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CN102032214A - 一种抑制分离的叶片前缘改型方法 - Google Patents

一种抑制分离的叶片前缘改型方法 Download PDF

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CN102032214A CN 201010623578 CN201010623578A CN102032214A CN 102032214 A CN102032214 A CN 102032214A CN 201010623578 CN201010623578 CN 201010623578 CN 201010623578 A CN201010623578 A CN 201010623578A CN 102032214 A CN102032214 A CN 102032214A
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季路成
孙拓
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Beijing Institute of Technology BIT
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Beijing Institute of Technology BIT
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Abstract

本发明涉及一种抑制分离的叶片前缘改型方法，属于机械装置及运输技术领域。根据原始叶型选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域，并对前伸形状进行改型处理，完成所有径(展)向位置的前伸处理后，对所有径(展)向位置处的叶型进行曲线或曲面的光滑连接，其构成的外包络面就形成了叶片前缘改型后的新叶片，该叶片可抑制分离。本发明利用二面角原理，结合机翼、叶轮机叶片近端壁区实际情况，提供了一种新的机翼、叶轮机叶片前缘改型技术，由此削弱或消除端壁区前缘分离(马蹄涡)，从而可以有效改善机翼和叶轮机叶片绕流，起到控制二次流动、降低损失的作用，不仅适用于叶轮机叶片，同样适用于飞机机翼和旋翼。

Description

一种抑制分离的叶片前缘改型方法
技术领域
本发明涉及机翼和叶轮机，特别涉及适用于航空、航天、航海及工业能源动力领域叶轮机的一种抑制分离的叶片前缘改型方法，属于机械装置及运输技术领域。
背景技术
二次流现象广泛存在于叶轮机内部流动中，它不仅会产生较大的流动损失导致裕度降低，在涡轮中还会严重影响冷却效果。因此，探索二次流控制措施一直是研究者的追求目标。近年来，随着关于端壁处前缘分离(即前缘马蹄涡)影响研究的深入，越来越发现马蹄涡在二次流形成及发展中的重要作用；同时，设计者也发现靠近端壁区前缘掠在削弱二次流、提高效率方面存在特殊作用。二面角原理的出现[季路成，程荣辉，邵卫卫，陈江，最大负荷设计之：角区分离预测与控制，工程热物理学报，VOL.28，No.02，2007]，使得关于前缘马蹄涡的认识有了新的发展：它可以被看作夹角为180度的两个交汇附面层在遇到前缘(障碍物)时突然转入交角和为180度的两个交汇区内而发生分离(因为交角沿流向减小以及梯度很大)。基于该认识，只要使等效的附面层交汇角区夹角由180度变为90度左右的过程尽可能平缓(小梯度)，就有可能抑制或消除前缘马蹄涡，从而改善后面流场。
基于上述思路，对采用常规方法设计的叶片，在近端壁区进行申请的特殊处理，使得其可以削弱甚至消除前缘马蹄涡，改善机翼和叶轮机性能。
发明内容
本发明目的在于削弱甚至消除前缘马蹄涡(分离)，提供一种可以降低总损失、改善机翼和叶轮机叶片绕流流动结构的前缘改型方法。
本发明采用在叶片近端壁区向前探伸前缘的方法实现改型，具体实现步骤如下：
步骤1，根据实际需求，采用常规方法进行叶轮机叶片设计：由径(展)向不同位置处的叶型沿设计者所确定的积叠线积叠而成，其中叶型由中弧线叠加厚度形成，叶型前缘是与叶表相切的椭圆形，其中心在叶型中弧线上；
步骤2，在步骤1基础上，选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域。
具体方法为：采用理论估算或数值模拟方法确定来流端壁附面层厚度δ，结合前缘椭圆短轴总长2b，确定实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围为：向前探伸的前缘高度h满足h＞b且h＞0.5δ；前缘在根部前伸长度L满足L＞0.1b且L＞0.1δ；
步骤3，在步骤2基础上，对前伸形状进行改型处理。
具体方法为：在步骤2的区域内，从端壁至前缘高度h处确定多个径(展)向位置(所确定的位置总数越多越好)，对端壁、前缘高度h处以及中间每个径(展)向位置进行前伸处理，其前伸量由根部前伸长度L逐渐减小为0。改型处理后的前缘中心连线表现为朝向叶片后部的光滑凸曲线；
在上述改型处理的过程中，要求保证在前伸处理每个径(展)向位置叶型时，叶型进出口构造角以及叶型安装角保持不变；
步骤4，实施完成步骤3所述的所有径(展)向位置的前伸处理后，对所有径(展)向位置处的叶型进行曲线或曲面的光滑连接，其构成的外包络面就形成了叶片前缘改型后的新叶片，该叶片可抑制分离。
本发明步骤1-步骤4所述的方法不仅适用于叶轮机叶片，同样适用于飞机机翼和旋翼。
有益效果
本发明利用二面角原理，结合机翼、叶轮机叶片近端壁区实际情况，提供了一种新的机翼、叶轮机叶片前缘改型技术，由此削弱或消除端壁区前缘分离(马蹄涡)，从而可以有效改善机翼和叶轮机叶片绕流，起到控制二次流动、降低损失的作用。
附图说明
图1为本发明的改型叶片及其前缘的外缘结构图，其中(a)为叶片整体结构，(b)为外缘结构的局部放大图；
图2为本发明叶片前缘的外缘结构俯视投影图；
图3为具体实施方式中未经前缘处理的叶轮机叶片结构图；
图4为具体实施方式中经过前缘改型的叶片结构图；
图5为实施例的数值仿真结果。
标号说明：
1-前伸结构的前缘中心线，2-前缘前伸结构端壁型线，3-前缘前伸结构的第一近端壁型线，4-前缘前伸结构的第二近端壁型线，5-原始叶片前缘型线，6-原始叶片端区前缘。
具体实施方式
为了更好地说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实施例对本发明内容作进一步说明。
本实施例根据发明内容所述方法对一轴流压气机叶片(NACA65叶型)进行重新设计，并用数值方法验证其作用效果。本实施例有关气动参数如下：进口总压103379Pa，来流马赫数为0.2，出口静压101325Pa。
步骤1，根据原始叶型数据、叶栅的几何参数和气动参数给出原始压气机叶片形状，如图3所示；
步骤2，在步骤1基础上，选定实施向前探伸原始叶片端区前缘6的区域。本实施例采用数值模拟方法确定来流端壁附面层厚度δ＝20mm，确定向前探伸前缘的区域为：L＝δ＝20mm；h＝δ＝20mm；如图1(b)所示；
步骤3，在步骤2基础上，对前伸形状进行改型处理，如图2所示。
在步骤2的区域内，从端壁至前缘高度h处确定10个径(展)向位置，对端壁、前缘高度h处以及中间8个径(展)向位置进行前伸处理，前缘前伸结构端壁型线2前伸量为L＝20mm，前缘前伸结构的第一近端壁截面型线3的前伸量为17.8mm，前缘前伸结构的第二近端壁截面型线4的前伸量为15.6mm，逐步减小为前缘高度h处为0，最后一条即为原始前缘型线5。改型处理后的前缘中心线1表现为朝向叶片后部的光滑凸曲线；
在上述前伸处理每个径(展)向位置叶型时，叶型进出口构造角以及叶型安装角保持不变；
步骤4，实施完成步骤3所述的10个径(展)向位置的前伸处理后，对这10个径(展)向位置处的叶型进行曲线或曲面的光滑连接，其构成的外包络面就形成了叶片前缘改型后的新叶片，如图4所示。
另外，根据本实施例设计的叶片形状制作该经前缘处理后叶片过程中，需考虑实际叶片几何尺寸、加工难度、强度等因素；然后采用常规方法加工出叶片，并用多个该叶片组成压气机叶轮。
对本实施例中制作的前缘改型后的压气机叶轮以及现有技术的原始叶片制作的压气机叶轮分别进行三维CFD数值模拟，如图5所得数值模拟结果，经前缘改型后，马蹄涡的发展得到了有效控制，抑制了分离，从而使叶栅总损失降低。
最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (5)

1.一种抑制分离的叶片前缘改型方法，其特征在于：具体实现步骤如下：
步骤1，根据实际需求，采用常规方法进行叶轮机叶片设计；
步骤2，在步骤1基础上，选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域；
具体方法为：采用理论估算或数值模拟方法确定来流端壁附面层厚度δ，结合前缘椭圆短轴总长2b，确定实施近端壁区向前探伸前缘的区域范围为：向前探伸的前缘高度h满足h＞b且h＞0.5δ；前缘在根部前伸长度L满足L＞0.1b且L＞0.1δ；
步骤3，在步骤2基础上，对前伸形状进行改型处理；
具体方法为：在步骤2的区域内，从端壁至前缘高度h处确定多个径向位置，对端壁、前缘高度h处以及中间每个径向位置进行前伸处理，其前伸量由根部前伸长度L逐渐减小为0；
步骤4，实施完成步骤3所述的所有径向位置的前伸处理后，对所有径向位置处的叶型进行曲线或曲面的光滑连接，其构成的外包络面就形成了叶片前缘改型后的新叶片，该叶片可抑制分离。
2.根据权利要求1所述的一种抑制分离的叶片前缘改型方法，其特征在于：步骤3所述的多个径向位置的总数越多越好。
3.根据权利要求1所述的一种抑制分离的叶片前缘改型方法，其特征在于：步骤3所述的改型处理后的前缘中心连线为朝向叶片后部的光滑凸曲线。
4.根据权利要求1所述的一种抑制分离的叶片前缘改型方法，其特征在于：在步骤3所述的改型处理过程中，在前伸处理每个径向位置叶型时，叶型进出口构造角以及叶型安装角保持不变。
5.根据权利要求1所述的一种抑制分离的叶片前缘改型方法，其特征在于：步骤1-步骤4所述的方法适用于叶轮机叶片，还适用于飞机机翼和旋翼。
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