一种直接控制通道的二维叶片造型方法技术

本发明专利技术涉及一种直接控制通道的二维叶片造型方法，属于航空叶轮机设计技术领域。所述二维叶片造型方法针对轴流式航空发动机风扇与压气机部件的叶片二维展向截面造型，提出一种直接控制通道的二维叶片造型方法；利用常规多圆弧造型构建吸力面及缘区型线，从通道流动特性出发，计算并调整通道宽度分布规律；以吸力面为基准，叠加通道厚度构造部分压力面；再用三次曲线补全其余压力面，完成二维叶片型面构造。所述方法改善了中弧线+厚度的叶片造型方法中通道面积多段不规则分布的问题；提高了通道面积控制的灵活性；提高了压气机及风扇中二维叶型的设计效率；能够直接评估通道扩压能力，对所设计叶型的流通性能进行预判。

A Two-Dimensional Blade Modeling Method for Direct Control Channel

【技术实现步骤摘要】
一种直接控制通道的二维叶片造型方法
本专利技术涉及一种直接控制通道的二维叶片造型方法，属于航空叶轮机设计

技术介绍
航空发动机推重比要求的提高，对其核心部件风扇与压气机的级压比与级效率提出了更高的要求，而为提升风扇与压气机性能，包含低损失与可用攻角范围大等特性，提高二维叶型设计质量是一种可行并有效的方式。二维叶片造型方法从早期直接借鉴外流翼型，至单圆弧、双圆弧、多圆弧等利用“中弧线+厚度”的造型方式，及可控扩散叶片造型方法，均从叶片几何形状出发，直接构造叶片型线。此类常规叶片造型方法需要在构造几何后计算流场，再根据设计指标与流场结果修改叶片几何进行反复设计，设计效率低。然而，叶片型面的主要气动功能为构建流道并引导气流在叶栅通道内完成扩压，因此，直接从流道形状角度进行风扇与压气机二维叶片设计更为直观与高效。如何在叶片造型过程中充分考虑流动效应、有效并合理地控制通道参数分布成为本专利技术叶型设计的关键。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有风扇与压气机设计领域造型方法对通道形状控制能力不强，从而导致设计效率低，有效性差的技术缺陷，针对轴流式航空发动机风扇与压气机部件的叶片二维展向截面造型，提出一种直接控制通道的二维叶片造型方法，从通道流动特性出发，利用常规多圆弧造型构建吸力面；基于构建的吸力面，计算，调整控制通道宽度分布规律；以吸力面为基准，叠加通道厚度构造部分压力面；补全压力面与缘区型线，构造风扇与压气机二维叶片型面。所述直接控制通道的二维叶片造型方法，包括如下步骤：步骤一、读入输入参数；其中，输入参数包含：弦长l、栅距p、进口马赫数，前缘金属角β1k、尾缘金属角β2k、进口气流角β1、出口气流角β2、前缘半径r1、尾缘半径r2、前缘半楔角γ1，尾缘半楔角γ2、吸力面第一段圆弧弯角α1、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t1、出口内切圆半径修正系数δA以及出口扩张角修正系数δk；其中，吸力面第一段圆弧终点轴向比例t1的取值范围为0.05到0.4；第一段圆弧弯角α1的取值范围为总弯角α的10％到40％，其中总弯角为α＝β2k-β1k；前缘金属角β1k的取值范围为进口气流角β1的±5°；尾缘金属角β2k的取值范围为出口气流角β2的±5°；前缘半楔角和尾缘半楔角的取值范围为1°到9°；步骤二、绘制吸力面及缘区型线，具体为：步骤2.1构造吸力面，具体根据步骤一中的弦长l，吸力面第一段圆弧弯角α1、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t1，前缘金属角β1k、尾缘金属角β2k，用常规双圆弧造型方法构建；步骤2.2构造前缘与尾缘缘区型线，具体根据步骤一中前尾缘半楔角及前尾缘金属角用圆弧构造；步骤三、构造通道进口内切圆；依栅距确定相邻两叶片吸力面空间位置关系，并以上方叶片的压力面起点为切点，沿压力面起点切线方向的垂线构造与下方叶片吸力面相切的内切圆，其中，内切圆半径为R1，上下切点处切线与水平方向夹角的平均值为进口扩张角θ1，记其正切值为tanθ1；步骤四、建立压力面预估模型；步骤4.1j＝2；步骤4.2、计算Aj与Aj-1连线和水平方向的夹角及Aj与Aj-1的距离其中，x和y分别表示几何点的横纵坐标，Aj为吸力面的各几何点，总个数为n，吸力面终点记为A1，吸力面终点的前一几何点为A2，吸力面起点记为An；步骤4.3、针对每一个吸力面Aj，计算Oj与Oj-1连线与水平方向夹角并以Aj-1的相应位置中弧线Oj-1为起点，沿φj方向计算中弧线对应位置点Oj，计算公式为(1)：其中，中弧线上几何点为Oj,总个数为n,记j＝1时为尾缘圆心，以此类推，前缘圆心为On；步骤4.4、以Oj与Oj-1连线方向为对称轴，对吸力面点Aj进行对称处理获得预估的压力面点；步骤4.5、获得Oj坐标后，判断当前的j是否等于n，若是则执行步骤4.6；否则j＝j+1，返回步骤4.2，递推计算中弧线对应位置点Oj；步骤4.6、顺次连接预估中弧线点与预估压力面点，获得预估的初始压力面型面；步骤五、构造通道出口内切圆，具体为：以叶片吸力面终点为切点，构造恰与上方叶片预估压力面相切的内切圆，作为通道出口内切圆，其半径为R2，上下切线倾角的平均值为出口扩张角θ2，记其正切值为tanθ2；步骤六、进行通道出口内切圆半径R2与出口扩张角θ2修正，具体为：根据步骤一输入的出口内切圆半径修正系数δA和出口扩张角修正系数δk，采用如下修正公式，分别为(2)和(3)：R2＝(1+δA)·R2(2)其中，出口扩张角通过其正切值来修正；步骤七、利用进出口通道内切圆半径与出口扩张角，使用Bezier曲线构造通道内切圆半径分布规律；给定最小内切圆半径的大小与位置时，使用两段保证曲率连续的三次Bezier曲线构建内切圆半径分布规律；当管道单调扩张时，使用一段三次Bezier曲线构建半径分布规律；步骤八、绘制全覆盖区压力面；对下方叶片吸力面各点，沿其垂线方向增长相应内切圆半径获得通道内切圆圆心，继而绘制各内切圆，其公切线即为压力面；步骤九、用三次曲线补充未构造压力面曲线；具体为:根据斜率连续求解如下方程组可得到未构造压力面段曲线坐标：其中，已构造部分的压力面终点坐标下标为P，整个压力面终点坐标下标为B；步骤十、连接步骤一所得吸力面曲线、前缘和尾缘曲线，步骤八以及步骤九所得的两段压力面曲线，完成叶片二维造型，结束本专利技术直接控制通道的二维叶片造型方法。有益效果本专利技术提出了一种直接控制通道的二维叶片造型方法，与现有的设计方法相比，具有如下有益效果：1.本专利技术所述方法改善了中弧线+厚度的叶片造型方法中通道面积的多段、不规则分布的问题；2.本专利技术所述方法提高了二维叶片造型中通道面积控制的灵活性；3.本专利技术所述方法建立了通道面积分布与流场性能的直接映射，提高了压气机中二维叶型的设计效率；4.本专利技术所述方法可直接评估通道扩压能力，对所设计叶型的流通性能进行预判。附图说明图1是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法的流程图；图2是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法实施例1的吸力面及其空间关系示意图；图3是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法实施例1的通道进口内切圆示意图；图4是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法实施例1的压力面预估模型示意图；图5是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法实施例1的修正前后通道出口内切圆示意图；图6是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法实施例1的通道内切圆半径沿流道分布规律示意图；图7是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法实施例1的全覆盖区压力面构造过程示意图；图8是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法实施例1的补充压力面示意图；图9是本专利技术一种直接控制通道的二维叶片造型方法实施例1的最终叶片几何示意图。具体实施方式下面结合附图及实施例对本专利技术所述的一种直接控制通道的二维叶片造型方法进行详细说明。实施例1本实例描述了应用本专利技术所述的一种直接控制通道的二维叶片造型方法的具体实施方案。该实施例应用场景为设计状态为亚音速巡航的轴流式航空发动机中，压气机第一级动叶叶根处二维展向截面设计，其进口马赫数为0.85，压比为1.3。原叶型采用常规的双圆弧中弧线+厚度分布设计方法，并未关注叶片间通道形状及通道流动性能，需多次几何造型才能获得气动性能较好的截本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种直接控制通道的二维叶片造型方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、读入输入参数；其中，输入参数包含：弦长l、栅距p、进口马赫数，前缘金属角β1k、尾缘金属角β2k、进口气流角β1、出口气流角β2、前缘半径r1、尾缘半径r2、前缘半楔角γ1，尾缘半楔角γ2、吸力面第一段圆弧弯角α1、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t1、出口内切圆半径修正系数δA以及出口扩张角修正系数δk；步骤二、绘制吸力面及缘区型线，具体为：步骤2.1构造吸力面，具体根据步骤一中的弦长l，吸力面第一段圆弧弯角α1、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t1，前缘金属角β1k、尾缘金属角β2k，用常规双圆弧造型方法构建；步骤2.2构造前缘与尾缘缘区型线，具体根据步骤一中前尾缘半楔角及前尾缘金属角用圆弧构造；步骤三、构造通道进口内切圆；依栅距确定相邻两叶片吸力面空间位置关系，并以上方叶片的压力面起点为切点，沿压力面起点切线方向的垂线构造与下方叶片吸力面相切的内切圆，其中，内切圆半径为R1，上下切点处切线与水平方向夹角的平均值为进口扩张角θ1，记其正切值为tanθ1；步骤四、建立压力面预估模型，具体为：步骤4.1j＝2；步骤4.2、计算Aj与Aj‑1连线和水平方向的夹角...

【技术特征摘要】
1.一种直接控制通道的二维叶片造型方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、读入输入参数；其中，输入参数包含：弦长l、栅距p、进口马赫数，前缘金属角β1k、尾缘金属角β2k、进口气流角β1、出口气流角β2、前缘半径r1、尾缘半径r2、前缘半楔角γ1，尾缘半楔角γ2、吸力面第一段圆弧弯角α1、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t1、出口内切圆半径修正系数δA以及出口扩张角修正系数δk；步骤二、绘制吸力面及缘区型线，具体为：步骤2.1构造吸力面，具体根据步骤一中的弦长l，吸力面第一段圆弧弯角α1、吸力面第一段圆弧终点轴向比例t1，前缘金属角β1k、尾缘金属角β2k，用常规双圆弧造型方法构建；步骤2.2构造前缘与尾缘缘区型线，具体根据步骤一中前尾缘半楔角及前尾缘金属角用圆弧构造；步骤三、构造通道进口内切圆；依栅距确定相邻两叶片吸力面空间位置关系，并以上方叶片的压力面起点为切点，沿压力面起点切线方向的垂线构造与下方叶片吸力面相切的内切圆，其中，内切圆半径为R1，上下切点处切线与水平方向夹角的平均值为进口扩张角θ1，记其正切值为tanθ1；步骤四、建立压力面预估模型，具体为：步骤4.1j＝2；步骤4.2、计算Aj与Aj-1连线和水平方向的夹角及Aj与Aj-1的距离其中，x和y分别表示几何点的横纵坐标，Aj为吸力面的各几何点，总个数为n，吸力面终点记为A1，吸力面终点的前一几何点为A2，吸力面起点记为An；步骤4.3、针对每一个吸力面Aj，计算Oj与Oj-1连线与水平方向夹角并以Aj-1的相应位置中弧线Oj-1为起点，沿φj方向计算中弧线对应位置点Oj，计算公式为(1)：其中，中弧线上几何点为Oj,总个数为n,记j＝1时为尾缘圆心，以此类推，前缘圆心为On；步骤4.4、以Oj与Oj-1连线方向为对称轴，对吸力面点Aj进行对称处理获得预估的压力面点；步骤4.5、获得Oj坐标后，判断当前的j是否等于n，若是则执行步骤4.6；否则j＝j+1，返回步骤4.2，递推计算中弧线对应位置点Oj；步骤4.7、顺次连接预估中弧线点与预估压力面点，获得预估的初始压力面型面；步骤五、构造通道出口内切圆，具体为：以叶片吸力面终点为切点，构造恰与上方叶片预估压...

【专利技术属性】
技术研发人员：李鑫，蒙童桐，季路成，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京,11