CN114722518B - 一种涡轮基本叶型参数化设计方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于涡轮叶片设计领域，为一种涡轮基元叶型参数化设计方法，通过先确定叶片数和叶型截面半径来确定叶片的栅距，从而确定叶型叶宽与加载形式的大致选取方向，而后通过给定进口气流角和前缘楔角确定吸力面前缘点的切线与轴线夹角，通过给定出口气流角和落后角从而确定满足流动需求的吸力面尾缘处的切线与轴线方向的夹角，而后通过设置与叶片流动控制参数相关的吸力面转折角沿轴向相对分布的一系列参数，从而建立叶型设计与流动控制之间的直接联系，结合叶宽形成吸力面型线，最后通过厚度分布来确定基元叶型压力面型线，获得完整基元叶型。方便设计人员能够相对独立地调整涡轮基元叶型的气动性能或强度特征；同时有效保证曲率的连续性。
Description
技术领域
本申请属于涡轮叶片设计领域，特别涉及一种涡轮基本叶型参数化设计方法。
背景技术
航空发动机轴流涡轮叶片通过基本叶型沿径向积叠获得，涡轮基本叶型设计与造型是涡轮气动设计的基础。涡轮基本叶型的流动性能可以对涡轮气动性能产生直接影响。
Pritchard 11参数造型方法及其变体是目前在涡轮基元叶型设计领域应用最为广泛的基元叶型造型方法。Pritchard 11参数造型方法的输入基本几何参数包括：进(出)口几何角、前(后)楔角、前(尾)缘小圆直径、后弯角、叶片数、叶型截面半径、弦长、安装角等。
研究表明，涡轮叶型吸力面型线存在曲率不连续点时，会导致不连续点附近速度产生突越，边界层厚度增加，导致叶型损失增大。Pritchard 11参数造型方法中将吸力面型线分为两段，在两段曲线的连接处无法保证曲率的连续性，容易增加流动损失。
涡轮基元叶型的型线直接决定叶栅通道的流动，Pritchard 11参数造型方法中，叶型的型线通过Bezier曲线实现，通过调节Bezier曲线控制点可实现型线形状的调整。但是调整控制点改变叶型形状时，难以预期对流动的影响，这一特点导致Pritchard 11参数造型方法不利于流动分析以及流场优化工作开展。Pritchard 11参数造型方法关注的是基元叶型形状的构建，对流动的控制不够直接。
因此，如何保证叶片型面曲率连续性的同时，进行流动控制是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种涡轮基本叶型参数化设计方法，以解决或现有技术中进行叶片型面设计时难以保证连续性、难以进行流动控制的问题。
本申请的技术方案是：一种涡轮基本叶型参数化设计方法，包括：给定叶片数和叶型截面半径高度，确定叶型的栅距；给定基元进口气流角和前缘楔角，确定叶型吸力面前缘点处的切线与轴线夹角；给定基元出口气流角和落后角，确定吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角；将吸力面从前缘至尾缘划分成若干个节点，根据涡轮基元流动实际情况给定吸力面转折角沿轴向相对分布，将吸力面转折角沿轴向相对分布与叶型吸力面型线上的各节点相对应，形成吸力面各点切线方向，对基元叶型的叶宽进行积分得到叶型吸力面型线；给定叶型前缘与后缘小圆半径，根据吸力面型线、叶型吸力面前缘点处的切线与轴线夹角、吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角确定叶型的轴向弦长，结合前后小圆半径确定前后小圆圆心位置；根据叶型的结构实现与强度导流需求确定叶型的厚度分布；根据叶型厚度分布与吸力面型线确定基元叶型压力面型线，获得完整基元叶型。
优选地，所述基元叶型压力面型线的具体确定方法为：在叶型吸力面型线上自前缘至尾缘选取多个点分别作与叶型吸力面型线相切的叶型内切圆，叶型内切圆的直径根据叶型厚度分布确定，除吸力面型线外，与叶型前后小圆及所作叶型内切圆公切的另一条曲线即为叶型压力面型线。
优选地，还设置有攻角修正量，所述攻角修正量根据流动控制参数进行设定，所述攻角修正量对基元出口气流角进行修正。
优选地，所述叶型吸力面型线成型之前，通过栅距、吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角、叶片出口气流角确定叶型的载荷情况。
本申请的一种涡轮基本叶型参数化设计方法，通过先确定叶片数和叶型截面半径来确定叶片的栅距，而后通过给定进口气流角和前缘楔角确定满足导流需求下的吸力面前缘点的切线与轴线夹角，通过给定出口气流角和落后角从而确定满足导流需求下的吸力面尾缘处的切线与轴线方向的夹角，而后通过设置与叶片流动控制参数相关的吸力面转折角沿轴向相对分布的一系列参数，从而建立叶型设计与流动控制之间的直接联系，而后再根据叶型的结构实现方式与强度需求选定叶型厚度分布，最后通过厚度分布来确定基元叶型压力面型线，获得完整基元叶型。通过将影响涡轮气动性能的吸力面型线相对折转量分布与主要影响强度的相对厚度分布作为两个独立的造型输入参数，方便设计人员能够相对独立地调整涡轮基元叶型的气动性能或强度特征，以方便后续的流动分析和流场优化工作的开展；同时通过吸力面各点切线方向的确定，并通过积分的方式形成一段连续光滑曲线完成涡轮基元叶型吸力面型线的设计，有效保证曲率的连续性。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体流程示意图；
图2为本申请叶型吸力面型线的切线方向示意图；
图3为本申请基元叶型吸力面型线示意图；
图4为本申请前后小圆位置示意图；
图5为本申请依据厚度分布确定叶型压力面型线的示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种涡轮基本叶型参数化设计方法，通过在叶型吸力面型线的设计中建立吸力面与流动控制参数的对应关系，这样设计人员能够根据流动特征直接调整叶型，这样设计完成的叶片外轮廓线对流动的影响是已知的，从而有效方便后续工作的开展。
如图1所示，具体包括以下步骤：
步骤S100，给定叶片数和叶型截面半径，确定叶片的栅距，叶片数和叶型截面半径由涡轮实际流动情况以及内部空间来确定，栅距能够直接影响叶型的叶宽选择以及加载形式的设计。
如图2所示，步骤S200，给定基元进口气流角和前缘楔角，确定叶型吸力面前缘点处的切线与轴线夹角；
叶型吸力面前缘点处的切线与轴线夹角能够确定吸力面型线前缘处的排布方向，基元进口气流角和前缘楔角的大小根据涡轮处流场状况及强度需求来确定。
步骤S300，给定基元出口气流角和落后角，确定吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角；
吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角能够确定吸力面型线尾缘处的排布方向，基元出口气流角和落后角由涡轮处气流流动状态确定。
优选地，叶型吸力面型线成型之前，通过栅距、吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角、叶片出口气流角确定基元叶型应选取的加载形式、对应的载荷情况，以保证叶片吸力面流动损失尽可能地小。
优选地，还设置有攻角修正量，攻角修正量对吸力面的走向进行调整，从而进一步调整叶型前缘附近的流动状态，攻角修正量根据流动控制参数进行设定。
如图3所示，步骤S400，将吸力面从前缘至后缘划分成若干个节点，根据涡轮处的气体流动情况确定叶片流动控制参数，根据流动控制参数给定吸力面转折角沿轴向相对分布，将吸力面转折角沿轴向相对分布与叶型吸力面型线上的各节点相对应，形成吸力面各点切线方向，对基元叶型的轴向叶宽进行积分得到叶型吸力面型线；
吸力面转折角沿轴向相对分布体现的是涡轮基元叶型的加载形式，是控制涡轮基元流动的关键参数，通过选取吸力面转折角沿轴向相对分布作为核心输入参数，使叶型与涡轮内气流的流动控制之间建立直接联系，这样设计出来的叶片能够对气流的流动控制情况进行精准的预估，从而更加方便地进行后续的流动分析。
如图4所示，步骤S500，给定叶片前缘与后缘小圆半径，根据吸力面型线、叶型吸力面前缘点处的切线与轴线夹角、吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角确定叶片的轴向弦长，结合前后小圆半径确定前后小圆圆心位置；
叶片前缘和后缘小圆半径是两个影响叶片强度的主要变量，同时前缘的小圆半径大于后缘的小圆半径，较大的前缘小圆半径能够提高对来流变化的适应性，较小的尾缘小圆半径能够减少来流的流动损失，因此需要综合考虑叶片所需的支撑强度和流场情况给定叶片前缘与后缘小圆半径。
叶片的轴向弦长保证了叶片的导流能力，该参数由涡轮实际需求给出，通过由此确定的前缘和后缘小圆圆心位置能够同时保证叶片强度和导流能力。
步骤S600，根据叶型的结构实现需要与强度需求确定叶型的厚度分布；
叶型的厚度分布确定了叶型强度、内部冷却的性能，因此可根据涡轮叶型的强度和冷却性能需求确定叶型的厚度分布，从而保证设计完成后的叶型满足强度和冷却需求。
如图5所示，步骤S700，根据叶型的厚度分布以及吸力面型线确定基元叶型压力面型线，获得完整基元叶型。
基元叶型压力面型线的具体确定方法为：在叶型吸力面型线上自前缘至尾缘选取多个点分别作与叶型吸力面型线相切的叶型内切圆，叶型内切圆的直径根据叶型厚度分布确定，除吸力面型线外，与叶型前后小圆及所作叶型内切圆公切的另一条曲线即为叶型压力面型线。
在进行涡轮基本叶型参数的设计中，通过先确定叶片数和叶型截面半径来确定叶片的栅距，从而决定叶宽以及加载形式的选取，而后通过给定进口气流角和前缘楔角确定满足导流需求下的吸力面前缘点的切线与轴线夹角，通过给定出口气流角和落后角从而确定流动需求下的吸力面尾缘处的切线与轴线方向的夹角，而后通过设置与叶片流动控制参数相关的吸力面转折角沿轴向相对分布的一系列参数，从而建立叶型设计与流动控制之间的直接联系，而后再根据结构强度需求选择叶型厚度分布，最后通过厚度分布来确定基元叶型压力面型线，获得完整基元叶型。通过将影响涡轮气动性能的吸力面型线相对折转量分布与主要影响强度的相对厚度分布作为两个独立的造型输入参数，方便设计人员能够相对独立地调整涡轮基元叶型的气动性能或强度特征，以方便后续的流动分析和流场优化工作的开展；同时通过吸力面各点切线方向的确定，并通过积分的方式形成一段连续光滑曲线完成涡轮基元叶型吸力面型线的设计，有效保证曲率的连续性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (4)
1.一种涡轮基本叶型参数化设计方法，其特征在于，包括：
给定叶片数和叶型截面半径高度，确定叶型的栅距；
给定基元进口气流角和前缘楔角，确定叶型吸力面前缘点处的切线与轴线夹角；
给定基元出口气流角和落后角，确定吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角；
将吸力面从前缘至尾缘划分成若干个节点，根据涡轮基元流动实际情况给定吸力面转折角沿轴向相对分布，将吸力面转折角沿轴向相对分布与叶型吸力面型线上的各节点相对应，形成吸力面各点切线方向，对基元叶型的叶宽进行积分得到叶型吸力面型线；
给定叶型前缘与后缘小圆半径，根据吸力面型线、叶型吸力面前缘点处的切线与轴线夹角、吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角确定叶型的轴向弦长，结合前后小圆半径确定前后小圆圆心位置；
根据叶型的结构实现与强度导流需求确定叶型的厚度分布；
根据叶型厚度分布与吸力面型线确定基元叶型压力面型线，获得完整基元叶型。
2.如权利要求1所述的涡轮基本叶型参数化设计方法，其特征在于，所述基元叶型压力面型线的具体确定方法为：在叶型吸力面型线上自前缘至尾缘选取多个点分别作与叶型吸力面型线相切的叶型内切圆，叶型内切圆的直径根据叶型厚度分布确定，除吸力面型线外，与叶型前后小圆及所作叶型内切圆公切的另一条曲线即为叶型压力面型线。
3.如权利要求1所述的涡轮基本叶型参数化设计方法，其特征在于，还设置有攻角修正量，所述攻角修正量根据流动控制参数进行设定，所述攻角修正量对基元出口气流角进行修正。
4.如权利要求1所述的涡轮基本叶型参数化设计方法，其特征在于，所述叶型吸力面型线成型之前，通过栅距、吸力面尾缘处切线与轴线方向的夹角、叶片出口气流角确定叶型的载荷情况。
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