【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机设计，具体涉及一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法。
技术介绍
1、涡轮是航空发动机的关键部件之一，其性能水平直接影响发动机的效率、油耗、推力等性能指标。合理地组织涡轮内部的流动是保证其高效率的基础，这依赖于良好的叶型设计。叶型设计是涡轮气动设计的关键环节，其直接决定了涡轮通道内的流动及损失。研究表明，涡轮吸力面的流动损失对叶型损失起主要贡献作用，通过叶型吸力面型线对吸力面流动进行控制十分必要且行之有效。此外，由于叶栅通道的喉部宽度直接影响涡轮的流量，叶栅造型方法中能直接给定喉部宽度(更理想的是给定通道宽度分布)对调整涡轮流量十分必要。尤其对于采用收扩叶型的跨音/超音涡轮而言，造型方法能够直接给定喉部宽度及其位置更为必要。
2、当前，工程领域广泛采用的涡轮叶型造型方法主要包括中弧线+厚度分布方法、pitchard11参数法以及基于叶身直接造型方法(如基于berzier或nurbs曲线)等。中弧线+厚度分布方法无法直接对吸力面型线进行设计，同时也无法直接指定通道喉部宽度及位置；pitchard 11参数法可直接给定通道喉部宽度，却无法直接给定吸力面型线和通道宽度分布；基于bezier或nurbs曲线的叶身直接造型方法可直接构造吸力面型线，但无法直接给定喉部宽度和位置及通道宽度分布。这些传统的叶型造型方法均难以达到通过吸力面型线设计对吸力面流动进行控制，同时直接给定喉部进行涡轮流量控制的目的。此外，对于收扩叶型设计而言，中弧线+厚度分布方法以及pitchard 11参数法所能达到的效
3、因此，提供一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法是本领域技术人员亟需解决的问题。
技术实现思路
1、有鉴于此，本专利技术提供了一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，直接对吸力面型线和通道宽度分布进行设计，在吸力面型线上叠加适当的宽度分布以构建涡轮叶型，通过吸力面型线的调整可实现对吸力面流动的精细化控制，而通过设计通道宽度分布则可有效控制通道喉部宽度及位置，同时可按需定制等宽度通道、收敛通道、收扩通道等多种通道宽度变化形式，适用于冲击式涡轮叶型、反力式涡轮收敛叶型、反力式涡轮收扩叶型等多种叶型设计，设计目标和设计参数的物理和工程意义明确，同时具备更强的按需定制设计性和通用设计性。
2、为了实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：
3、一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，包括以下步骤：
4、1)给定叶型几何设计参数：
5、首先给定叶型几何设计参数：轴向弦长b、栅距t、进口构造角β1、出口构造角β2、前缘小圆半径r1、尾缘小圆半径r2，其中构造角定义为与轴向的夹角，逆时针为正；
6、2)设计吸力面型线：
7、基于设计经验或参考已有叶型，按照不同应用需求定制设计吸力面型线或点序列吸力面型线采用nurbs或bezier曲线进行设计，式中，分别表示叶型型线的横纵坐标；
8、当然吸力面型线可以单独、灵活设计，再结合叶型几何参数设计任意分布的通道宽度分布，再将宽度分布叠加到吸力面型线上计算压力面型线完成设计；
9、3)计算压力面叶身的首末点坐标：
10、根据叶型几何参数和吸力面型线，依次计算得到前尾缘楔形角α1和α2，前尾缘小圆圆心o1和o2，压力面首末点和之后利用栅距t平移得到相邻叶片压力面的首末点和
11、
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17、
18、式中，和分别为吸力面首末点处的斜率；分别为前尾缘小圆圆心的横纵坐标；
19、4)计算叶栅通道的首末宽度：
20、定义叶栅通道宽度为压力面任一点到邻近吸力面型线的最小距离，根据步骤3)计算得到的相邻压力面的首末点坐标和当前叶片的吸力面型线，计算进出口叶栅通道宽度lin和lout，以及叶栅进出口截面与吸力面的交点sin(xin,yin)和sout(xout,yout)；
21、5)设计叶栅通道宽度分布：
22、根据进出口通道宽度lin和lout，以及喉道宽度，基于nurbs曲线或bezier曲线参数化定制设计出通道宽度分布其中为吸力面无量纲弧长位置，其在吸力面上对应的x坐标的范围为[xin,xout]；
23、6)计算压力面型线：
24、在吸力面sin和sout之间叠加通道宽度分布计算出相邻压力面型线再根据栅距平移得到当前叶片的压力面型线吸力面第i个点对应的相邻叶片压力面点同一叶片压力面点为
25、
26、
27、式中，为吸力面在第i个点的斜率，li表示第i个点的通道宽度；
28、7)添加前尾缘型线：
29、前尾缘型线统一按照椭圆构造，给定椭圆度并且已知前尾缘吸力面和压力面曲线的一阶导数，得到以椭圆曲线设计的前尾缘，进而构建出完整的叶型。
30、进一步的，步骤4)中，当计算吸力面点sin时，首先以p′1为圆心，以a0p′(s1p′)为半径作圆弧与吸力面型线相交于点b0；接下来作a0b0的中垂线，与吸力面型线相交于点a1；以a1p′为半径，重复上述两个操作，获得b1、b2、...、bi...，当bi的位置不变时，bi即为sin，同样地，以p′m为圆心，重复上述操作，得到sout。
31、进一步的，当设计收敛叶型时，出口通道宽度即喉道宽度，根据进出口通道宽度计算曲线控制点，基于nurbs曲线或bezier曲线参数化定制设计出通道宽度分布当设计收扩叶型时，需再给定叶型收扩比k计算喉道宽度，根据进出口通道宽度和喉道宽度计算曲线控制点，基于nurbs曲线或bezier曲线参数化定制设计出通道宽度分布
32、进一步的，步骤6)中与相邻压力面型线一一对应的吸力面型线范围由给定叶型几何设计参数、通道宽度参数确定。
33、进一步的，在步骤7)中，当计算前缘时，给定前缘椭圆度以及吸力面点s1和压力面点p1的一阶导数首先根据切线关系和前缘楔形角α1，计算标准椭圆中的切点a、b，ab段椭圆曲线即为前缘，将ab段曲线平移、旋转至点s1、p1，得到完整前缘；同样地，给定尾缘椭圆度以及吸力面点sm和压力面点pm的一阶导数得到完整尾缘。
34、由此可知，本专利技术提出了一种基于吸力面型线和气流通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，相较于现有蜗轮叶型造型方法，具有以下有益效果：
35、1)本专利技术可以单独、灵活设计吸力面型线，根据不同应用场景需求灵活参数化设计(定制)叶型吸力面型线；
36、2)本专利技术基于吸力面型线，设计任意参数化的通道宽度分布，快速设计任意形式的轴流涡轮叶型，包括冲击式涡轮叶型、反力式涡轮的收敛叶型和收扩叶型等，为有效控制涡轮叶型损失以及按场景需求定制等宽度通道、收敛通道、收扩通道等叶型提供了直接本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，其特征在于，步骤4)中，当计算吸力面点Sin时，首先以P1′为圆心，以A0P′(S1P′)为半径作圆弧与吸力面型线相交于点B0；接下来作A0B0的中垂线，与吸力面型线相交于点A1；以A1P′为半径，重复上述两个操作，获得B1、B2、...、Bi...，当Bi的位置不变时，Bi即为Sin，同样地，以P′M为圆心，重复上述操作，得到Sout。
3.根据权利要求1所述的一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，其特征在于，当设计收敛叶型时，出口通道宽度即喉道宽度，根据进出口通道宽度计算曲线控制点，基于NURBS曲线或Bezier曲线参数化定制设计出通道宽度分布当设计收扩叶型时，需再给定叶型收扩比k计算喉道宽度，根据进出口通道宽度和喉道宽度计算曲线控制点，基于NURBS曲线或Bezier曲线参数化定制设计出通道宽度分布
4.根据权利要求1所述的一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型
5.根据权利要求1所述的一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，其特征在于，在步骤7)中，当计算前缘时，给定前缘椭圆度以及吸力面点S1和压力面点P1的一阶导数首先根据切线关系和前缘楔形角α1，计算标准椭圆中的切点A、B，AB段椭圆曲线即为前缘，将AB段曲线平移、旋转至点S1、P1，得到完整前缘；同样地，给定尾缘椭圆度以及吸力面点SM和压力面点PM的一阶导数得到完整尾缘。
...【技术特征摘要】
1.一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，其特征在于，步骤4)中，当计算吸力面点sin时，首先以p1′为圆心，以a0p′(s1p′)为半径作圆弧与吸力面型线相交于点b0；接下来作a0b0的中垂线，与吸力面型线相交于点a1；以a1p′为半径，重复上述两个操作，获得b1、b2、...、bi...，当bi的位置不变时，bi即为sin，同样地，以p′m为圆心，重复上述操作，得到sout。
3.根据权利要求1所述的一种基于吸力面型线和通道宽度分布的涡轮叶型造型方法，其特征在于，当设计收敛叶型时，出口通道宽度即喉道宽度，根据进出口通道宽度计算曲线控制点，基于nurbs曲线或bezier曲线参数化定制设计出通道宽度分布...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈永超，姚李超，杜鹏程，邹正平，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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