帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型的製作方法
2023-05-31 16:13:21
專利名稱：帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種葉輪機械技術領域的翼型，具體是一種帶吸力邊噴氣的葉輪 機械翼型。
背景技術：
葉輪機械不僅廣泛應用於能源動力、化工石油、礦山冶金、交通運輸、建 築空調、食品醫藥，水利工程等國民經濟的各生產部門，與人們的日常生活息 息相關；而且在航空航天等國防尖端技術領域也有重要的用途，如此廣泛的應 用使得葉輪機械在國民經濟和國防建設中佔有重要的地位，也因此吸引了人們 對葉輪機械的性能倍加關注。與此同時，葉輪機械的運轉，尤其是航空發動機 產生的高分貝噪聲影響人們的正常生活，葉輪機械的噪聲問題也日益受到人們 的關注。因此，提高葉輪機械的效率、擴大其運行範圍、提高運行的安全和可 靠性、降低運行噪聲，不僅在提高效益和環境保護方面有著舉足輕重的地位， 而且在提高我國工業發展水平方面具有重要而深遠的意義。在壓縮機、航空發 動機等葉輪機械的流動中，葉片尾緣壓力面和吸力面處存在邊界層的分離，在 葉片尾部形成速度虧損的尾跡區。邊界層分離流動以及尾跡區流動是複雜的氣 動現象，它對下遊葉片有很大的影響，非定常尾跡與葉片相互作用，不僅影響 葉片的性能，還將產生幹涉噪聲。
經對現有技術的文獻檢索發現，Minton在其碩士論文《Wake Filling Techniques for Reducing Rotor-Stator Interaction Noise》(維吉尼亞理 工大學2005年碩士學位論文《降低動靜幹涉噪聲的尾跡填充技術》)提出通過 翼型吸力邊吹氣能夠降低動靜葉片相互幹涉的噪聲，通過在翼型吸力面開一些 等直徑的小孔，從翼型的底部和頂部同時供氣，從小孔噴出的氣體能減小翼型 尾緣處的邊界層分離。但是其存在不足之處小孔是等直徑的，使從小孔噴出 的氣體沿葉高分布不均勻，另外，小孔成圓形結構，噴出的氣體與主流形成馬
蹄渦結構，影響下遊葉片性能，並且小孔噴射氣流在主流中的穿透率較大。
發明內容
本發明針對現有技術的不足，提出一種帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，使 其能夠有效地改善翼型尾部的流動，改善吸力面處的邊界層分離以及翼型的尾 部流動，減小對下遊葉片的影響，改善氣動性能，降低動靜幹涉噪聲。
本發明是通過以下技術方案實現的，本發明包括控制氣體輸入管、氣體 主流道、氣體分支流道、導流部件、翼型本體、吸力邊噴氣孔，連接關係為 翼型本體內部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置於空腔內，控制氣體輸入 管置於翼型本體外側，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流 道另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設有導流部件，吸力邊噴氣 孔設置一扇形突片，使吸力邊噴氣孔呈扇形結構，吸力邊噴氣孔等距離設置在 翼型本體吸力邊靠近尾緣處，吸力邊噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣從翼型本
體設有控制氣體輸入管一端到翼型本體另一端成等差數列分布。
所述吸力邊噴氣孔中，靠近控制氣體輸入管的吸力邊噴氣孔直徑最大，最 大直徑d為翼型本體最大厚度的1/5 — 1/4，最小直徑X). 3d。
所述吸力邊噴氣孔之間距離為0. 8d—l. 2d。 所述吸力邊噴氣孔中心連線與翼型尾緣的距離為2. 5d—4d。 所述突片，為扇形結構，扇形的圓心和吸力邊噴氣孔的圓心重合。 所述突片，其扇形的圓心角角度為60。 一110° 。
所述導流部件，其與氣體主流道內壁的距離從氣體主流道連接控制氣體輸 入管一端到氣體主流道另一端逐漸減小，使得氣體主流道成漸縮結構，從而吸 力邊噴氣孔徑向出氣均勻。
所述導流部件，其與氣體主流道相連的處為月牙形結構，其壓力面處半徑 為0.5d—ld，吸力面處半徑為0.8d—1.5d，並且壓力面處半徑大於吸力面處半 徑。
所述氣體主流道，其截面為方形結構。
所述氣體分支流道，與氣體主流道相連處截面是方形結構，在氣體分支流道 出口處截面過渡為圓形結構。
本發明在工作時，通過控制氣體輸入管氣體的輸入，在導流部件的作用下， 氣體流經氣體主流道以及氣體分支流道，然後從吸力邊噴氣孔噴出，噴出的氣 流與主流摻混，使得尾跡區的速度虧損降低，翼型本體的出口流動均勻，減小 翼型本體吸力邊邊界層的分離，並能減小翼型的阻力和壓力損失，在吸力邊噴
氣孔噴口處的突片，使圓孔成扇形結構，有利於降低噴氣射流在橫流中穿透率， 避免馬蹄渦的形成。由於輸入的氣體量較少，對風機的整體氣動性能基本上沒 有影響，但能降低動靜葉之間的幹涉效應，降低幹涉噪聲。
本發明不改變原有翼型本體的外型，保證了原有翼型的氣動性能。翼型當 作壓縮機或者航空發動機的進口導葉使用時，可以減小進口導葉的邊界層分離， 減小尾跡對下遊動葉的衝擊影響，降低導葉表面的非定常力，降低幹涉噪聲。 翼型當作轉子使用時， 一方面減小轉子尾跡對下遊靜葉的影響，而且對溫度較 高的轉子有一定的降溫作用。
與現有技術相比，本發明結構簡單，設計合理，在保留原有翼型結構參數 的前提下，通過在翼型本體吸力面靠近尾緣處布置孔徑成等差數列分布的吸力 邊噴氣孔，並且在孔出氣邊設置突片使吸力邊噴氣孔成扇形結構，氣體從吸力 邊噴氣孔噴出後，在主流中的穿透率較小，並且使翼型本體尾緣的速度虧損減 小，減小邊界層的分離，同時噴氣使下遊葉片入口速度均勻，降低葉片非定常 脈動力，從而降低動靜幹涉噪聲。本發明的翼型相對一般形式的翼型，能降低 動靜葉的幹涉噪聲5 — 10dB，同時能減輕對下遊葉片的脈動力衝擊。
圖l為本發明的翼型整體結構圖2為本發明的翼型內部結構圖3為本發明的導流部件局部放大圖4為本發明的吸力邊噴氣孔的形狀圖5為本發明的翼型尾緣吸力邊噴氣孔分布位置圖。
具體實施例方式
下面結合附圖對本發明的實施例作詳細說明本實施例在以本發明技術方案 為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程，但本發明的保
護範圍不限於下述的實施例。
如圖1所示，本實施例包括控制氣體輸入管l、氣體主流道2、氣體分支 流道3、導流部件4、吸力邊噴氣孔5、翼型本體6，連接關係為翼型本體6
內部是空腔，氣體主流道2、氣體分支流道3置於空腔內，控制氣體輸入管l置 於翼型本體6外側，控制氣體輸入管1 一端與氣體主流道2 —端相通，氣體主 流道2另一端與氣體分支流道3相通，氣體分支流道3之間設有導流部件4，吸 力邊噴氣孔5中設置一突片7，使吸力邊噴氣孔5呈扇形結構，吸力邊噴氣孔5 等距離設置在翼型本體6吸力邊靠近尾緣處，吸力邊噴氣孔5的直徑沿翼型本 體的尾緣從翼型本體6設有控制氣體輸入管1 一端到翼型本體6另一端成等差 數列分布。
所述吸力邊噴氣孔5中，靠近控制氣體輸入管1的吸力邊噴氣孔5直徑最 大，最大直徑d為翼型本體6最大厚度的1/5—1/4，最小直徑》0.3d。 所述吸力邊噴氣孔5之間距離L為0. 8d_l. 2d。 所述吸力邊噴氣孔5中心連線與翼型6尾緣的距離S為2. 5d—4d。 所述突片7，為扇形結構，扇形的圓心和吸力邊噴氣孔5的圓心重合。 所述突片7，其扇形的圓心角角度e為60。 一110° 。
所述導流部件4，其與氣體主流道2內壁的距離D從氣體主流道2連接控制 氣體輸入管1 一端到氣體主流道2另一端逐漸減小，使得氣體主流道2成漸縮 結構，從而吸力邊噴氣孔5徑向出氣均勻。
所述導流部件4，其與氣體主流道2相連的處為月牙形結構，其壓力面處半 徑Rl為O. 5d—ld，吸力面處半徑R2為0.8d—1.5d，並且R2〉R1。
所述氣體主流道2，其截面為方形結構。
所述氣體分支流道3，其與氣體主流道2相連處截面是方形結構，在氣體分 支流道3出口處截面過渡為圓形結構。
本實施例在工作時，通過控制氣體輸入管1氣體的輸入，在導流部件4的 作用下，氣體流經氣體主流道2流入氣體分支流道3，然後從吸力邊噴氣孔5噴 出，噴出的氣流與主流摻混，使得尾跡區的速度虧損降低，吸力邊噴氣孔5出 口流動均勻，減小翼型本體6吸力邊邊界層的分離，並能減小翼型本體6的阻
力和壓力損失，在吸力邊噴氣孔5噴口處設置突片7，使圓孔成扇形結構，有利 於降低噴氣射流在橫流中穿透率，避免馬蹄渦的形成。由於輸入的氣體量較少， 對風機的整體氣動性能基本上沒有影響，但能降低動靜葉之間的幹涉效應，降 低幹涉噪聲。
與現有技術相比，本實施例結構簡單，設計合理，在保留原有翼型結構參 數的前提下，通過在翼型本體6吸力面靠近尾緣處布置孔徑成等差數列分布的 吸力邊噴氣孔5，並且在孔出氣邊設置突片7使吸力邊噴氣孔5成扇形結構，氣 體從吸力邊噴氣孔5噴出後，在主流中的穿透率較小，並減小邊界層的分離， 同時噴氣使下遊葉片入口速度均勻，降低葉片非定常脈動力，從而降低動靜幹 涉噪聲。本實施例的翼型相對一般形式的翼型，能降低動靜葉的幹涉噪聲5 — 10dB，同時能減輕對下遊葉片的脈動力衝擊。
權利要求
1、一種帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，包括翼型本體、控制氣體輸入管、氣體主流道、氣體分支流道、導流部件、吸力邊噴氣孔，翼型本體內部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置於空腔內，控制氣體輸入管置於翼型本體外側，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流道另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設有導流部件，其特徵在於，吸力邊噴氣孔設置一扇形突片，吸力邊噴氣孔呈扇形結構，吸力邊噴氣孔等距離設置在翼型本體吸力邊靠近尾緣處，吸力邊噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣從翼型本體設有控制氣體輸入管一端到翼型本體另一端成等差數列分布。
2. 根據權利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是，所述吸力邊噴氣孔，其靠近控制氣體輸入管為最大直徑d，最大直徑d大小為翼型最大厚度的1/5 — 1/4，最小直徑^0.3d。
3. 根據權利要求1或2所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是， 所述吸力邊噴氣孔之間距離為0.8d—1.2d。
4. 根據權利要求1或2所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是， 所述吸力邊噴氣孔中心連線與翼型尾緣的距離為2.5d—4d。
5. 根據權利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是，所述 突片，為扇形結構，扇形的圓心和吸力邊噴氣孔的圓心重合。
6. 根據權利要求1或5所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是， 所述突片，其扇形的圓心角為60。一110。。
7. 根據權利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是，所述 導流部件，其與氣體主流道內壁的距離從氣體主流道連接控制氣體輸入管一端 到氣體主流道另一端逐漸減小。
8. 根據權利要求1或7所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是， 所述導流部件，其與氣體主流道相連處為月牙形結構，導流部件壓力面處半徑 為0. 5d ld，吸力面處半徑為0. 8d 1. 5d，並且壓力面處半徑大於吸力面處半 徑，d為吸力邊噴氣孔靠近控制氣體輸入管的最大直徑。
9. 根據權利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是，所述 氣體主流道，其截面為方形結構。
10. 根據權利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，其特徵是，所述 氣體分支流道，其與氣體主流道相連處截面是方形結構，在氣體分支流道出口 處截面過渡為圓形結構。
全文摘要
本發明涉及一種葉輪機械技術領域的帶吸力邊噴氣的葉輪機械翼型，包括翼型本體、控制氣體輸入管、氣體主流道、氣體分支流道、導流部件、吸力邊噴氣孔，翼型本體內部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置於空腔內，控制氣體輸入管置於翼型本體外側，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流道另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設有導流部件，吸力邊噴氣孔設置一扇形突片，使吸力邊噴氣孔呈扇形結構，吸力邊噴氣孔等距離設置在翼型本體吸力邊靠近尾緣處，吸力邊噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣成等差數列分布。本發明填補了翼型本體尾緣的速度虧損，減小尾跡區的速度脈動，減小翼型的尾跡寬度，降低幹涉噪聲。
文檔編號F01D9/02GK101109395SQ20071004470
公開日2008年1月23日 申請日期2007年8月9日 優先權日2007年8月9日
發明者吳亞東, 杜朝輝, 歐陽華, 竺曉程 申請人:上海交通大學