一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局*CN102536329A*(12)发明专利申请(10)申请公布号CN102536329A(43)申请公布日2012.07.04(21)申请号201110459987.X(22)申请日2011.12.31(71)申请人西北工业大学地址710072陕西省西安市友谊西路127号(72)发明人刘波陈得胜那振喆曹志远(74)专利代理机构西北工业大学专利中心61204代理人陈星(51)Int.Cl.F01D5/14(2006.01)F01D9/04(2006.01)F04D29/26(2006.01)权利要求书权利要求书1页1页说明书说明书66页页附图附图22页(54)发明名称一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法(57)摘要本发明提出了一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法，对于一个凸部结构或凹部结构，首先划分造型区域，而后构造沿叶栅轴向和叶栅周向的凸部/凹部控制曲线，最后构造沿叶栅径向曲面控制函数。本发明特别是提出了一种新的凸部/凹部控制函数，利用该方法可以方便、灵活地构造压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁，而且构造的端壁能够有效地降低通道内的压力梯度，使通道出口的气流更加均匀，并且显著地降低通道内的总压损失系数，降低通道内的二次流损失，进而改善压气机/涡轮叶栅的性能。CN1025369ACN102536329A权利要求书1/1页1.一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法，其特征在于：所有相邻叶片之间的端壁形状相同；所述非轴对称端壁造型方法以相邻叶片之间的端壁为一个造型端壁周期，在一个造型端壁周期内有若干个凸部和/或凹部结构，对于一个凸部结构或凹部结构按照以下步骤造型：步骤1：在一个造型端壁周期内，以-10％Cax、110％Cax、0％栅距、100％栅距围成的端壁区域为非轴对称端壁的造型区域，其中0％Cax表示叶片前缘沿叶栅轴向上的位置，100％Cax表示叶片后缘沿叶栅轴向上的位置，0％栅距表示叶片的叶盆位置，100％栅距表示相邻叶片的叶背位置，且该叶背与前述叶盆相向；步骤2：在步骤1提出的造型区域内分别构造沿叶栅轴向和叶栅周向的凸部/凹部控制曲线，其中沿叶栅轴向的凸部/凹部控制曲线表述为z向曲线，沿叶栅周向的凸部/凹部控制曲线表述为θ向曲线；所述凸部θ向曲线为凹部θ向曲线为其中θ0≤θ≤θ1，θ0为100％栅距位置与凸部/凹部的邻近一侧在叶栅周向上的圆心角，θ1为100％栅距位置与凸部/凹部的相隔一侧在叶栅周向上的圆心角；所述z向曲线为-10％Cax≤z≤110％Cax，其中l为凸部/凹部在叶栅轴向的距离，β为控制凸部/凹部高度的系数，β取0.05～0.2，h为叶片的高度；步骤3：根据步骤2确定的沿叶栅轴向和叶栅周向的凸部/凹部控制曲线，得到沿叶栅径向曲面控制函数，其中凸部曲面的控制函数为凹部曲面的控制函数为2CN102536329A说明书1/6页一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法技术领域[0001]本发明涉及航空发动机设计技术领域，具体为一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法。背景技术[0002]现代高性能航空发动机的发展要求其关键部件压气机/涡轮具有更高的效率。降低压气机/涡轮叶栅损失是提高压气机/涡轮效率重要的手段之一，而二次流损失占叶栅总损失33％左右。因此，降低二次流损失的相关技术将会发挥越来越重要的作用，而当前的非轴对称端壁造型方法尚难满足需要。[0003]早在1975年，Morris和Hoare开始提出了非轴对称端壁的思想，并做了相关的实验，结果表明，对于低展弦比的叶片，非轴对称端壁造型使得近端壁区域的总压损失降低了25％左右。1994年，Rose在涡轮叶栅上进行了非轴对称端壁造型，研究指出，非轴对称端壁造型可以使涡轮叶栅通道内的压力场更加均匀。1999年，英国Durham大学的Hartland等人在涡轮直列叶栅上做过实验，结果表明，采用非轴对称端壁造型的涡轮直列叶栅，通道内的二次流损失降低了34％。然而，早期的相关研究，大多数只注重实验的结果，对非轴对称端壁造型技术降低二次流损失的机理性研究做的并不多。[0004]日本三菱重工业株式会社申请的中国专利第101925723号说明书中公开了一种涡轮叶栅的端壁，凸部在5～25％Cax，0～20％栅距的位置具有顶点，凹部在5～25％Cax，70～90％栅距的位置具有顶点。该端壁能够降低横流，并且能够使伴随着横流的二次流损失降低，能够实现提高涡轮性能。然而，该种涡轮叶栅端壁，只是提供了一种思路，并未提出构建非轴对称端壁的可操作性方法，因而在技术上难以实施；此外，上述发明的叶栅端壁只应用在涡轮上，研究表明非轴对称端壁应用在压气机上，降低叶栅二次流损失的效果也很明显。[0005]国内西安交通大学的李国