一种耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型制造技术

公开一种耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，包括：在原始几何数据的基础上利用叶型参数化造型方法，生成高负荷的大弯角叶型几何数据；通过数值仿真获取低雷诺数工况下压气机叶片通道流场特性，确定低雷诺数下叶片表面流动分离区域；根据流动分离区域特征确定多点快速加热等离子体激励布局方式；多点快速加热等离子体激励对超音速压气机叶型激波/附面层干扰的流动控制效果分析。本发明专利技术通过在流场中施加多点快速加热等离子体激励触发剪切层K‑H不稳定性，诱导形成展向涡列结构，促进流动分离区小尺度涡掺混并演化为展向大涡结构以加速耗散，达到抑制流动分离的效果。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航空等离子体与流动控制技术，具体涉及一种耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法。

技术介绍

1、进航空发动机有高推重比、低耗油率、高可靠性的需求，不断促使航空发动机的压缩部件即压气机提高级压比，追求更高的工作效率。高负荷的大弯角叶型能提高单级压比，但叶型弯角过大易产生严重的流动分离，导致总压损失系数增大，效率下降。因此，提高发动机级压比的同时减小流动分离损失对于增大航空发动机推重比、降低耗油率、提高可靠性具有重要意义。

2、宽空域压气机在高空运行时将面临突出的低雷诺数问题，该工况下压气机叶片表面的层流附面层在逆压梯度的影响下常会诱导层流附面层分离进而形成流动分离区，导致压气机流动损失急剧增加，效率和稳定裕度的大幅下降。特别对于超音速压气机而言，超音速流场中特有的激波/附面层干扰问题将使得超音速压气机内部流动更加复杂，流动分离损失也将更加严重。现有的小能耗快速加热等离子体激励调控超音速压气机叶型激波/附面层时存在注入能量小，流场扰动效果不佳等问题。因此，亟待发展先进的流动控制技术以保证超音速压气机在宽空域下均可维持较好本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，其特征在于，包括下列步骤：

2.如权利要求1所述的耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，其特征在于，步骤一是在原始叶型几何数据的基础上利用叶型参数化造型方法，通过调节参数，在二维平面上生成高负荷的大弯角叶型几何数据；具体步骤如下：

3.如权利要求2所述的耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，其特征在于，步骤一的(3)中，共采用12段三次多项式对中弧线上点进行拟合，每段在长度上均匀分布；对于每一个三次多项式，确定其系数共需4个约束条件，记参数化表达多项式为pi(x)，则：<...

【技术特征摘要】

1.一种耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，其特征在于，包括下列步骤：

2.如权利要求1所述的耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，其特征在于，步骤一是在原始叶型几何数据的基础上利用叶型参数化造型方法，通过调节参数，在二维平面上生成高负荷的大弯角叶型几何数据；具体步骤如下：

3.如权利要求2所述的耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，其特征在于，步骤一的(3)中，共采用12段三次多项式对中弧线上点进行拟合，每段在长度上均匀分布；对于每一个三次多项式，确定其系数共需4个约束条件，记参数化表达多项式为pi(x)，则：

4.如权利要求2所述的耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，其特征在于，步骤一的(4)中，厚度分布曲线的参数表达方法采用三次分段多项式方法，将整段厚度分布区域划分为四段，第一、第五控制点分别为前缘点和尾缘点，第二、第三控制点分别为预压缩段起点和终点，第四控制点为第三控制点与第五控制点之间线段在轴向上的等分点；记厚度分布的参数化表达多项式为hi(x)，则：

5.如权利要求2所述的耦合多点等离子体激励的高负荷超音速压气机叶型设计方法，其特征在于，步骤一的(6)中，对于前缘曲线而言，先将中弧线的第一个点设置为前缘的圆心(xle0，yle0)，通过遍历法获得原始叶型前缘与圆心的最小距离，记为rle；在原始叶型前缘几何点中选取距离吸力面和压力面曲线最近的点，分别记为控制点1(xle1，yle1)和控制点4(xle4，yle4)，再分别求解得到吸力面和压力面曲线起始点与对应的前缘控制点之间的斜率，沿该斜...

【专利技术属性】
技术研发人员：张海灯，吴云，张堂一，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：