压气机叶片、压气机以及航空发动机制造技术

本发明专利技术涉及压气机叶片以及对应的压气机和航空发动机，旨在解决现有压气机叶片的气流分离问题。根据本发明专利技术，通过设计压气机叶片使之具有局部厚度减小部，即厚度曲线具有至少三个拐点，成功地实现了减小叶片气流分离的技术效果。

【技术实现步骤摘要】
压气机叶片、压气机以及航空发动机
本专利技术涉及压气机叶片以及具有该叶片的压气机以及相应的航空发动机。
技术介绍
现代民用航空发动机向着低油耗、低成本、低排放目标在发展，这就要求压气机要具有高压比、高效率的特点。本领域技术人员应能理解，术语“压气机效率”是指扩压叶栅中气流速度下降，其所减小的动能有多少转化为绝热压缩功的比例系数。要实现高压比、高效率就要求压气机设计中需要具有良好的气动设计性能和结构形式。压气机一维、S2通流设计后可以得到子午面上流动参数。无论是实现子午面上的流动特征，还是实现从子午面扩展到三维，抑或实现较小损失的高效流动均可通过叶片造型来实现。高压压气机叶片分为静子叶片和转子叶片，转子叶片对气体做功，使得气体在流过动叶栅中获得动能与压力能，静叶栅将气流从动叶栅中所得到的动能进一步转化为压力能，以提高整个级的压增、同时使气流以合适的角度进入后一级中。叶片造型是将一维、S2设计的气动参数进行流动组织以实现压比、流量、效率达标的重要环节。因此叶片造型在整个高压压气机设计中具有重要的作用，压气机的性能在一定程度上取决于叶片的设计水平。图1（a）、（b）分别示出了压气机叶片的示意性立体图以及沿图1（a）中的流线的平面A－A剖切获得的基元叶型的示意图。箭头C代表示意性的气流流动方向。本领域技术人员应能理解，术语“基元叶型”是指流线上的二维几何叶栅。过去以实验数据为基础的传统设计方法是以若干特定的中弧线型和厚度分布来构造压气机叶型，这在低速和负荷不高的情况下适用。在高速情况下，过去采用了双圆弧（DCA）、多圆弧（MCA）叶型，它们也取得了一定的效果。多圆弧叶型相对于传统设计方法而言，在一定程度上突破了特定中弧线型和厚度分布的相对固定模式，更能灵活地适应不同设计条件的要求，部分保证了高速情况下实现较低损失的流动。无论是传统叶型还是双圆弧、多圆弧叶型，其基本形式如图2所示。如图2所示，常规叶型10’涉及如下参数：前缘l；尾缘t；吸力面s；压力面p；在前缘l和尾缘t之间延伸的中弧线m；厚度h，其是沿垂直于中弧线m（弦线亦可）的方向度量的、自吸力面s至压力面p之间的距离；攻角+i/-i，其是指叶型金属角与气流角的差值。对于近代高性能航空轴流压气机和风扇，由于来流速度和负荷的进一步提高，用常规方法设计的叶型很难获得良好的流动状况，达到降低损失的目的。为了实现高压比和高裕度压气机设计要求，叶型弯度势必会增加，若采用常规叶型，尾部吸力面区域容易发生气流的分离。术语“气流分离”是指气流不能附着于叶型表面而产生一系列的涡结构。图3示意性地示出了零攻角（i＝0）时的示意图。如图所示，在尾部吸力面区域出现了气流分离的涡结构w。如图4所示，气流以大的正攻角（＋i）冲击叶片时，气流会在叶型前缘吸力面部分加速，叶型损失增加，甚至产生激波，损失加大，更甚是会在此区域就开始发生分离。如图5所示，气流以大的负攻角（－i）冲击叶片时，类似地，气流会在叶型前缘压力面部分加速，叶型损失增加，甚至产生激波，损失加大，更甚是会在此区域就开始发生分离。因此，存在对于新型压气机叶片设计的需求。
技术实现思路
本专利技术提出了一种新型的压气机叶片设计方案，其很好地解决现有压气机叶片的气流分离问题。根据本专利技术的一个方面，提供了一种压气机叶片，该叶片的基元叶型具有：吸力面、压力面、前缘、尾缘以及中弧线，且具有在垂直于所述中弧线方向上度量的、自所述吸力面至所述压力面的厚度，其中，从所述前缘至所述尾缘的厚度连续变化且厚度曲线具有至少三个拐点。在一个实施例中，所述基元叶型具有对应于厚度曲线拐点的局部厚度减小区域，所述局部厚度减小区域的厚度相较于其附近区域的厚度减小；在所述局部厚度减小区域，所述厚度由于所述压力面和所述吸力面中之一或两者同时内凹而减小。根据一个实施例，所述厚度曲线具有三个拐点。在一个可能的实施例中，所述厚度从所述前缘开始首先逐渐增大至第一拐点，然后逐渐减小至第二拐点，然后再逐渐增大第三拐点，然后再逐渐减小至所述尾缘。在一个可能的实施例中，所述第二拐点与所述前缘的距离是弦长的1/5-1/3，并且/或者，所述第二拐点与所述尾缘的距离是弦长的1/5-1/3。在一个可能的实施例中，所述第二拐点处的厚度是第一拐点处厚度的60%-80%，并且/或者，所述第二拐点处的厚度是第三拐点处厚度的60%-80%。根据本专利技术的另一个实施例，所述厚度曲线具有五个拐点。在一个可能的实施例中，所述厚度从所述前缘开始首先逐渐增大至第一拐点，然后再逐渐减小至第二拐点，然后再逐渐增大至第三拐点，然后再逐渐减小至第四拐点，然后再逐渐增大至第五拐点，然后再逐渐减小至所述尾缘。在一个可能的实施例中，所述第二拐点与所述前缘的距离和/或所述第四拐点与所述尾缘的距离是弦长的1/5-1/3。在一个可能的实施例中，所述第二拐点处的厚度是第一拐点处厚度的60%-80%，并且/或者，所述第四拐点处的厚度是第五拐点处厚度的60%-80%。根据本专利技术的另一个方面，还提供了一种压气机，其包括如上所述的压气机叶片。根据本专利技术的再一个方面，还提供了一种航空发动机，其包括如上所述的压气机。根据本专利技术，通过将叶片的基元叶型设计成从所述前缘至所述尾缘的厚度连续变化且厚度曲线具有至少三个拐点，特别是设计成具有对应于厚度曲线拐点的局部厚度减小区域，很好地解决了气流分离的问题。附图说明附图示出了本专利技术的非限制性的示例性实施例，其与文字说明一起用于对本专利技术的原理进行解释，所有附图中相同或类似的附图标记表示相同或类似的特征；其中：图1（a）、（b）分别示出了现有压气机叶片的示意性立体图以及沿流线的平面A－A剖切获得的基元叶型的示意图。图2示意性地示出了常规叶型，示出了其一些参数。图3－5示意性地示出了常规叶型在零攻角、大的正攻角、大的负攻角下气流发生分离的情形。图6示意性地示出了现有叶片厚度分布曲线以及根据本专利技术一个实施例的叶片厚度分布曲线的对比。图7示意性地示出了根据本专利技术一个实施例的叶型。图8－图10示意性地示出了根据图7的本专利技术叶型设计在零攻角、大正攻角、大负攻角下的气流状况。图11（a）示出了传统叶型的流场的仿真结果。图11（b）示出了根据本专利技术的一个实施例的叶型的流场的仿真结果。具体实施方式本领域技术人员根据空气动力学领域常用的质量守恒定律可知：G=ρVA，其中，G为质量流量，ρ为气体密度，V为气流速度，对于基元叶型流动来说（例如参见图9所示），A两相邻叶片之间的气流流通面积。dA/A为面积变化梯度，根据上述公式，在密度ρ一定的情况下，-dA/A=dV/V。在压气机中，动能转为压力能。即速度的变化转为压力的变化。存在如下方式，即据此，不难理解，当气流在两个相邻的叶片之间的流动时（参考例如图9所示的基元叶型流动），逆压梯度与面积变化梯度基本正相关。在叶栅通道流动中，当面积变化梯度大时，逆压梯度大，容易产生气流分离。常规叶型之所以在叶型尾部吸力面区域容易发生分离、并且大正攻角时从前缘吸力面区域就开始分离以及大负攻角时从前缘压力面区域开始分离正是因为气流逆压梯度很大所造成的。从叶型几何上来说，是由于叶型在前缘部分到喉部区域，以及尾缘区域气流流通“面积变化率”过快所导致的。常规叶型厚度分布如图6中的曲线M所示，这种类似于本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种压气机叶片，该叶片的基元叶型具有：吸力面、压力面、前缘、尾缘以及中弧线，且具有在垂直于所述中弧线方向上度量的、自所述吸力面至所述压力面的厚度，其特征在于，从所述前缘至所述尾缘的厚度连续变化且厚度曲线具有至少三个拐点，所述基元叶型具有对应于厚度曲线拐点的局部厚度减小区域，所述局部厚度减小区域的厚度相较于其附近区域的厚度减小，其中，所述前缘具有所述局部厚度减小区域。

【技术特征摘要】
1.一种压气机叶片，该叶片的基元叶型具有：吸力面、压力面、前缘、尾缘以及中弧线，且具有在垂直于所述中弧线方向上度量的、自所述吸力面至所述压力面的厚度，其特征在于，从所述前缘至所述尾缘的厚度连续变化且厚度曲线具有至少三个拐点，所述基元叶型具有对应于厚度曲线拐点的局部厚度减小区域，所述局部厚度减小区域的厚度相较于其附近区域的厚度减小，其中，所述前缘具有所述局部厚度减小区域。2.如权利要求1所述的压气机叶片，其特征在于，在所述局部厚度减小区域，所述厚度由于所述压力面和所述吸力面中之一或两者同时内凹而减小。3.如权利要求1所述的压气机叶片，其特征在于，所述厚度曲线具有三个拐点。4.如权利要求3所述的压气机叶片，其特征在于，所述厚度从所述前缘开始首先逐渐增大至第一拐点，然后逐渐减小至第二拐点，然后再逐渐增大第三拐点，然后再逐渐减小至所述尾缘。5.如权利要求4所述的压气机叶片，其特征在于，所述第二拐点与所述前缘的距离是弦长的1/5-1/3。6.如权利要求4所述的压气机...

【专利技术属性】
技术研发人员：许峰，雷丕霓，陈美宁，李游，王青，
申请(专利权)人：中航商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：上海,31