曲率連續的可控擴散葉型的cad輔助設計方法

2023-05-25 10:11:11 2

專利名稱：曲率連續的可控擴散葉型的cad輔助設計方法
技術領域：
本發明涉及壓氣機葉片的優化設計方法。
背景技術：
壓氣機是航空發動機和燃氣輪機的重要部件之一，葉型設計是壓氣機設計的關鍵環節。早期的壓氣機葉型採用系列葉型(如NACA-64系列，C-4系列等)。上世紀五六十年代，可控擴散葉型開始在壓氣機中得到廣泛應用，其與傳統系列葉型相比，能夠更好地控制擴散、抑制邊界層的分離，在高馬赫數下降低激波損失，因而能夠減小型面損失、擴大攻角範圍，且在多級環境下易於匹配。而在壓氣機級負荷不斷提高的趨勢下，發展高負荷、高效率、高可靠性的壓氣機對葉型的損失和攻角範圍提出了更高的要求。目前的可控擴散葉型(如

圖1)，其型面曲率不連續(具體表現為①壓力面或吸力面型線與前緣的切點處曲率不連續，如圖2，②壓力面或吸力面型線本身曲率不連續，如圖3)，而曲率對與邊界層的發展，特別是壓氣機葉片吸力面側強逆壓梯度下的邊界層發展有明顯影響。葉型曲率連續有利於改善吸力面邊界層發展，抑制邊界層分離，進而降低葉型損失，擴大葉型攻角範圍。—些研究者開展了控制葉型曲率的葉型設計方法的研究。Korakianitis等的論文「Design of high-efficiency turbomachinery blades for energy conversiondevices with the three-dimensional prescribed surface curvature distributionblade design (CIRCLE)method」提出了一種預置曲率的葉型優化設計方法,其採用貝塞爾曲線給定葉片中部型線(即壓力面和吸力面型線)的曲率沿軸向的分布，葉片前緣採用常規前緣形狀(如圓弧)，通過在前緣和中部型線之間添加一段過渡型線(其由一拋物線表達的構造線疊加一厚度分布來獲得)來保證前緣與中部型線之間曲率光滑過渡。Sommer等的論文「Curvature driven two-dimensional mult1-objective optimization of compressorblade sections」提出了一種基於曲率的葉型優化設計方法，其將從前緣點到型線與尾緣切點處的型線(即前緣吸力面側型線加上吸力面型線或是前緣壓力面側型線加上壓力面型線)的曲率分布採用一個B樣條曲線定義，以葉型損失為目標函數，使用遺傳算法對B樣條曲線的控制點坐標進行優化來對葉型進行優化設計。Korakianitis的方法由於採用了常規前緣，其前緣與中部型線的過渡區域曲率的梯度仍然較大，另外，該方法的優化過程並沒有考慮葉型結構強度的要求。而Sommer的方法將前緣型線與中部型線的曲率分布統一使用一個B樣條曲線來表示，由於前緣曲率與中部型線的曲率差別很大，因此Sommer的方法獲得的葉型形狀與原始葉型形狀不可避免地存在較大差別，儘管該方法在優化時將葉片角度和最小截面積等結構氣動參數與原始值的偏差進行了一定的限制。宋寅等的論文「曲率連續的壓氣機葉片前緣設計及其對氣動性能的影響」提出使用三次貝塞爾曲線定義前緣吸力面側和壓力面側型線，但是沒有公開設計參數或是貝塞爾曲線控制點的選擇方法。考慮到高負荷壓氣機對於級匹配和結構強度的苛刻要求，應當發展一種葉型優化設計方法，其具有以下特性①葉型前緣與吸力面型線切點處曲率連續，且切點附近曲率變化平緩，②吸力面型線曲率連續，③為保證對葉型優化設計後不改變級匹配和結構強度特性，優化後葉型的中部型線與原始型線具有較小的偏差。

發明內容
現代航空發動機或重型燃氣輪機的壓氣機級負荷不斷提高，對葉型的損失水平和攻角範圍提出了更高的要求。已有的可控擴散葉型(如圖1)其型面曲率不連續(具體表現為①壓力面或吸力面型線與前緣的切點處曲率不連續，如圖2，②壓力面或吸力面型線本身曲率不連續，如圖3)，而曲率對與邊界層的發展，特別是壓氣機葉片吸力面側強逆壓梯度下的邊界層發展有明顯影響。葉型曲率連續有利於改善吸力面邊界層發展，抑制邊界層分離，進而降低葉型損失，擴大葉型攻角範圍。為了提高現有可控擴散葉型的性能，本發明提出了曲率連續的可控擴散葉型的設計技術。本發明的目的在於對可控擴散葉型進行優化設計，使其葉片前緣與吸力面、壓力面的切點處曲率連續以及吸力面型線的曲率連續，進而提高葉型的性能(降低葉型損失、擴大葉型攻角範圍)。本發明的特徵在於，是在計算機中依次按以下步驟實現的步驟(I),計算機初始化輸入可控擴散葉片，以下簡稱葉片的以下參數前緣的圓心坐標(χ Ε，yLE)和半徑r'尾緣的圓心坐標(xTE，yTE)和半徑rTE，壓力面上均勻分布的N個型值點，記為P1' P2ps...Pnps，N= 500，坐標分別記為(XfsJf)，(xf )，…，(<，戍)淇中ΡΓ為所述壓力面與前緣小圓的切點，^為壓力面
與尾緣小圓的切點，吸力面上均勻分布的N個型值點，記為Pi'Pf· . .，PNSS坐標分別為(Cf),(Of)，· · ·，500，其中PJs為所述吸力面與前緣小圓的切點，#為所述吸力面與尾緣小圓的切點；步驟(2)，按以下步驟計算前緣點P1的坐標和該前緣點P1對應的圓心角Θ1:步驟(2.1 )，在所述前緣的圓心(x'y，建立一個直角坐標系，橫軸X軸向右為正，步驟(2.2)，按下式計算所述前緣AP1(U1)對應的圓心角Q1以及P1A的斜率
步驟(2. 3)，對所述吸力面和壓力面的葉型坐標使用三彎矩法進行樣條擬合，求出所述吸力面和壓力面各型值點Pi'Pips處的型線斜率，用P和片* (i = 1，2，···，Ν)表示，步驟(2. 4)，按下式求出所述吸力面各型值點ΡΓ處的流向坐標i = 1，2，· · ·，N同理，求出所述壓力面各型值點處的流向坐標= 1,2,..., N以及曲率Cf，i =2, ... j N-1 ；
權利要求
1.曲率連續的可控擴散葉型的CAD輔助設計方法，其特徵在於，是在計算機中依次按以下步驟實現的 步驟(I),計算機初始化 輸入可控擴散葉片，以下簡稱葉片的以下參數 前緣的圓心坐標(x'y，和半徑嚴， 尾緣的圓心坐標(xTE，yTE)和半徑rTE， 壓力面上均勻分布的N個型值點，記為P1' P2PS,... PNPS, N = 500，坐標分別記為(xf ,>f), · · ·，(4,成)，其中ΡΓ為所述壓力面與前緣小圓的切點，P1T為壓力面與尾緣小圓的切點， 吸力面上均勻分布的N個型值點,記為ρλρλ ..，pnss坐標分別為(<,<)< )， · ·，(.τ；\^),Ν= 500，其中P:為所述吸力面與前緣小圓的切點，PNSS為所述吸力面與尾緣小圓的切點； 步驟(2)，按以下步驟計算前緣點P1的坐標和該前緣點P1對應的圓心角θ 步驟(2. 1)，在所述前緣的圓心(x'y，建立一個直角坐標系，橫軸X軸向右為正， 步驟(2. 2),按下式計算所述前緣點P1U1, Y1)對應的圓心角Q1以及P1A的斜率Ii1 : X1 = xLE+rLE · cos Θ 17 Y1 = yLE+rLE · cos θ Ii1 = -tan θ 17G1= (9SS—LE+9ps—LE)/2，其中 θ ss_LE為吸力面與前緣的切點P1"在前緣小圓上的圓心角，
全文摘要
曲率連續的可控擴散型葉型的CAD輔助設計方法屬於壓氣機葉片設計領域，其特徵在於，含有分別利用壓力面、吸力面與前緣小圓的切點求前緣點，用三次樣條擬合，求出吸力面、壓力面上各型值點的曲率，用三次貝塞爾曲線求出曲率連續的前緣的吸力面側型線和壓力面側型線，用B樣條曲線給定吸力面的曲率分布，求取B樣條曲線的控制點，使曲率分布對應的曲率連續吸力面型線與原始吸力面型線偏差最小，求取優化後葉型尾緣小圓的位置。本發明與原始可控擴散葉型相比，衝角範圍擴大2.5°，且在低損失區域內的總壓損失降低。
文檔編號F04D29/38GK102996511SQ20121053948
公開日2013年3月27日 申請日期2012年12月13日 優先權日2012年12月13日
發明者宋寅, 顧春偉 申請人:清華大學