CN116205008A

CN116205008A - 一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法

Info

Publication number: CN116205008A
Application number: CN202310474128.0A
Authority: CN
Inventors: 程荣辉; 李正; 余华蔚; 王全奇; 张军; 张少平
Original assignee: AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Current assignee: AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority date: 2023-04-28
Filing date: 2023-04-28
Publication date: 2023-06-02
Anticipated expiration: 2043-04-28
Also published as: CN116205008B

Abstract

本申请提供了一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，属于压气机转子叶片设计的技术领域，包括：将压气机叶片按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成第一段、第二段和第三段，第一段为气流叶片通道前的部分，第二段为气流进入叶片通道到激波产生段，第三段为激波后流动段；将第一段按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成第一增加段和第二增加段，第一增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值大于第二增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值；第二段的相对气流弯角和相对弦长的比值与第一增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值接近；第三段接受剩余的相对气流弯角和相对弦长。本申请提高了叶型效率。

Description

一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法

技术领域

本申请涉及压气机转子叶片设计的领域，尤其是涉及一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法。

背景技术

随着航空发动机推重比不断增加，要求压气机以更少的级数达到所需压比，压气机的级压比越来越高。为了满足更高的级压比，压气机叶尖的周向速度增大，目前多级压气机进口级设计中，转子叶片中上部普遍处于超/跨音范围。超音来流条件下，压气机压比提升明显高于亚音，但是激波带来的损失也相对较高，降低激波损失是提高压气机效率的有效措施，叶片基元级叶型的设计是其中关键。

现有的叶型设计通常采用了可控扩散叶型设计，在超/跨音来流时对气流通道内气体流动条件的变化考虑不足，导致性能表现不佳，而且在设计时气动性能的评估是在叶型设计完成后展开的，导致设计时目的性不强，不能针对性的进行设计和改进，导致设计迭代次数较多，设计效率不高。

发明内容

有鉴于此，本申请提供一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，解决了现有技术中的问题，提高叶型效率，同时降低了设计过程中的迭代轮次。

本申请提供的一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法采用如下的技术方案：

一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，包括如下步骤：

将压气机叶片按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成第一段、第二段和第三段，所述第一段为气流叶片通道前的部分，所述第二段为气流进入叶片通道到激波产生段，所述第三段为激波后流动段；

定义叶型的中弧线上任意点至叶型的进气边的弦长与叶型弦长的比值为相对弦长，定义叶型的中弧线上任意点至叶型的进气边的气流弯角与整个叶型的气流弯角的比值为相对气流弯角；

将所述第一段按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成第一增加段和第二增加段，第一增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值大于第二增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值；

所述第二段的相对气流弯角和相对弦长的比值与所述第一增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值差值在-0.5至0.5之间；

所述第三段接受剩余的相对气流弯角和相对弦长。

可选的，所述第一增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值为1.25-2 ，所述第二增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值为0.2-0.4。

可选的，所述第一增加段内的相对气流弯角从叶型的进气侧至排气侧从0逐渐增加至0.2-0.6。

可选的，在所述第二增加段内叶型进气侧的相对气流弯角小于叶型排气侧的相对气流弯角，且在所述第二增加段内叶型排气侧的相对气流弯角相比叶型进气侧的相对气流弯角的增加量为0.1-0.2。

可选的，所述第二段内的相对气流弯角沿叶型的进气侧至排气侧逐渐增加，增加量为0.1-0.2。

可选的，所述第三段相对气流弯角和相对弦长的比值小于等于3。

可选的，所述第二增加段内的相对气流弯角先减小再增加，所述第二增加段内的相对气流弯角的减小量不大于0.15。

综上所述，本申请包括以下有益技术效果：

本申请的设计方法，在设计过程中引入几何方法，即保证了设计的基元级叶型效率提高，又降低了迭代轮次，节约时间成本。本申请的设计方法适用于压气机进口级转子超/跨音叶型设计，可以在叶片设计时考虑超/跨音来流叶型的损失，或者对已有压气机叶片超/跨音叶型进行优化，降低叶片气流通道内的激波损失，从而达到提高压气机效率的目的。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本申请用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法的流程示意图；

图2为本申请叶型各段气流弯角的变化示意图。

附图标记说明：

1、第一段；11、第一增加段；12、第二增加段；2、第二段；3、第三段。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

本申请实施例提供一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法。

如图1和图2所示，一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，包括如下步骤：

首先需要对压气机进行数值仿真，根据初步的数值仿真结果，对压气机叶片间气流通道内的激波进行分析。本申请根据数值仿真结果，对压气机叶片间气流通道进行分段划分，将压气机叶片按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成第一段1、第二段2和第三段3，所述第一段1为气流叶片通道前的部分，所述第二段2为气流进入叶片通道到激波产生段，所述第三段3为激波后流动段。

定义叶型的中弧线上任意点至叶型的进气边的弦长与叶型弦长的比值为相对弦长，定义叶型的中弧线上任意点至叶型的进气边的气流弯角与整个叶型的气流弯角的比值为相对气流弯角。

将所述第一段1按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成第一增加段11和第二增加段12，第一增加段11的相对气流弯角和相对弦长的比值大于第二增加段12的相对气流弯角和相对弦长的比值。

所述第二增加段12内的相对气流弯角先减小再增加，以使第一增加段11的相对气流弯角和相对弦长的比值大于第二增加段12的相对气流弯角和相对弦长的比值，所述第二增加段12内的相对气流弯角的减小量不大于0.15。

第一段1会影响进入叶片通道时的气流马赫数，同时叶片通道由周向相邻叶片组成，前一个叶片的前缘叶盆和下一个叶片的中段叶背共同组成了叶片通道进口。所以第一段1还会同时影响到气流进入叶片通道后的加速性能，因此第一段1的中线控制就要同时考虑两个条件：一是气流进入叶片通道喉道前的加速性，二是叶片通道内喉道到激波段的气流加速性。选择相对气流查角先快速增加、再缓慢增加的方法，首先保证进入叶片通道内的气流不分离，避免大的效率损失，同时使得进入叶片通道内的气流加速性工降，降低形成的激波损失，从而提高叶片效率。

在一个实施例中，第一增加段11的弦长占第一段1弦长的20%-50%之间，来流速度越高，第一增加段11的弦长占第一段1弦长的比值越高。

所述第二段2的相对气流弯角和相对弦长的比值与所述第一增加段11的相对气流弯角和相对弦长的比值差值在-0.5至0.5之间。第二段2为了降低进入叶片通道内的气流加速性，选择与第一段1中第一增加段11近似的相对气流弯角分布，降低了气流进入通道后的加速度，在同样的进气来流条件下，降低了气流通道中相同位置的气流速度，提高叶型效率，同时推迟了激波产生，降低激波传递速度，降低激波损失。

所述第三段3接受剩余的相对气流弯角和相对弦长。第三段3段考虑降低气流出现分离的可能性，避免出口气流角偏离设计过大，导致效率下降。

本申请提供一种用于压气机超/跨音来流条件的基元级叶型设计方法。对叶型中弧线进行分段设计，通过相对弦长和相对气流弯角占比的变化，来控制气流通道气流的加速，进而达到控制激波传播速度的目的，实现提高压气机效率的目标。基元叶型形成的气流通道是一个拉瓦尔喷管，气体在喷管中流动时，当喷管面积比、来流总压和静压固定时，激波面积和位置就确定了。因此假设来流条件保持不变时，可以通过将喉道后的通道面积增加率降低，推后激波出现的位置，以达到延迟激波出现和降低激波传递的目的。在气流通道进口段适当对气流加速，在加速至激波段减缓加速以推迟激波出现和压比提高时激波向前传递的速度，在激波位置之后段调整相对气流弯角分布以保证流动不分离。

本申请对压气机叶片间气流通道进行分段划分，并根据提高效率对不同分段内气流流动的需求，调整弦向上的相对气流弯角分布趋势，进而控制中弧线的走势；本申请的设计方法可以综合考虑超音来流条件下气流流动需求，通过对叶片中气流通道的流通面积和流通面积变化率进行控制，实现超/跨音来流条件下叶片效率的提高；本申请的设计方法可以适用于各型号发动机中压气机跨音叶型设计工作。

所述第一增加段11的相对气流弯角和相对弦长的比值为1.25-2 ，所述第二增加段12的相对气流弯角和相对弦长的比值为0.2-0.4。

所述第一增加段11内的相对气流弯角从叶型的进气侧至排气侧从0逐渐增加至0.2-0.6。

在所述第二增加段12内叶，型进气侧的相对气流弯角小于叶型排气侧的相对气流弯角，且在所述第二增加段12内叶型排气侧的相对气流弯角相比叶型进气侧的相对气流弯角的增加量为0.1-0.2。

所述第二段2内的相对气流弯角沿叶型的进气侧至排气侧逐渐增加，增加量为0.1-0.2。

所述第三段3相对气流弯角和相对弦长的比值小于等于3。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

所述第三段接受剩余的相对气流弯角和相对弦长。

2.根据权利要求1所述的用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，其特征在于，所述第一增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值为1.25-2 ，所述第二增加段的相对气流弯角和相对弦长的比值为0.2-0.4。

3.根据权利要求1所述的用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，其特征在于，所述第一增加段内的相对气流弯角从叶型的进气侧至排气侧从0逐渐增加至0.2-0.6。

4.根据权利要求1所述的用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，其特征在于，在所述第二增加段内叶型进气侧的相对气流弯角小于叶型排气侧的相对气流弯角，且在所述第二增加段内叶型排气侧的相对气流弯角相比叶型进气侧的相对气流弯角的增加量为0.1-0.2。

5.根据权利要求1所述的用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，其特征在于，所述第二段内的相对气流弯角沿叶型的进气侧至排气侧逐渐增加，增加量为0.1-0.2。

6.根据权利要求1所述的用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，其特征在于，所述第三段相对气流弯角和相对弦长的比值小于等于3。

7.根据权利要求1所述的用于压气机转子超音速和跨音速叶型的设计方法，其特征在于，所述第二增加段内的相对气流弯角先减小再增加，所述第二增加段内的相对气流弯角的减小量不大于0.15。