[發明專利]一種具有波狀表面的葉型設計方法

無效

• 申請號: 201010623604.3
• 申請日: 2010-12-30
• 公開（公告）號: CN102032215A
• 公開（公告）日: 2011-04-27
• 發明（設計）人: 季路成;劉艷明;伊衛林
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: F04D29/38
• 分類號: F04D29/38
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明涉及一種具有波狀表面的葉型設計方法，屬于機械裝置及運輸技術領域。

背景技術

為提高葉輪機械性能，需有效控制葉表附面層發展，抑制、推遲或消除分離。通過局部流動改變而控制全局流動性能是研究者們的努力方向。針對外流機翼和內流葉輪機葉型，改變粗糙度、吹吸氣等已經取得了重要成功。但是，對高性能的追求永無止境，人們一直在尋找無需外部能量而更有效更符合工程實際的采用被動控制措施的新型葉型。近來，研究人員通過給圓柱表面增加展向的波狀幾何擾動，達到了使柱體減阻和減振的目的。另一方面，有鱗魚類游進阻力很小，其身體表面由于覆蓋鱗片而事實上已經形成幅值很小的波浪形表面。

受到上述研究以及魚鱗啟發，對機翼和葉輪機葉型也采用波狀表面處理，以達到增大附面層內流體動能、延遲附面層發展、抑制分離的效果，從而提升機翼、葉輪機葉片繼而飛機及其渦輪噴氣動力、地面與艦船能源動力、流體機械等性能。

發明內容

本發明目的是為降低飛機機翼、葉輪機葉片流動阻力，減小損失、改善流動狀況而提供一種具有波狀表面的葉型設計方法。

為了達到上述目的，本發明采用如下技術方案：

步驟1，采用常規中弧線和厚度分布的方法設計原始葉型。其中中弧線給定方式有單圓弧、雙圓弧、多圓弧、多項式等，厚度分布有NACA系列等；并通過數值仿真或實驗方法綜合全部工況確定葉片吸力面的葉表易分離區域起始位置S和分離區弦向長度b；

步驟2，依據步驟1確定的易分離區起始位置S和分離區弦向長度b，分別向分離區前后延伸c₁和c₂的長度，c₁和c₂滿足0＜c₁且0≤c₂。葉表分離區弦向長度b及其前后延伸的長度共同組成進行波狀處理的波狀段弦向寬度L(L＝b+c₁+c₂)；且L/B滿足0.01≤L/B≤1，其中B為葉片軸向弦長。

所述波狀處理的波形可以是任意形式的光滑波形，其波幅a、波長λ分別表現為離開分離起始位置S點的距離的函數，此函數可以是常數，也可以是任意連續函數，如任意階次連續多項式、三角函數等。因此，整個波紋段表現為同一波紋結構或變波紋結構。

所述波狀處理的波峰在步驟1設計的原始葉型線上，波谷則根據實際葉片厚度和結構強度確定，其具體體現為波幅a的取值；波長λ和波幅a分別滿足0＜λ≤L/4和a≤D/2，其中D為葉型的當地厚度。

步驟3，采用數值優化方法對步驟2設計的波紋段進行校核，優選波狀段處理的位置、弦向寬度、波形、波幅和波長，并最終以試驗驗證定型。

本發明步驟1至步驟3所述的方法不僅適用于葉輪機葉片，同樣適用于飛機的機翼和旋翼，以及處于流場當中的固體表面。

有益效果

本發明采用波狀壁面構成三維擾動影響流動狀況的機理，在葉片表面進行波狀處理實現被動流動控制；所設計的波狀表面葉型引起的擾動可以起到有效減阻和降低損失的作用，改善了葉柵二次流動，設計方法簡單、靈活、實用，特別適用于航空、航天、航海及工業能源動力領域的葉輪機及機翼設計。

附圖說明

圖1為現有技術的原始葉型；

圖2為本發明的具有波紋表面的葉型；其中(a)為葉型整體結構，(b)為尾緣局部放大圖；

圖3為具體實施方式中的變波紋結構的葉型，其中(a)為葉型整體結構，(b)為波紋段局部放大圖；

圖4為實施例的數值仿真結果，其中(a)為原始葉型仿真結果，(b)為具有波狀表面葉型的仿真結果。

具體實施方式

為了更好地說明本發明的目的和優點，下面結合附圖和實施例對本發明內容作進一步說明。

本實施例根據發明內容所述方法對一軸流壓氣機葉片葉型(NACA65葉型)進行重新設計，并用數值方法驗證其作用效果。本實施例有關氣動參數如下：進口總壓103379Pa，出口靜壓101325Pa。

步驟1，根據NACA65原始葉型數據及常規方法給出壓氣機葉型，如圖1所示，并通過數值仿真確定吸力面角區分離區域的起始位置S，仿真結果知S在距尾緣30％B(B＝150mm為軸向弦長)的位置，即分離區弦向長度b＝45mm；