一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法技术

本发明专利技术涉及一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，属于机械装置及运输技术领域。本发明专利技术采用在叶片近端壁区向前探伸尖锐前缘的方法实现修型，首先在原始叶片上选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域，得到向前探伸后得到的前缘为空间曲线，然后对端区叶片进行边条修型处理得到新叶片，最后采用计算流体力学工具的参数化研究方法，优化步骤3得到的新叶片。本发明专利技术效仿飞机边条翼原理，结合叶轮机叶片近端壁区扭曲附面层造成局部大攻角运行的实际情况，提供了一种新的叶轮机叶片前缘修型技术，由此使端区流动处于合适攻角范围，削弱或消除端壁区角区分离，从而有效改善叶轮机叶片绕流，提升叶轮机性能的作用。适用于航空、航天、航海及能源动力领域。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，属于机械装置及运输

技术介绍
端区附面层广泛存在于叶轮机内部流动中。由于转静叶片相对旋转，导致每排叶片几乎均接受速度剖面扭曲端壁附面层，这意味着，在端区，叶片来流攻角通常很大，结合与叶表附面层相互作用，将导致叶片端区基元流动恶化和角区分离，继而产生较大流动损失、裕度降低。国际上很多研究证明了这一点，例如，W.B.Roberts[1]基于NASA的12套中间级压气机设计及试验数据，通过研究叶落后角展向分布表明在叶片端区存在明显的角度差异。Klein[2]研究认为涡轮中端壁附面层扭曲会增强二次流和损失。Hoeger[3]指出在主流区2度进气攻角下端壁附面层内气流扭曲达15度，叶栅将完全失速，为此他提出了添加角区倒圆结构的修型方案，并认为施加前缘倒圆获得了较好的附着流动、抑制了分离失速。因此，探索扭曲端壁附面层控制措施一直是研究者的追求目标。这方面外流的成功方法值得借鉴。例如飞机采用边条翼使得大攻角机动飞行时飞机升...

【技术保护点】
一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1，根据实际设计要求，采用常规方法进行叶轮机叶片设计；步骤2，根据步骤1设计的叶片，选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域；具体方法为：步骤2.1，根据附面层理论估算或数值模拟方法，确定来流端壁附面层全工况最大厚度δ；实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围为：向前探伸的前缘高度h满足h=0.5δ～4δ；沿叶型中弧线方向度量，叶型前缘在端壁前伸长度L满足0.2h<L<10h；步骤2.2，叶片在满足步骤2.1确定的实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围内，沿展向各截面叶型的中弧线前端点处方向或者中弧线前端点处方向±5°范围内向前探伸...

【技术特征摘要】
1.一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤1，根据实际设计要求，采用常规方法进行叶轮机叶片设计；
步骤2，根据步骤1设计的叶片，选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域；
具体方法为：
步骤2.1，根据附面层理论估算或数值模拟方法，确定来流端壁附面层全工
况最大厚度δ；实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围为：向前探伸的前缘高
度h满足h=0.5δ～4δ；沿叶型中弧线方向度量，叶型前缘在端壁前伸长度L满
足0.2h<L<10h；
步骤2.2，叶片在满足步骤2.1确定的实施近端壁区向前探伸前缘的区域范
围内，沿展向各截面叶型的中弧线前端点处方向或者中弧线前端点处方向±5°范
围内向前探伸，向前探伸后得到的前缘为空间曲线，定义为“边条缘线”；
所述边条缘线在端壁中弧线前端点方向所在平面内的投影为一条光滑曲
线，曲线形状不超过长轴、短轴分别为h和L的1/4椭圆范围；
步骤3，在步骤2确定边条缘线基础上，对端区叶片进行边条修型处理；具
体方法为：
步骤3.1，在步骤2选定的实施近端壁区向前探伸前缘区域内，从端壁至高
度h之内选取多个展向位置，对包括端壁、高度h处及中间选取的每个展向位
置进行叶片向前探伸处理，每个位置的前伸量按对应的步骤2.2所确定边条缘
线变化，其中端壁处前伸量为长度L，高度h处前伸量为0，中间展向位置依次
减小；
步骤3.2，找到步骤3.1选取的包括端壁和高度h...

【专利技术属性】
技术研发人员：季路成，伊卫林，唐方明，马伟涛，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11