【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机涡轮叶型设计，更具体的说是涉及以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法及系统。
技术介绍
1、发展可靠、高效、低噪声的发动机是航空工业不懈的追求。涡轮作为航空发动机核心部件之一，其气动设计问题始终是贯穿航空发动机设计、制造的核心问题。叶型负荷水平及负荷分布在很大程度上决定了叶片表面边界层的演化，从而直接影响高负荷低压涡轮的气动性能；同时负荷分布包含了负荷水平、吸力面峰值速度位置、尾缘扩散度等关键的设计信息，可用于直观地分析设计的物理合理性以及合理地估计叶型损失。因此，研究负荷分布形式对涡轮性能的影响十分必要。此外，随着航空发动机风扇和喷流噪声得到大幅控制，涡轮噪声问题逐渐凸显，并日益受到关注。如何通过气动声学设计，从源头上减少噪声辐射，降低涡轮气动噪声源的声辐射强度，控制气动噪声的传播等，也是涡轮设计研制的重要内容和关键技术之一。
2、传统的叶型设计软件采用的造型方法设计自由度较低，而且只包含单一的叶型设计功能，导致设计人员需要预先利用叶型设计软件构造出叶型，利用数值模拟软件得到叶型的流场和性能，再用后处理软件分析结果，如果不满足要求则重新返回设计软件调节造型参数、更换曲线参数等，直至达到设计要求。设计、计算、后处理过程在不同软件进行，不能得到负荷分布等叶型设计效果的即时反馈，使得设计流程更加繁琐。同时也导致一定程度上降低了对负荷分布形式的关注，且没有考虑噪声的影响，无法进行气动-噪声耦合设计。
3、因此，如何提供一种以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法及系统是本领域技
技术实现思路
1、有鉴于此，本专利技术提供了一种以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法及系统，实现叶型设计-计算-分析-再设计的全设计流程，同时进行噪声评估，实现气动-噪声的耦合设计。本专利技术可用于涡轮二维叶型的设计以及探究不同叶型参数对叶片气动噪声性能的影响规律。
2、为了实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：
3、第一方面，本专利技术提供了以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，包括：
4、s1：获取输入的叶型基本几何设计参数，基于叶型基本几何设计参数生成初始叶型型线；
5、s2：基于初始叶型型线并以负荷分布为导向进行叶型交互设计，得到设计后的叶型型线；
6、s3：根据设计后的叶型型线进行流体动力学计算，得到叶栅气动性能；
7、s4：根据叶栅气动性能输出负荷系数分布图和噪声评估结果，并判断是否满足要求，若不满足循环执行s1-s4，直至满足要求。
8、优选地，叶型基本几何设计参数包括栅距p、轴向弦长ca、安装角γ、喉部宽度o、折转角δ、前缘吸力面侧楔形角εles、前缘压力面侧楔形角εlep、尾缘吸力面侧楔形角εtes、尾缘压力面侧楔形角εtep、进口构造角βk,in、出口构造角βk,out、前缘半径rle、尾缘半径rte、前缘椭圆度ellle和尾缘椭圆度ellte。
9、优选地，基于叶型基本几何设计参数生成初始叶型型线具体包括：
10、根据叶型基本几何设计参数，计算前缘圆心坐标、尾缘圆心坐标、吸力面前缘点、压力面前缘点、吸力面尾缘点、压力面尾缘点和喉部处点；
11、根据前缘圆心坐标和尾缘圆心坐标，并基于给定的半径和椭圆度计算前缘型线和尾缘型线；
12、根据吸力面前缘点、压力面前缘点、吸力面尾缘点、压力面尾缘点和喉部处点进行贝塞尔曲线拟合，得到吸力面前段型线、吸力面后段型线以及压力面型线；
13、根据前缘型线、尾缘型线、吸力面前段型线、吸力面后段型线以及压力面型线得到初始叶型型线。
14、优选地，前缘圆心坐标(xc,le，yc,le)、尾缘圆心坐标(xc,te，yc,le)、吸力面前缘点(x1，y1)、压力面前缘点(x2，y2)、吸力面尾缘点(x3，y3)、压力面尾缘点(x4，y4)和喉部处点(x5，y5)计算公式为：
15、
16、
17、
18、
19、
20、
21、
22、
23、
24、
25、
26、
27、其中，ct为周向弦长。
28、优选地，s2具体包括：
29、选择叶型设计方式；控制喉部曲率是否保持连续；
30、选择是否导入参考叶型：参考叶型前缘横坐标、尾缘纵坐标设置与初始叶型型线对齐；
31、调整叶型基本几何设计参数，生成新叶型型线；
32、调整新叶型型线吸力面前段、吸力面后段及压力面的贝塞尔曲线阶数，得到新控制点计算的叶型型线；
33、控制吸力面前段、吸力面后段及压力面的贝塞尔曲线控制点的取值，调整叶型型线，得到设计后的叶型型线；
34、计算吸力面曲率分布、中弧线分布以及叶型厚度分布，并判断是否满足初始预期要求。
35、优选地，调整新叶型型线吸力面前段、吸力面后段及压力面的贝塞尔曲线阶数，具体包括：
36、1)升阶采用的曲线控制点计算公式如下：
37、
38、其中，为原控制点序列，{p0,p1,…,pn,pn+1}为升阶后新控制点序列；n为原贝塞尔曲线的阶数；
39、2)降阶采用c1连续条件下的最小平方降阶逼近法：设降阶前贝塞尔曲线的控制点序列为降阶后贝塞尔曲线阶数为m，控制点序列为{p0,p1,…,pm-1,pm}，m＜n,{p0,p1,…,pm-1,pm}求解过程如下：
40、首先由c1连续条件确定p0,p1,pm-1,pm取值：
41、
42、再由最小平方降阶逼近法，确定其余点{p2,p3,…,pm-3,pm-2}的取值，即求线性方程组ap＝b的唯一解，其中，
43、
44、其中，bi,m(t；λ)、bj,m(t；λ)为λ-bezier基函数，λ为形状因子，a、b分别为线性方程组ap＝b的系数矩阵和常数项矩阵。
45、第二方面，本专利技术提供了以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计系统，包括：
46、叶型设计模块：用于获取输入的叶型基本几何设计参数，基于叶型基本几何设计参数生成初始叶型型线；
47、基于初始叶型型线并以负荷分布为导向进行叶型交互设计，得到设计后的叶型型线；
48、cfd计算控制模块：用于根据设计后的叶型型线进行流体动力学计算，得到叶栅气动性能；
49、气动-噪声性能分析模块：用于根据叶栅气动性能输出负荷系数分布图和噪声评估结果，并判断是否满足要求；
50、其中，叶型设计模块、cfd计算控制模块和气动-噪声性能分析模块集于一个界面。
51、第三方面，本专利技术提供了一种计算机设备，包括：
52、存储器，用于存储计算机程序；...
【技术保护点】
1.以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，叶型基本几何设计参数包括栅距p、轴向弦长ca、安装角γ、喉部宽度o、折转角δ、前缘吸力面侧楔形角前缘压力面侧楔形角尾缘吸力面侧楔形角尾缘压力面侧楔形角进口构造角βk,in、出口构造角βk,out、前缘半径RLE、尾缘半径RTE、前缘椭圆度EllLE和尾缘椭圆度EllTE。
3.根据权利要求2所述的以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，基于叶型基本几何设计参数生成初始叶型型线具体包括：
4.根据权利要求3所述的以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，、前缘圆心坐标(xc,LE，yc,LE)、尾缘圆心坐标(xc,TE，yc,LE)、吸力面前缘点(x1，y1)、压力面前缘点(x2，y2)、吸力面尾缘点(x3，y3)、压力面尾缘点(x4，y4)和喉部处点(x5，y5)计算公式为：
5.根据权利要求3或4所述的以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，
6.根据权利要求5所述的以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，调整新叶型型线吸力面前段、吸力面后段及压力面的贝塞尔曲线阶数，具体包括：
7.以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计系统，其特征在于，包括：
8.一种计算机设备，其特征在于，包括：
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至6任一项所述以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法的步骤。
...【技术特征摘要】
1.以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，叶型基本几何设计参数包括栅距p、轴向弦长ca、安装角γ、喉部宽度o、折转角δ、前缘吸力面侧楔形角前缘压力面侧楔形角尾缘吸力面侧楔形角尾缘压力面侧楔形角进口构造角βk,in、出口构造角βk,out、前缘半径rle、尾缘半径rte、前缘椭圆度ellle和尾缘椭圆度ellte。
3.根据权利要求2所述的以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，基于叶型基本几何设计参数生成初始叶型型线具体包括：
4.根据权利要求3所述的以负荷分布为导向的高负荷涡轮叶型交互设计方法，其特征在于，、前缘圆心坐标(xc,le，yc,le)、尾缘圆心坐标(xc,te，yc,le)、吸力...
【专利技术属性】
技术研发人员：孙卓娅，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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