CN114444196B - 一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法及其装置 - Google Patents

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CN114444196B CN202111472323.7A CN202111472323A CN114444196B CN 114444196 B CN114444196 B CN 114444196B CN 202111472323 A CN202111472323 A CN 202111472323A CN 114444196 B CN114444196 B CN 114444196B
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Abstract

本发明公开了一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其包步骤一、确定进口导流叶片不同展向位置处设计点的进口来流马赫数和设计出口气流角；步骤二、确定前叶弦长Cfb；步骤三、确定最大厚度Tmax；步骤四、确定叶型；步骤五、确定缝道；步骤六、转轴位置的选择，步骤七、选出合适的转轴位置；步骤八、将不同高度，按步骤一到步骤七获得的基元叶型延转轴位置进行展向积叠，形成叶片的实体。本发明还公开了一种利用上述方法获得自适应缝隙调节可变弯度导叶装置。本发明设计的导叶装置，拓展了可变弯度叶片工作范围，在相同工况条件下，减小落后角，降低总压损失系数。

Description

一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法及其装置
技术领域
本发明涉及压气机导叶技术领域，特别是涉及一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法及其装置。
背景技术
对于大多数地面燃气轮机及航空发动机用压气机，均会配备进口导流叶片以产生需要的进口气流方向。可调式进口导流叶片在工作时随着压气机转速的下降，会通过旋转来调整叶片的安装角以提供符合要求的出口气流角，此时导流叶片的迎角会大幅度增加，过大的迎角会使得气流通过叶片产生很大的总压损失并发生附面层分离。可变弯度导叶作为一种新型可调导叶形式，其很大幅度的拓宽了导叶的工作范围。1968年美国的NASA实验室的B.A.JONES和D.LWRIGHT利用单级压气机试验验台对可变弯度导叶以及静子进行了全面细致的实验，实验结果表明几何可变导叶以及静子能很大程度提高压气机性能。与传统可调导叶相比，可变弯度导叶一般由前叶和后叶组成，前叶固定，后叶可随转轴转动。这样就保证了前叶攻角不变，解决了导叶调节角度过大导致的前叶角度过大的问题，因此可变弯度导叶得到了广泛的应用。此后，可变弯度导叶在航空发动机中得到了广泛的应用。
但是可变弯度导叶在实际使用中，当转角过大时，后叶会产生严重的分离，这也限制了可变弯度导叶的使用范围，亟需通过合理的设计方法获得更宽的调节范围的可变弯度导叶。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术中的不足，提供了一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，该方法设计的进口导叶，拓展了可变弯度叶片的工作范围，在相同工况条件下，减小落后角，降低总压损失系数。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、确定进口导流叶片不同展向位置处设计点的进口来流马赫数和设计出口气流角；
步骤二、确定前叶弦长Cfb；所述前叶弦长Cfb为前缘点至开缝位置e点的轴向距离；
步骤三、确定最大厚度Tmax；
步骤四、确定叶型；
步骤五、确定缝道，所述缝道采用分段曲线设计，后叶前缘上各曲线连接处依次为过渡点2、过渡点1、过渡点0和过渡点3，前叶尾缘上下两条曲线在中部的连接处过渡点4，其中在过渡点0、过渡点3和过渡点4处应满足曲线一阶导数连续，在过渡点1和过渡点2处应满足二阶导数连续；
步骤六、转轴位置的选择，转轴位置应使后叶转动时前叶与后叶之间的缝隙发生变化，后叶转角较小时，缝隙的形式为抑制泄漏流从压力面流向吸力面，在后叶转角较大时，缝隙形式为强收缩形，在吸力面出口处形成高速小股贴壁射流，转轴到叶型表面的最短距离不小于0.3tmax且转动过程中后叶前缘不应与前叶尾缘干涉；
步骤七、根据可变弯度导叶不同工况下的工作条件，利用计算流体软件进行数值模拟，计算后叶转角工况条件下的可变弯度叶片性能，根据计算结果平面叶栅的总压损失系数，落后角判断转轴位置是否满足设计要求，如果不满足重新选择转轴位置，直至选出合适的转轴位置；
步骤八、将不同高度，按步骤一到步骤七获得的基元叶型延转轴位置进行展向积叠，形成叶片的实体。
上述的一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，所述步骤一通过常规压气机通流设计程序完成。
上述的一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，所述步骤二具体包括：
步骤201、选取根部基元前叶弦长Cfbhub与根部基元弦长Chub的比值Rfbhub，根据步骤一中的通流结果确定可变弯度叶片根部基元弦长Chub，尖部基元弦长Ctip，以前缘点至开缝位置e点的轴向距离记为前叶弦长Cfb，以开缝点至尾缘点的轴向距离记为后叶弦长Cab，前叶弦长取值范围在整体弦长的40％～50％之间，即0.4<Rfb<0.5，则可以求得根部基元弦长Cfbhub；
步骤202、由于Cfbtip＝Cfbhub，故Rfbtip＝Cfbhub/Ctip，所述Rfbtip需满足普通压气机Rfbtip<0.4，轮毂比较大压气机Rfbtip<0.35，若Rfbtip不满足普通压气机Rfbtip<0.4，轮毂比较大压气机Rfbtip<0.35，的条件，通过反复迭代计算，得到合理的Rfbhub值，进而确定VIGV前叶弦长。
上述的一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，所述步骤四确定叶形包括：
步骤401、确定发动机进气导向叶片VIGV不同展向叶高的最大厚度位置a和开缝位置e；
发动机进气导向叶片VIGV最大厚度位置a与开缝位置e相同，由于基元弦长C与前叶弦长Cfb确定，所述可以确定发动机进气导向叶片VIGV不同展向叶高的最大厚度位置a和开缝位置e；
步骤402、确定后叶弯角；
叶型基准弯角θ定义为后叶无转角时可变弯度叶片的总弯角，由通流计算结果以及落后角预估公式确定，以正预旋为正，反预旋为负，由于前叶无预旋，弯角全部由后叶承担，后叶弯角的起始点记为Oab由于进口几何角δle为零，后叶出口几何角δte即等于叶型弯角θ，从Oab到尾缘点Pte-ab的弯角分布规律以三次函数(其中0≤ta≤1)来表示，其中ta是基于Oab到Pte-ab之间距离的无量纲化参数，后叶弯角起始点Oab与Pab的距离应大于SF的两倍，系数a，b，c满足：a+b+c＝1
即保证：通过调节系数a，b，c的值可以很方便的改变弯角的分布规律；
步骤403、确定发动机进气导向叶片VIGV厚度分布规律；
发动机进气导向叶片VIGV厚度分布规律可以采用常规叶型厚度分布规律或选择一些新发展叶型的厚度分布规律，使用高阶多项式函数对厚度分布规律进行拟合，得到叶型的相对厚度分布f1(t)
沿着无量纲弦长位置t的函数，t＝x/C，且满足f1(0)＝Le_la
f1(1)＝Te_la
步骤三和步骤四中最大厚度位置以及大小已经确定。因此f1(e)＝Tmax，得到发动机进气导向叶片VIGV基元中弧线以及几何参数；
步骤404、确定叶形，
将厚度分布规律函数在发动机进气导向叶片VIGV基元中弧线的垂直方向上进行对称积叠，获得基元叶型的吸力面及压力面型线；
同时对前叶前缘和后叶尾缘进添加，并对交接点处的型线做局部的光滑处理，以保持前叶前缘、后叶尾缘和吸力面及压力面交接点处零、一阶导数均连续；
所述前叶前缘和后叶尾缘采用圆形或椭圆形。
上述的一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，所述步骤五包括：
步骤501、首先进行后叶前缘的设计，后叶前缘采用分段曲线的设计方法，其中过渡点3到过渡点0为圆弧段，过渡点0过渡点到1为椭圆段，过渡点1到过渡点2段为过渡曲线可用一四次曲线表示；
步骤502、接着设计前叶尾缘，前叶尾缘也是由分段曲线构成，其中过渡点6到过渡点4段为与过渡点3到过渡点0段相同半径的圆弧，即过渡点6到过渡点4段为过渡点3到过渡点0段的部分平移缝宽SF得到，过渡点6为平移后圆弧和压力面力面型线相交的点，过渡点4到过渡点5段为椭圆曲线，通过选取椭圆参数使之满足在过渡点5处的楔形角大于10度，在过渡点4处与过渡点6到过渡点4段一阶导数连续，其中过渡点5为椭圆曲线与吸力面型线的交点。
本发明还公开了一种通过上述自适应缝隙调节可变弯度进口导叶叶型设计方法获取的进口导叶叶片。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明在相同工况条件下，相同工况条件是指进口马赫数、总温、总压相等，后叶转角相等，本发明减小了落后角，降低总压损失系数。
2、本发明给出叶型的参数化设计方法，易于工程实践应用。
3、本发明有效拓宽了可变弯度导叶的可用工作角度范围，相同来流条件，相同来流条件是指进口马赫数、总温、总压相等，本发明后叶可用转角范围显著拓宽。
下面通过附图和实施例，对发明做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明设计流程示意图。
图2为本发明叶型部分造型参数示意图。
图3为图2的Ⅰ处放大图。
图4为图2的Ⅱ处放大图。
图5为图2的Ⅲ处放大图。
图6为本发明叶型后叶弯角变化图。
图7为本发明后叶转角示意图。
图8为本发明后叶大转角工况缝隙附近附面层发展状态图。
图9为本发明可调导流叶片立体结构示意图。
图10为本发明VIGV的结构与一级压气机的子午面示意图。
图11为本发明新型缝隙结构示意图。
图12为圆弧形缝隙结构示意图。
图13为本发明总压损失系数马赫数曲线图。
图14为本发明落后角马赫数曲线图。
图15为本发明新型缝隙进口Ma0.485、后叶转角25度工况下的马赫数云图。
图16为圆弧形缝隙进口Ma0.485、后叶转角25度工况下的马赫数云图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本发明的实施例。虽然附图中显示了本发明的某些实施例，然而应当理解的是，本发明可以通过各种形式来实现，而且不应该被解释为限于这里阐述的实施例，相反提供这些实施例是为了更加透彻和完整地理解本发明。应当理解的是，本发明的附图及实施例仅用于示例性作用，并非用于限制本发明的保护范围。
需要指出的是，除非另有指明，本申请使用的所有技术和科学术语具有与本申请所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。
如图1所示，本发明自适应缝隙调节可变弯度进口导叶叶型设计方法具体为：
步骤一、确定进口导流叶片不同展向位置处设计点的进口来流马赫数和设计出口气流角，该步骤可通过常规的压气机通流设计程序完成。从通流结果中可确定各个展向位置处基元叶型的稠度S，必要时可以按照设计需求进行调整。
步骤二、确定前叶弦长Cfb。根据通流结果确定可变弯度叶片根部基元弦长Chub，尖部基元弦长Ctip。以前缘点至开缝位置e点的轴向距离记为前叶弦长Cfb，以开缝点至尾缘点的轴向距离记为后叶弦长Cab。在当前压气机的设计中，VIGV的前叶与轮毂机匣相连，起到了承力框架的作用，考虑到VIGV结构的特殊性，前叶弦长延展向一般无变化，前叶也无预旋，且绝对长度不能过于小，一般取值范围在整体弦长的40％～50％之间(轮毂比较大的压气机尖部基元比例可以略调低Rfbtip>0.35，根部基元可略调大Rfbhub<0.55)。
确定前叶弦长具体步骤如下：
(1)选取根部基元前叶弦长Cfbhub与根部基元弦长Chub的比值Rfbhub，Rfb＝Cfb/C。其中0.4<Rfb<0.5。则可以求得根部基元弦长Cfbhub。
(2)由于Cfbtip＝Cfbhub，故Rfbtip＝Cfbhub/Ctip。若Rfbtip不满足要求(普通压气机Rfbtip<0.4，轮毂比较大压气机Rfbtip<0.35)，则需要调节Rfbhub，这样反复迭代几次，得到合理的Rfbhub值，进而确定VIGV前叶弦长。
步骤三、最大厚度Tmax的确定。VIGV最大厚度绝对值延展向一般无变化，而VIGV的前叶一般会用于通气管，油管等装置，因此需要根据实际需求进行确定。
步骤四、因为结构上的考虑，VIGV最大厚度位置a，与开缝位置e相同，由于基元弦长C与前叶弦长Cfb确定，故VIGV不同展向叶高的最大厚度位置a和开缝位置e确定。根据设计要求确定前缘相对厚度Le_la，尾缘相对厚度Te_la，稠度S，缝宽SF，定义前叶后缘与中弧线交点为Pfb，后叶前缘与中弧线交点Pab，要求a的轴向坐标与Pfb和Pab连线中点的轴向坐标一致，定义缝宽SF为Pab和Pfb的轴向距离。
叶型基准弯角θ定义为后叶无转角时可变弯度叶片的总弯角，由通流计算结果以及落后角预估公式确定，以正预旋为正，反预旋为负，由于前叶无预旋，弯角全部由后叶承担。后叶弯角的起始点记为Oab。由于进口几何角δle为零，后叶出口几何角δte即等于叶型弯角θ。
从Oab到尾缘点Pte-ab的弯角分布规律以三次函数θ(ta)/θ＝ata+bta 2+cta 3(其中0≤ta≤1)来表示，其中ta是基于Oab到Pte-ab之间距离的无量纲化参数，后叶弯角起始点Oab与Pab的距离应大于SF的两倍，系数a，b，c满足：即保证：通过调节系数a，b，c的值可以很方便的改变弯角的分布规律。
如图2至图6所示，其中图6的横坐标为Oab与尾缘点Pte-ab之间距离的无量纲化值，横坐标是基于弯角θ的无量纲化值。
VIGV厚度分布规律可以采用常规叶型厚度分布规律，也可以选择一些新发展叶型(如CDA叶型)的厚度分布规律，为了计算与设计方便，不管选取那种厚度分布规律，均应使用高阶多项式函数对厚度分布规律进行拟合。即得到叶型的相对厚度分布沿着无量纲弦长位置t的函数，t＝x/C，且满足
f1(0)＝Le_la
f1(1)＝Te_la
步骤三和步骤四中最大厚度位置以及大小已经确定。因此
f1(e)＝Tmax
至此，VIGV基元中弧线以及几何参数设计完毕。将厚度分布规律函数在前述确定的中弧线的垂直方向上进行对称积叠，就可以获得基元叶型的吸力面及压力面型线。同时对前叶前缘和后叶尾缘进添加，本发明采用圆形，也可以采用椭圆形，给前述获得的叶型加上前缘及尾缘，并对交接点处的型线做局部的光滑处理，以保持前叶前缘、后叶尾缘和吸力面及压力面交接点处零、一阶导数均连续。
步骤五、如图2至5所示，图中第一过渡点标记为0、第二过渡点标记为1、第三过渡点标记为2、第四过渡点标记为3、第五过渡点标记为4，第六过渡点标记为5，第七过渡点标记为6，进行缝道设计即进行前叶后缘和后叶前缘的设计。这两段曲线采用分段曲线设计，其中在过渡点‘0’，‘3’，‘4’处应满足曲线一阶导数连续，在过渡点‘1’，‘2’处应满足二阶导数连续。下面以圆弧以及椭圆组合曲线为例进行说明。
首先进行后叶前缘的设计，后叶前缘采用分段曲线的设计方法，其中过渡点3到过渡点0为圆弧段，过渡点0到过渡点1为椭圆段，过渡点1到过渡点2段为过渡曲线，可用一四次曲线表示，使其满足前述条件。
接着设计前叶尾缘，前叶尾缘也是由分段曲线构成，其中过渡点6到过渡点4段为与过渡点3到过渡点0段相同半径的圆弧，即过渡点6到过渡点4段为过渡点3到过渡点0段的部分平移缝宽SF得到，过渡点6为平移后圆弧和压力面力面型线相交的点，过渡点4到过渡点5段为椭圆曲线，通过选取椭圆参数使之满足在过渡点5处的楔形角大于10度，在过渡点4处与过渡点6到过渡点4段一阶导数连续，其中过渡点5为椭圆曲线与吸力面型线的交点。
步骤六、进行转轴位置的选择。根据可变弯度导叶不同工作状态，后叶转角α的大小有所不同。使后叶绕Or-ab转动，根据设计需要在不同工况下转折不同的角度，如图7所示。Or-ab的选择应使使后叶转角时前后叶之间的缝隙发生变化，后叶转角较小时，缝隙的形式应设计为抑制泄漏流从压力面流向吸力面，以减少泄漏流与主流的掺混，从而减少损失，在后叶转角较大时，缝隙形式应转变为强收缩形，在吸力面出口处形成高速小股贴壁射流，改善后叶吸力面的附面层流动，防止气流在后叶吸力面分离如图8所示，从而降低可变弯度导叶的损失，增加了可变弯度导叶的工作范围。转轴Or-ab的选择应保证，转轴到叶型表面的最短距离不小于0.3tmax且转动过程中后叶前缘不应与前叶尾缘干涉。
步骤七、根据可变弯度导叶不同工况下的工作条件，利用计算流体软件进行数值模拟，计算后叶转角工况条件下的可变弯度叶片性能，根据计算结果-平面叶栅的总压损失系数，落后角判断转轴位置是否满足设计要求，如果不满足重新选择转轴位置，直至选出合适的的转轴位置。这样就获得了完整的符合本发明要求的可变弯度导叶叶型。
步骤八、将不同高度，按步骤一到步骤七获得的基元叶型延转轴位置进行展向积叠。形成叶片的实体。以即可获得满足本发明要求的进口导流叶片。可调导流叶片的示意性图示如图9所示。
实际使用时，可调导叶需要加装转轴和摇臂，操纵圆环，并设置在压气机进口之前。为了形成直观的认识，一个可调进口导叶与一级压气机的子午面示意图如图10所示。
下面结合具体实验参数对本发明进进行验证，
首先选择后叶弯角函数系数(采用强前加载型)：
表1：后叶中弧线弯角函数系数
a b c
1.2 -0.63 0.83
根据设计参数，选择前叶弦长Cfb为59.9mm，求得Rfbhub为0.5，Rfbtip为0.363满足要求。
针对中部基元，选择经典圆弧形缝隙作为对比项，利用CFX软件进行数值模拟对比。几何设计参数如下：
表2：叶型部分几何参数
实例编号 C S Le_la Te_la e SF Tmax θ
1 146.1mm 1.453 0.008 0.006 0.41 1mm 0.06 6.53°
新型缝隙设计采用椭圆和圆弧曲线结合的方式。记后叶前缘下半段圆弧对应圆心为Cab，经优化后确定转轴位置为无弯角情况下新型缝隙结构和圆弧形缝隙结构对比图如图11和图12所示：
图13和图14是新型缝隙结构和圆弧形缝隙结构性能曲线，从计算结果可以看出，两种缝隙结构的落后角差别并不大，因此主要对比总压损失系数。当后叶无转角时，两种缝隙结构的总压损失系数几乎一样，而当后叶转角增加时，相同条件下新型缝隙结构的总压损失系数更小，同样转角情况下，新型缝隙结构的可用工作范围大于圆形缝隙。
图15为是新型缝隙进口Ma0.485，后叶转角25度工况下的马赫数云图，图16是圆弧形缝隙进口Ma0.485，后叶转角25度工况下的马赫数云图，可以看出在此工况下，圆弧形缝隙VIGV后叶已经出现大的分离，新型缝隙结构则较好的消除了这一分离。
以上所述，仅是发明的较佳实施例，并非对发明作任何限制，凡是根据发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变换，均仍属于发明技术方案的保护范围内。

Claims (6)

1.一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、确定进口导流叶片不同展向位置处设计点的进口来流马赫数和设计出口气流角；
步骤二、确定前叶弦长Cfb；所述前叶弦长Cfb为前缘点至开缝位置e点的轴向距离；
步骤三、确定最大厚度Tmax；
步骤四、确定叶型；
步骤五、确定缝道，所述缝道采用分段曲线设计，后叶前缘上各曲线连接处依次为过渡点2、过渡点1、过渡点0和过渡点3，前叶尾缘上下两条曲线在中部的连接处过渡点4，其中在过渡点0、过渡点3和过渡点4处应满足曲线一阶导数连续，在过渡点1和过渡点2处应满足二阶导数连续；
步骤六、转轴位置的选择，转轴位置应使后叶转动时前叶与后叶之间的缝隙发生变化，后叶转角较小时，缝隙的形式为抑制泄漏流从压力面流向吸力面，在后叶转角较大时，缝隙形式为强收缩形，在吸力面出口处形成高速小股贴壁射流，转轴到叶型表面的最短距离不小于0.3tmax且转动过程中后叶前缘不应与前叶尾缘干涉；
步骤七、根据可变弯度导叶不同工况下的工作条件，利用计算流体软件进行数值模拟，计算后叶转角工况条件下的可变弯度叶片性能，根据计算结果平面叶栅的总压损失系数，落后角判断转轴位置是否满足设计要求，如果不满足重新选择转轴位置，直至选出合适的转轴位置；
步骤八、将不同高度，按步骤一到步骤七获得的基元叶型延转轴位置进行展向积叠，形成叶片的实体。
2.按照权利要求1所述的一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，所述步骤一通过常规压气机通流设计程序完成。
3.按照权利要求1所述的一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，所述步骤二具体包括：
步骤201、选取根部基元前叶弦长Cfbhub与根部基元弦长Chub的比值Rfbhub，根据步骤一中的通流结果确定可变弯度叶片根部基元弦长Chub，尖部基元弦长Ctip，以前缘点至开缝位置e点的轴向距离记为前叶弦长Cfb，以开缝点至尾缘点的轴向距离记为后叶弦长Cab，前叶弦长取值范围在整体弦长的40％～50％之间，即0.4<Rfb<0.5，则可以求得根部基元弦长Cfbhub；
步骤202、由于Cfbtip＝Cfbhub，故Rfbtip＝Cfbhub/Ctip，所述Rfbtip需满足普通压气机Rfbtip<0.4，通过反复迭代计算，得到合理的Rfbhub值，进而确定VIGV前叶弦长。
4.按照权利要求1所述的一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，所述步骤四确定叶形包括：
步骤401、确定发动机进气导向叶片VIGV不同展向叶高的最大厚度位置a和开缝位置e；
发动机进气导向叶片VIGV最大厚度位置a与开缝位置e相同，由于基元弦长C与前叶弦长Cfb确定，所述可以确定发动机进气导向叶片VIGV不同展向叶高的最大厚度位置a和开缝位置e；
步骤402、确定后叶弯角；
叶型基准弯角θ定义为后叶无转角时可变弯度叶片的总弯角，由通流计算结果以及落后角预估公式确定，以正预旋为正，反预旋为负，由于前叶无预旋，弯角全部由后叶承担，后叶弯角的起始点记为Oab由于进口几何角δle为零，后叶出口几何角δte即等于叶型弯角θ，从Oab到尾缘点Pte-ab的弯角分布规律以三次函数θ(ta)/θ＝ata+bta 2+cta 3(其中0≤ta≤1)来表示，其中ta是基于Oab到Pte-ab之间距离的无量纲化参数，后叶弯角起始点Oab与Pab的距离应大于SF的两倍，系数a，b，c满足：a+b+c＝1
即保证：
通过调节系数a，b，c的值可以很方便的改变弯角的分布规律；
步骤403、确定发动机进气导向叶片VIGV厚度分布规律；
发动机进气导向叶片VIGV厚度分布规律可以采用常规叶型厚度分布规律或选择一些新发展叶型的厚度分布规律，使用高阶多项式函数对厚度分布规律进行拟合，得到叶型的相对厚度分布f1(t)沿着无量纲弦长位置t的函数，t＝x/C，
且满足f1(0)＝Le_la
f1(1)＝Te_la
步骤三和步骤四中最大厚度位置以及大小已经确定，因此f1(e)＝Tmax，得到发动机进气导向叶片VIGV基元中弧线以及几何参数；
步骤404、确定叶形
将厚度分布规律函数在发动机进气导向叶片VIGV基元中弧线的垂直方向上进行对称积叠，获得基元叶型的吸力面及压力面型线；
同时对前叶前缘和后叶尾缘进添加，并对交接点处的型线做局部的光滑处理，以保持前叶前缘、后叶尾缘和吸力面及压力面交接点处零、一阶导数均连续；
所述前叶前缘和后叶尾缘采用圆形或椭圆形。
5.按照权利要求1所述的一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其特征在于，所述步骤五包括：
步骤501、首先进行后叶前缘的设计，后叶前缘采用分段曲线的设计方法，其中过渡点3到过渡点0为圆弧段，过渡点0过渡点到1为椭圆段，过渡点1到过渡点2段为过渡曲线可用一四次曲线表示；
步骤502、接着设计前叶尾缘，前叶尾缘也是由分段曲线构成，其中过渡点6到过渡点4段为与过渡点3到过渡点0段相同半径的圆弧，即过渡点6到过渡点4段为过渡点3到过渡点0段的部分平移缝宽SF得到，过渡点6为平移后圆弧和压力面力面型线相交的点，过渡点4到过渡点5段为椭圆曲线，通过选取椭圆参数使之满足在过渡点5处的楔形角大于10度，在过渡点4处与过渡点6到过渡点4段一阶导数连续，其中过渡点5为椭圆曲线与吸力面型线的交点。
6.一种通过上述权利要求1-5中任一项权利要求所述自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法获取的导叶装置。
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