尾缘负载荷扩压式叶轮机叶片制造技术

一种尾缘负载荷扩压式叶轮机叶片，属于叶轮机械技术领域。其特征在于：叶片沿弦长0%～2%区域为前缘小圆型线区域，98%～100%区域为尾缘小圆型线区域；叶片压力面型线在2%～60%区域为“上凹”型线，60%～80%区域为过渡型线，80%～98%区域为“下凸”型线，“下凸”型线“下凸”最高位置位于沿弦长88%～95%位置，“下凸”最高位置对应叶片厚度为叶片最大厚度的80%～95%；叶片吸力面型线在沿弦长2%～98%区域为“上凸”型线。采用该叶片可达到：1）、有效降低流动损失；2）增强附面层抗分离能力，拓宽低损失工作范围，提高效率。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种扩压式叶轮机叶片设计，属叶轮机械

技术介绍
航空燃气涡轮发动机沿着高推重比、高可靠性、低耗油率、低成本和长寿命的方向发展，为满足高性能航空燃气涡轮发动机的发展要求，压气机需要在足够的工作范围内下保持较高效率。对压气机叶片的要求是具有宽广的低损失工作范围和较强的抗分离能力。因此，设计具有宽广低损失工作范围和较强抗分离能力的叶片对提升压气机性能有重要实用价值。美国普拉特-惠特尼发动机公司于20世纪80年代初设计出一种新的叶型。在亚声速时，通过控制叶片吸力面上气流的扩散来防止附面层分离，叫做控制扩散叶型(Controlled Diffusion Airfoil, CDA);在超声速、跨声速时,控制扩散使叶型表面当地速度由超声速扩散为亚声速而不产生激波，叫做超临界叶型。采用控制扩散叶型的压气机，多变效率约提高2%，每个叶片的压升能力约增加60%。西北工业大学刘波于2008年在西北工业大学学报(Journal of NorthwesternPolytechnical University)第26卷第6期发表一篇题为“高空低雷诺数二维抗分离叶型研究”论文。论文从控制吸力面附面层发展的角度出发指出:给定叶片表面马赫数分布时，在叶片吸力面前半段维持一段“平顶式”分布，将有利于层流附面层的流动，可在一定程度上抑制或推迟分离的发生。但当攻角为负时带来的压力面附面层分离论文中没有考虑。
技术实现思路
本专利技术的目的在于针对风扇/压气机叶片设计技术现状，提出一种新片，采用该叶片可达到:1)、有效降低流动损失；2)增强附面层抗分离能力，拓宽低损失工作范围，提高效率。一种尾缘“负载荷”扩压式叶轮机叶片其特征在于:叶片沿弦长0% 2%区域为前缘小圆型线区域，98% 100%区域为尾缘小圆型线区域；叶片压力面型线在2% 60%区域为“上凹”型线，60% 80%区域为过渡型线，80% 98%区域为“下凸”型线，“下凸”型线最高位置位于沿弦长88% 95%位置，“下凸”最高位置对应叶片厚度为叶片最大厚度的80% 95% ;叶片吸力面型线在沿弦长2% 98%区域为“上凸”型线。 上述叶片在沿弦长0% 2%区域为前缘小圆型线区域，98% 100%区域为尾缘小圆型线区域，前、后缘小圆型线区域保证叶片吸力面和压力面的光滑连接，有利于减少损失。叶片压力面在沿弦长2% 60%区域为与前缘小圆型线相切的“上凹”型线，压力面这段“上凹”型线与吸力面“上凸”型线使得由该叶片构成的叶栅通道在沿弦长2% 60%区域是扩张通道，亚声速气流流过通道时减速增压，保证了叶轮机对亚声速气流的扩压效果。压力面在沿弦长60% 80%区域为“上凹”型线和“下凸”型线的过渡型线，保证叶栅通道形状在这段区域光滑连续变化。压力面型线沿弦长80% 98%区域为“下凸”型线，亚声速气流流过叶该区域时，贴近压力面表面的流管先收缩后扩张，流管内气流先加速后减速，表现在叶片表面等熵马赫数图上则是叶片在此段区域出现“负载荷”。根据流体力学附面层理论，在流管收缩段内气流加速，可有效抑制压力面附面层分离；而在流管扩张段气流减速增压，增强叶轮机的扩压作用。“下凸”最高位置及最高位置对应叶片厚度根据叶片具体工作状态不同而会有所差异。“下凸”最高位置及对应叶片厚度影响叶片出现“负载荷”区域的大小，其位置越靠前，对应叶片厚度越厚，叶片“负载荷”区域越大。“负载荷”区域过大，会造成叶片扩压能力减弱，“负载荷”区域过小，则对附面层发展的抑制作用不明显，兼顾叶片扩压能力和对附面层抑制作用两方面考虑，本专利技术限制“下凸”最高位置位于沿弦长88% 95%位置，“下凸”最高位置对应的叶片厚度为叶片最大厚度的80% 95%。这样的设计既能发挥叶片的扩压作用，又能有效减小附面层分离带来的损失，叶片后段的“负载荷”区域能提升叶片在负攻角状态下的性能。本项专利技术与目前已有技术比较有以下优点:1)、由该叶片构成的叶栅工作时，在叶片后段形成一个“负载荷”区域，“负载荷”区域的出现能有效抑制压力面附面层分离，提升叶片抗分离能力及在负攻角状态下的性能，拓宽了叶栅的低损失工作范围；2)叶片后段较厚，耐用性更好，易于加工。本项专利技术所提出叶片，通过实施例对所涉及的叶片进行了验证。可直接用于风扇/压气机设计中，提高其气动性能。附图说明图1为实施例叶片形状； 图2为实施例叶片后段局部放大 图3由实施例叶片构成的平面叶栅； 图4为实施例叶片表面等熵马赫数分布 图5为实施例叶栅通道内马赫数等值线 图6为没有利用本专利技术的一般叶片； 图7为实施例叶片与未利用本专利技术的一般叶片对应的叶栅特性线比较； 图中标号名称:1、坐标轴；2、吸力面“上凸”型线；3、坐标轴；4、叶片尾缘小圆；5、压力面“下凸”型线；6、压力面过渡型线；7、压力面“上凹”型线；8、叶片前缘小圆；9、压力面“下凸”型线下凸最高点所在位置；10、下凸最高点所在位置对应的叶片厚度；11、实施例叶片；12、叶片运动方向；13叶栅出口 ；14、叶栅进口 ；15、叶栅栅距；16、叶片安装角；17、叶片弦长；18、叶片尾缘“负载荷”区域；19、流场计算边界；20、叶片压力面表面附面层；21、为利用本专利技术的一般叶片；22、攻角；23、实施例叶片对应叶栅的总压损失系数；24、一般叶片对应叶栅的总压损失系数；25、气流转角；26、实施例叶片对应叶栅的气流转角；27、一般叶片对应叶栅的气流转角；28、总压损失系数。具体实施方法 以下结合图1到图7说明本专利技术实施例叶片形状及由其构成的平面叶栅性能。根据风扇/压气机扭向设计规律确定某给定叶高处速度三角形；由叶片数确定叶栅栅距；根据叶栅稠度确定叶片长度；确定图1所示叶片，即尾缘“负载荷”叶片；由零攻角安装确定叶片安装角。最后将所得叶型按照安装角和栅距要求排列构成图3所示的叶栅。本实施例叶片对应的叶栅栅距为55.56mm,叶片弦长为68mm，叶片安装角为18°。参照图1，为本专利技术实施例叶片形状，该实施例叶片由吸力面“上凸”型线2、叶片前缘小圆型线8、叶片后缘小圆型线4、压力面“上凹”型线7、压力面过渡型线6、压力面“下凸”型线5构成。叶片前缘小圆型线8位于沿弦长0% 2%区域，叶片后缘小圆型线4位于沿弦长98% 100%区域。叶片吸力面“上凸”型线2位于沿弦长2% 98%区域，“上凸”型线2分别与前缘小圆型线8、尾缘小圆型线4相切。压力面“上凹”型线在沿弦长2% 60%区域，压力面过渡型线6位于沿弦长60% 80%区域为，压力面“下凸”型线5位于沿弦长80% 98%区域。压力面“上凹”型线与叶片前缘小圆型线8及压力面过渡型线6分别相切。压力面“下凸”型线5与压力面过渡型线6及叶片尾缘小圆型线4分别相切。参照图2，该实施例叶片压力面“下凸”型线5最高位置位于沿弦长90%位置，“下凸”最高位置对应叶片厚度为叶片最大厚度的90%。采用NUMECA软件对实施例叶片构成的平面叶栅进行数值仿真计算，相关设置参数:平面叶栅的进口马赫数为0.73，进口气流角为40°，进口总温为288K，进口总压为101325Pa，出口静压为85000Pa，计算时湍流模型选择S-A模型，气体为完全气体。图4为数值仿真计算所得到的叶片表面等熵马赫数分布本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种尾缘“负载荷”扩压式叶轮机叶片，其特征在于：叶片沿弦长0%～2%区域为前缘小圆型线区域，98%～100%区域为尾缘小圆型线区域；叶片压力面型线在2%～60%区域为“上凹”型线，60%～80%区域为过渡型线，80%～98%区域为“下凸”型线，?“下凸”型线“下凸”最高位置位于沿弦长88%～95%位置，“下凸”最高位置对应叶片厚度为叶片最大厚度的80%～95%；叶片吸力面型线在沿弦长2%～98%区域为“上凸”型线。

【技术特征摘要】
1.一种尾缘“负载荷”扩压式叶轮机叶片，其特征在于:叶片沿弦长0% 2%区域为前缘小圆型线区域，98% 100%区域为尾缘小圆型线区域；叶片压力面型线在2% 60%区域为“上凹”型线，60% 80%区域为过渡型...

【专利技术属性】
技术研发人员：周正贵，刘龙龙，崔翠，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：