悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法技术

一种悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法，通过建立由嵌入级第三级转子叶片和悬臂静子叶片组成的一级压气机模型并进行网格划分，采用数值模拟方法，在实验工况下求解设计点和近喘点工况的雷诺平均NS方程，经对比分析结果得到优化静子叶片载荷沿弦长不均匀分布的前加载设计结构。本发明专利技术通过确定最大压力系数差的轴向位置范围为8％～12％，有效控制叶片载荷从前缘到尾缘的变化，进而控制泄漏流的强度和流动损失，将近喘点悬臂静子叶片根部损失维持在设计点水平。

A flow control method for the design of cantilever stator blades with forward loading to reduce losses

【技术实现步骤摘要】
悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法
本专利技术涉及的是一种叶轮机械领域的技术，具体是一种悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法。
技术介绍
轴流压气机的气动研制是航空发动机研发的关键技术。轴流压气机的静子叶片主要有带冠静子叶片和悬臂静子叶片两种。与带冠静子叶片相比，悬臂静子叶片具有结构简单，重量低，轴向间隙短的优势。悬臂静子叶片的间隙泄漏流可以吹除根部角区的部分低能流体团，进而提高压气机的气动性能。然而叶根间隙内存在的泄漏流与叶片表面附面层及轮毂附面层相互作用，造成叶片根部流场结构非常复杂，根部角区内的流动具有较强的三维性和非线性。悬臂静子叶片的损失主要来源于间隙内的泄漏流，有效地控制泄漏流的强度与范围可以减小悬臂静子叶片的损失。目前，航空发动机已经发展到了新的水平，轴流压气机更加注重高效高负荷设计，悬臂静子叶片的泄漏流损失已经成为制约航空发动机性能的主要影响因素之一。进一步研究发现，现阶段的悬臂静叶的设计，设计点能维持较低的气动损失水平，而在近喘点悬臂静叶根部的总压损失直线上升。对悬臂静子叶片采用合理的载荷控制方法以减小悬臂静子叶片根部在设计点和近喘点的气动损失，对提高航空发动机的性能具有重要的意义。
技术实现思路
本专利技术针对现有技术存在的上述不足，提出一种悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法，通过确定最大压力系数差的轴向位置范围为8％～12％，有效控制叶片载荷从前缘到尾缘的变化，进而控制泄漏流的强度和流动损失，将近喘点悬臂静子叶片根部损失维持在设计点水平。采用几何建模与数值模拟方法，给出设计点和近喘点工况下悬臂静子叶片根部间隙内气动参数沿弦向的分布，确定根部损失系数，最终给出合适的前加载设计方案，实现轴流压气机内的损失降低。本专利技术是通过以下技术方案实现的：本专利技术通过建立由嵌入级第三级转子叶片和悬臂静子叶片组成的一级压气机模型并进行网格划分，采用数值模拟方法，在实验工况下求解设计点和近喘点工况的雷诺平均NS方程，经对比分析结果得到静子叶片载荷沿弦长不均匀分布的前加载设计结构。所述的悬臂静子叶片，根部采用前加载设计。所述的一级压气机模型，包括装配于轴流压气机模型中的前加载设计的悬臂静子叶片模型和置于轴流压气机模型前的转子叶片模型。所述的网格划分是指：叶片通道主流区采用O4H网格分区，与轮盘径向间隙内采用H型网格，第一层网格高度设置为3*10-6m。所述的实验工况下求解是指：采用数值模拟方法求解雷诺平均Navier-Stokes方程：其中：为守恒型参数向量，和分别是无粘矢通量和粘性矢通量，qi为热源项，τij为应力，δij为克罗内克符号，Q为源项，代表外作用力，Wf代表这些外作用力所做的功，所述的对比分析结果是指：对叶片根部流场进行不同方面的对比分析，包括：对比静子叶片叶根型面表面压力系数差、总压损失系数以及周向泄漏动量沿着弦向的分布，得出决定悬臂静子叶片根部泄漏损失的关键气动参数为单位轴向弦长的周向泄漏动量，并且采用前加载设计可以有效控制近喘点2％叶高以内的泄漏损失的结果。所述的优化静子叶片弦长设计结构是指：8％～12％弦长采用前加载设计。技术效果本专利技术整体解决了悬臂静子叶片在近喘点损失急剧增加的问题。与现有技术相比，本专利技术能够实现悬臂静子叶片近喘点工况下减小损失的前加载最佳轴向位置的优化设计并获得决定悬臂静子叶片根部间隙损失的关键气动参数，为减少悬臂静子叶片损失提供了参数控制的方法，简单有效，达到了被动流动控制减少气动损失的目的。附图说明图1为压气机转子叶片和前加载设计的悬臂静子叶片组成的计算域示意图；图2为悬臂静子叶片2％叶高叶片表面压力系数差示意图；图3为悬臂静子叶片根部间隙内单位轴向弦长周向泄漏动量的弦向分布示意图；图4为悬臂静子叶片根部2％叶高总压损失系数与周向泄漏动量沿着弦向分布对比示意图。具体实施方式如图1所示，本实施例通过建立由嵌入级第三级转子叶片和悬臂静子叶片组成的一级压气机模型并进行网格划分，采用数值模拟方法，在实验工况下求解设计点和近喘点工况的雷诺平均Navier-Stokes方程，经对比分析结果得到静子叶片载荷沿弦长不均匀分布的前加载设计结构。所述的悬臂静子叶片根部间隙为0.95mm，即1.1％叶高。所述的网格划分是指：主流区采用O4H网格分区，封严腔内采用H型网格，第一层网格高度设置为3*10-6m。所述的求解，具体是指：采用数值模拟方法求解雷诺平均Navier-Stokes方程：其中：为守恒型参数向量，和分别是无粘矢通量和粘性矢通量，qi为热源项，τij为应力，δij为克罗内克符号，Q为源项，代表外作用力，Wf代表这些外作用力所做的功，如图2所示，所述的对比分析是指：以悬臂静子叶片2％叶高叶片表面压力系数差来衡量叶片根部截面的载荷，其中：叶片表面压力系数为叶片通道进口总压，pin为叶片通道进口静压，pblade为叶片表面静压。压力系数差ΔCp＝Cp,ps-Cp,ss，下标ps和ss分别代表压力面和吸力面。由图2可见，在2％叶高，设计点和近喘点的叶片载荷从前缘逐渐增加，随后载荷逐渐降低。与设计点相比，近喘点的最大加载位置从12％弦长位置向前移动到8％弦长位置，且近喘点的载荷在15％弦长以后低于设计点。如图3所示，给出前加载设计悬臂静子叶片在两种工况下的根部间隙内泄漏流周向动量沿着弦向的分布，以及图4给出了悬臂静子叶片2％叶高以下总压损失系数与周向泄漏动量沿着弦向分布的变化对比：悬臂静子叶片根部间隙内泄漏流量ρ为密度，Vn为垂直于叶片中弧线的速度，c为弦长，为进口流量，r为半径，下标hub代表叶片根部位置，casing代表轮毂位置。根部间隙内单位轴向弦长的周向泄漏动量μt代表周向动量，Vt为周向速度，下标in为进口参数。总压损失系数叶片通道进口总压，p*为叶片不同叶高通道当地的总压。以单位轴向弦长的周向泄漏动量作为判断悬臂静子叶片根部泄漏损失的重要参数。由图4可见，在前83％轴向弦长范围内，近喘点周向动量减小，而悬臂静子叶片在近喘点在2％叶高以内的损失低于设计点，可以证明，影响悬臂静子叶片总压损失的关键气动参数为周向泄漏动量。由不同叶高范围内总压损失系数与周向泄漏动量沿弦向分布对比图可以看出，总压损失系数随着周向动量的增加而增加，且存在滞后性。在2％叶高范围内，悬臂静叶设计点的总压损失为15.4％，而在近喘点的总压损失在14.5％。悬臂静子叶片从设计点变化到近喘点工况下，总压损失减小了0.9％。设计点单位轴向弦长泄漏流周向动量高于近喘点，并且在2％叶高以内，近喘点总压损失低于设计点。由上述分析可见，决定悬臂静子叶片根部泄漏损失的关键气动参数为单位轴向弦长的周向泄漏动量，并且采用前加载设计可以有效控制近喘点2％叶高以内的泄漏损失，将损失水平维持在设计点附近，针对此案例的悬臂静子叶片，近喘点总压损失降低0.9％。因此，悬臂静子叶片8％～12％弦长本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法，其特征在于，通过建立由嵌入级第三级转子叶片和悬臂静子叶片组成的一级压气机模型并进行网格划分，采用数值模拟方法，在实验工况下求解设计点和近喘点工况的雷诺平均NS方程，经对比分析结果得到优化静子叶片载荷沿弦长不均匀分布的前加载设计结构；/n所述的一级压气机模型，包括装配于轴流压气机模型中的前加载设计的悬臂静子叶片模型和置于轴流压气机模型前的转子叶片模型。/n

【技术特征摘要】
1.一种悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法，其特征在于，通过建立由嵌入级第三级转子叶片和悬臂静子叶片组成的一级压气机模型并进行网格划分，采用数值模拟方法，在实验工况下求解设计点和近喘点工况的雷诺平均NS方程，经对比分析结果得到优化静子叶片载荷沿弦长不均匀分布的前加载设计结构；
所述的一级压气机模型，包括装配于轴流压气机模型中的前加载设计的悬臂静子叶片模型和置于轴流压气机模型前的转子叶片模型。


2.根据权利要求1所述的流动控制方法，其特征是，所述的悬臂静子叶片，根部采用前加载设计。


3.根据权利要求1所述的流动控制方法，其特征是，所述的网格划分是指：叶片通道主流区采用O4H网格分区，与轮盘径向间隙内采用H型网格，第一层网格高度设置为3*10-6m。


4.根据权利要求1所述的流动控制...

【专利技术属性】
技术研发人员：居振州，滕金芳，李健，朱铭敏，羌晓青，
申请(专利权)人：上海交通大学，
类型：发明
国别省市：上海;31