线中间用圆弧进行过渡，通过调整弯角及弯高实现对涡轮叶片弯曲的控制，以构造叶片弯曲模型。
根据本发明的一些实施例，弯角为两端直线与径向的夹角，弯角的取值范围包括10°～20°；弯高为两端直线的径向高度，弯高的取值范围包括叶片径向高度的10％～20％。
图5是叶片弯曲的积叠线示意图。
根据本发明的一些实施例，如图5所示，将原始前缘积叠线的两端和中部采用直线，三段直线中间用圆弧来过渡，通过定义弯角α及弯高h实现对涡轮叶片弯曲的精准控制，构造出叶片弯曲模型；叶片弯曲分为压力面与端壁形成锐角的正弯、压力面与端壁形成锐角的反弯，得到反弯叶片的前缘积叠线形状。
图6是采用耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法后的叶轮示意图。
根据本发明的一些实施例，如图6所示，将非轴对称端壁模型与叶片弯曲模型进行耦合，构造了端弯模型；端弯模型的端壁在近压力面位置突起，近吸力面处凹陷，叶片在叶根处的弯曲十分明显；相较于独立的非轴对称端壁，端弯模型大幅压缩了通道涡的径向尺度，弥补了其控制效果过小的不足；相较于独立的叶片弯曲模型，端弯模型削弱了通道涡强度及二次流，进一步压缩了通道涡的径向高度，弥补了其横向压力梯度过大、端区流通能力较差的缺陷。
根据本发明的一些实施例，5条轴向控制线均匀分布在两个相邻涡轮叶片中弧线之间，10条周向控制线均匀分布在轴向弦长-20％-100％处。
本发明实施例的耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法能够充分发挥了非轴对称端壁方法及叶片弯曲方法的优势，压缩通道涡径向尺度的同时抑制了端区横向压力梯度的大小，大幅降低了出口流场的总损失、提升了涡轮叶片的性能，为现代涡轮气动设计及端区流动控制提供了技术储备和理论支撑。
下面结合某高校实施的具体实施例对本发明的技术方案进行进一步的描述，需要理解的是，该具体实施例仅为便于本领域技术人员更好的理解本发明的技术方案，而不应作为对本发明保护范围的不恰当限定。
为充分发挥非轴对称端壁对端区横向压力梯度的抑制作用及叶片弯曲合理组织低能流体流动的特性，本发明将非轴对称端壁控制技术及叶片弯曲技术相互结合，构造出端弯模型。数值模拟结果显示，融合非轴对称端壁及叶片弯曲的端弯模型扬长避短，使通道涡的尺度被急剧压缩，通道中部流通能力的大幅增强弥补了近端壁处低能流体堆积造成的损失；抑制了低能流体向上迁移形成回流区，消除了尾缘前的低能流体团；减小了闭式分离泡的尺度。
根据本发明的一些实施例，选取某低压涡轮叶栅进行流动控制，并通过数值模拟验证其流动控制效果。
在进口叶弦雷诺数Re＝200000下对不施加涡轮造型方法的涡轮通道展开数值计算，相关数据证实了流场的对成性，在此仅对半叶高的低压涡轮叶栅展开模型构建及数值计算，得出了出口总压损失系数。并构建出叶栅通道涡系结构，明确了通道涡在端区横向压力梯度的作用下向叶栅吸力面迁移，是低压涡轮端区的主要损失；端壁附面层低能流体向吸力面过度偏转，并向上卷起爬升到通道涡之上，在吸力面尾缘前位置形成了回流区。
按照上述实现耦合非轴对称端壁及叶片弯曲的操作过程，分别构建针对此低压涡轮叶栅的非轴对称端壁模型、叶片弯曲模型及端弯模型。将幅值控制系数R设为3.85mm；采用反弯叶型，将弯角α设置为15°，弯高h设为15mm。采用与原始低压涡轮叶栅相同的网格结构对涡轮流道进行网格划分，并将初场与其设为一致进行数值计算。根据数值计算结果得出各控制方法下的总压损失系数，并构建出叶栅通道涡系结构。
对比了端弯耦合技术、非轴对称端壁技术及叶片弯曲技术对涡轮叶栅通道损失的控制效果。总压损失系数相对减小值Δλ定义如下：
Figure BDA0004060605730000091
其中，λRef为原始涡轮叶栅的总压损失系数，λOpt为采用各类流动控制方法后的总压损失系数。
图7是采用耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法后的总压损失示意图。
根据本发明的一些实施例，结合图7以及表1所示，非轴对称端壁模型及叶片弯曲模型分别使总压损失系数相对降低4.36％及5.82％，而端弯模型使总压损失系数相对降低了9.46％，几乎是前两种流动控制方法的效果之和。
表1端弯耦合控制效果对比
Figure BDA0004060605730000101
至此，已经结合附图对本发明实施例进行了详细描述。需要说明的是，在附图或说明书正文中，未绘示或描述的实现方式，均为所属技术领域中普通技术人员所知的形式，并未进行详细说明。此外，上述对各零部件的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换。
还需要说明的是，在本发明的具体实施例中，除非有所知名为相反之意，本说明书及所附权利要求中的数值参数是近似值，能够根据通过本发明的内容所得的所需特性改变。具体而言，所有使用于说明书及权利要求中表示组成的尺寸、范围条件等等的数字，应理解为在所有情况中是受到“约”的用语所修饰。一般情况下，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10％的变化、在一些实施例中±5％的变化、在一些实施例中±1％的变化、在一些实施例中±0.5％的变化。
本领域技术人员可以理解，本发明的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合或/或结合，即使这样的组合或结合没有明确记载于本发明中。特别地，在不脱离本发明精神和教导的情况下，本发明的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合。所有这些组合和/或结合均落入本发明的范围。
以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种耦合非轴对称端壁和叶片弯曲的涡轮造型方法，其特征在于，包括步骤：
通过对涡轮端壁型面施加周向和轴向的控制函数，以建立非轴对称端壁模型；
通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状，以建立叶片弯曲模型；以及
将所述非轴对称端壁模型与所述叶片弯曲模型进行耦合得到端弯模型。
2.根据权利要求1所述的涡轮造型方法，其特征在于，所述将所述非轴对称端壁模型与所述叶片弯曲模型进行耦合包括：
使非轴对称端壁及弯曲叶片于端壁处相交融合并且保证端弯模型的几何连续性。
3.根据权利要求1所述的涡轮造型方法，其特征在于，所述通过对涡轮端壁型面施加周向和轴向的控制函数包括：
采用分布在端壁型面上的多个控制点对非轴对称端壁模型进行控制，其中，在不同周向位置均匀分布m条轴向控制线，在不同轴向位置均匀分布2n条周向控制线，m、n为大于0的整数。
4.根据权利要求3所述的涡轮造型方法，其特征在于，所述控制点的数量为50个，所述轴向控制线的数量5条。所述周向控制线的数量为10条。
5.根据权利要求3所述的涡轮造型方法，其特征在于，所述通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状包括：
采用正弦型函数构建非轴对称端壁周向控制点的分布规律，使一个完整周期的正弦型函数的峰值靠近压力面，谷值靠近吸力面；
其中，第一组和第n组的周向控制点的径向高度均为0。
6.根据权利要求5所述的涡轮造型方法，其特征在于，基于正弦型函数的周向幅值控制函数包括：
Figure FDA0004060605720000011
其中，C(y)表示周向幅值，A(x)表示轴向幅值控制函数，y表示控制点的周向坐标位置，t表示相邻两涡轮叶片中弧线的距离。
7.根据权利要求6所述的涡轮造型方法，其特征在于，非轴对称端壁的轴向幅值控制函数A(x)包括：
Figure FDA0004060605720000021
其中，R表示幅值控制系数，PPS为叶片压力面近端壁静压，PSS为叶片吸力面近端壁静压，max(PPS-PSS)为各轴向位置近端壁压差最大值；
还包括：基于各轴向位置的离散点生成贝塞尔曲线，利用样条曲线沿周向依次光滑过渡连接构造非轴对称端壁模型。
8.根据权利要求1所述的涡轮造型方法，其特征在于，所述通过调整弯角和弯高改变前缘积叠线形状包括：
将原始涡轮导叶的前缘积叠线的两端和中部采用直线，三段直线中间用圆弧进行过渡，通过调整弯角及弯高实现对涡轮叶片弯曲的控制，以构造叶片弯曲模型。
9.根据权利要求8所述的涡轮造型方法，其特征在于，所述弯角为两端直线与径向的夹角，所述弯角的取值范围包括10°～20°；所述弯高为两端直线的径向高度，所述弯高的取值范围包括叶片径向高度的10％～20％。
10.根据权利要求4所述的涡轮造型方法，其特征在于，5条所述轴向控制线均匀分布在两个相邻涡轮叶片中弧线之间，10条所述周向控制线均匀分布在轴向弦长-20％-100％处。
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