[發明專利]一種壓氣機葉型非對稱前緣設計方法

有效

• 申請號: 202010585474.2
• 申請日: 2020-06-24
• 公開（公告）號: CN111734678B
• 公開（公告）日: 2021-08-31
• 發明（設計）人: 高麗敏;楊冠華;王浩浩;張棟
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: F04D29/38
• 分類號: F04D29/38;F04D29/66;G06F30/17
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明涉及一種壓氣機葉型的非對稱前緣設計方法，對葉型前緣進行參數化，并減小壓力面側前緣設計空間，擴展吸力面側前緣設計空間，基于三次NURBS曲線生分別生成吸力面和壓力面側前緣型線并判斷是否滿足曲率連續。本方法所設計前緣在滿足曲率連續的前提下，實現了吸、壓力面兩側非對稱的前緣型線構造，使吸力面側前緣型線曲率進一步縮小，吸力峰強度明顯削弱，葉型整體損失降低。

技術領域

本發明涉及一種壓氣機葉型的非對稱前緣設計方法。具體為航空發動機或燃氣輪機軸流壓氣機葉型的前緣型線造型設計方法。

背景技術

壓氣機是航空發動機與燃氣輪機的關鍵部件之一，葉片是壓氣機的基本組成單元，為提高壓氣機效率，需不斷提高葉型氣動性能。前緣是葉型表面流動的起始位置，與其他部位相比，葉型前緣形狀直接影響附面層沿葉片表面的發展和下游的流場結構，對葉型整體性能起到重要作用。

前緣曲率大且不連續，導致氣流過度膨脹產生前緣壓力分布吸力峰，是造成葉型損失的主要根源之一。通過對前緣型線進行合理設計，可改善前緣曲率分布，實現曲率連續，削弱吸力峰，控制分離泡，提高葉型的氣動性能。

目前已有的前緣造型方法得到的均為吸力面側和壓力面側對稱的前緣。對于壓氣機葉型，吸力面側的流動更為重要且不穩定，在葉型氣動損失來源占較大部分，且對前緣形狀的敏感性更高，而壓力面側流動較為穩定，損失較低，受前緣影響較小。因此可以對兩側的前緣進行非對稱的設計，通過犧牲部分壓力面側前緣型線設計空間，擴展吸力面側前緣型線設計空間，進一步降低吸力面側前緣曲率大小，削弱吸力峰強度，進而提升葉型的整體氣動性能。

發明內容

傳統前緣設計方法如圓弧形前緣和橢圓形前緣型線曲率大且與葉身連接處不連續，會造成較大的吸力峰強度和前緣分離泡；而目前已有的曲率連續前緣設計對吸力面和壓力面兩側型線同等處理，在進行設計時，兩側前緣型線可變化的設計空間一致，故而限制了對吸力面側前緣型線曲率大小的進一步控制，未能對前緣吸力峰強度的進一步削弱，在大進口氣流角下氣動損失較大。

為了解決上述問題，本發明提供一種有效的壓氣機葉型非對稱前緣設計方法，通過三次NURBS曲線對葉型前緣進行參數化，減小壓力面側前緣設計空間來擴展吸力面側前緣設計空間，生成非對稱前緣型線。該方法既實現了前緣曲率連續的要求，同時實現了吸、壓力面兩側非對稱的前緣型線構造，吸力面側前緣型線曲率進一步縮小，吸力峰強度以及葉型損失降低。

所述的一種壓氣機葉型非對稱前緣設計方法，包含以下步驟：

步驟1，根據待設計葉型的幾何型線構造前緣參數化控制線。其中包括原始前緣點D、線段SS_C、線段SP、線段PP_C。

步驟2，調整前緣型線設計空間。將原始前緣點D沿線段SP向P點移動，獲得新前緣點D₁，吸力面側前緣型線設計空間調整為D₁S+SS_C，壓力面側前緣型線設計空間調整為D₁P+PP_C。

步驟3，修改控制點。移動吸力面側前緣控制點中的S₁點和S₂點，以及壓力面側前緣控制點中的P₁點和P₂點，獲得一組吸力面前緣新控制點及壓力面側前緣新控制點組合。

步驟4，生成前緣型線。以新獲得的吸力面前緣控制點組合D₁、S₁、S₂、S_C為控制點，生成一條開式三次NURBS曲線；同時以新獲得的壓力面前緣控制點組合D₁、P₁、P₂、P_C為控制點，生成一條開式三次NURBS曲線。