一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN105507955A(43)申请公布日2016.04.20(21)申请号201511008096.7(22)申请日2015.12.29(71)申请人中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所地址110015辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号(72)发明人李孝堂李鑫陈云马广健王雷黄玉娟(74)专利代理机构北京航信高科知识产权代理事务所(普通合伙)11526代理人周良玉(51)Int.Cl.F01D9/02(2006.01)权利要求书1页说明书4页附图2页(54)发明名称一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法(57)摘要本发明涉及高压涡轮叶栅设计，特别是涉及一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，至少解决现有叶栅设计方法导致叶栅损失较大的问题。高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法包括如下步骤：增强叶栅通道进口至叶栅通道几何喉部前区域的载荷；将叶栅划分为前部区域、喉部区域以及扩散区域；提高前部区域气流的加速性，并增加扩散区域长度；减弱喉部区域中超音速气流的膨胀加速；减低扩散区域气流的加速性；在扩散区域中靠近通道出口位置处构造压缩波进行减速；根据叶栅11参数造型方法完成叶栅设计。本发明的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，可在叶栅设计中控制激波系损失，实现低损失跨音速叶栅设计，为高压涡轮气动设计奠定基础。CN105507955ACN105507955A权利要求书1/1页1.一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、增强叶栅通道进口至叶栅通道几何喉部前区域的载荷；步骤二、将叶栅的通道进口至音速线之间划分为前部区域，将叶栅的音速线至内尾波之间划分为喉部区域，将叶栅的内尾波至通道出口之间划分为扩散区域；步骤三、提高所述前部区域气流的加速性，并增加所述扩散区域长度；步骤四、减弱所述喉部区域中超音速气流的膨胀加速；步骤五、减低所述扩散区域气流的加速性；步骤六、在所述扩散区域中靠近所述通道出口位置处构造压缩波进行减速；步骤七、根据叶栅11参数造型方法完成叶栅设计。2.根据权利要求1所述的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，其特征在于，所述叶栅11参数造型方法包括如下参数：叶片数、叶型截面半径、前缘直径、尾缘直径、弦长、安装角、前楔角、尾楔角、尾缘弯折角、进口几何角以及出口几何角；另外，在所述叶栅11参数造型方法中，叶背采用2段3阶Bezier曲线控制，叶盆采用1段Bezier曲线控制。3.根据权利要求2所述的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，其特征在于，在所述步骤一中，是通过减少叶栅的叶片数、弦长以及安装角，来增强叶栅通道进口至叶栅通道几何喉部前区域的载荷。4.根据权利要求2所述的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，其特征在于，在所述步骤三中，是通过增大叶栅厚度且缩短轴向弦长，来提高所述前部区域气流的加速性以及增加所述扩散区域长度。5.根据权利要求2所述的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，其特征在于，在所述步骤四中，是通过减小尾缘弯折角，并对喉部附近型线进行曲率优化，从而减弱所述喉部区域中超音速气流的膨胀加速。6.根据权利要求2所述的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，其特征在于，在所述步骤五和步骤六中，是通过对尾缘弯折角、尾楔角以及出口构造角的优化，以及对尾缘附近型线的曲率优化，从而减低所述扩散区域气流的加速性。2CN105507955A说明书1/4页一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法技术领域[0001]本发明涉及高压涡轮叶栅设计，特别是涉及一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法。背景技术[0002]为了实现涡轮高功率、结构紧凑并降低成本的目标，航空涡轮发动机及燃气轮机高压涡轮普遍采用了高膨胀比设计。由于级负荷的提高，涡轮导向叶片叶栅中的流动由亚音流动转变为跨音流动，出口马赫数也达到超音水平。因此，超音条件下的气流在叶栅折转过程中产生的激波损失取代叶栅摩擦损失成为跨音速导向叶片叶栅中的主要损失。现有的叶栅设计方法主要基于亚音速叶栅环境，在跨音条件下因不能抑制激波损失而形成较大的叶栅损失。发明内容[0003]本发明的目的是提供了一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，至少解决现有叶栅设计方法在跨音条件下因不能抑制激波损失而形成较大的叶栅损失的问题。[0004]本发明的技术方案是：[0005]一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，包括如下步骤：[0006]步骤一、增强叶栅通道进口至叶栅通道几何喉部前区域的载荷；[0007]步骤二、将叶栅的通道进口至音速线之间划分为前部区域，将叶栅的音速线至内尾波之间划分为喉部区域，将叶栅的内尾波至通道出口之间划分为扩散区域；[0008]步骤三、提高所述前部区域气流的加速性，并增加所述扩散区域长度；[0009