一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明涉及一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法，屬于機(jī)械裝置及運(yùn)輸【技術(shù)領(lǐng)域】。本發(fā)明采用在葉片近端壁區(qū)向前探伸尖銳前緣的方法實(shí)現(xiàn)修型，首先在原始葉片上選定實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣的區(qū)域，得到向前探伸后得到的前緣為空間曲線，然后對(duì)端區(qū)葉片進(jìn)行邊條修型處理得到新葉片，最后采用計(jì)算流體力學(xué)工具的參數(shù)化研究方法，優(yōu)化步驟3得到的新葉片。本發(fā)明效仿飛機(jī)邊條翼原理，結(jié)合葉輪機(jī)葉片近端壁區(qū)扭曲附面層造成局部大攻角運(yùn)行的實(shí)際情況，提供了一種新的葉輪機(jī)葉片前緣修型技術(shù)，由此使端區(qū)流動(dòng)處于合適攻角范圍，削弱或消除端壁區(qū)角區(qū)分離，從而有效改善葉輪機(jī)葉片繞流，提升葉輪機(jī)性能的作用。適用于航空、航天、航海及能源動(dòng)力領(lǐng)域。
【專(zhuān)利說(shuō)明】一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法，屬于機(jī)械裝置及運(yùn)輸【技術(shù)領(lǐng)域】。
【背景技術(shù)】
[0002]端區(qū)附面層廣泛存在于葉輪機(jī)內(nèi)部流動(dòng)中。由于轉(zhuǎn)靜葉片相對(duì)旋轉(zhuǎn)，導(dǎo)致每排葉片幾乎均接受速度剖面扭曲端壁附面層，這意味著，在端區(qū)，葉片來(lái)流攻角通常很大，結(jié)合與葉表附面層相互作用，將導(dǎo)致葉片端區(qū)基元流動(dòng)惡化和角區(qū)分離，繼而產(chǎn)生較大流動(dòng)損失、裕度降低。國(guó)際上很多研究證明了這一點(diǎn)，例如，W.B.Robertsm基于NASA的12套中間級(jí)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)及試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過(guò)研究葉落后角展向分布表明在葉片端區(qū)存在明顯的角度差異。Kleint2]研究認(rèn)為渦輪中端壁附面層扭曲會(huì)增強(qiáng)二次流和損失。Hoeger?指出在主流區(qū)2度進(jìn)氣攻角下端壁附面層內(nèi)氣流扭曲達(dá)15度，葉柵將完全失速，為此他提出了添加角區(qū)倒圓結(jié)構(gòu)的修型方案，并認(rèn)為施加前緣倒圓獲得了較好的附著流動(dòng)、抑制了分離失速。因此，探索扭曲端壁附面層控制措施一直是研究者的追求目標(biāo)。這方面外流的成功方法值得借鑒。例如飛機(jī)采用邊條翼使得大攻角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)飛機(jī)升力大幅度提高，其基本原理是，通過(guò)在機(jī)翼與機(jī)身前緣交匯處施加大幅前探具有尖銳前緣的機(jī)翼翼面，使得大攻角飛行時(shí)在尖銳前緣處產(chǎn)生較強(qiáng)的附著渦，該渦大幅增加了前緣吸力，并通過(guò)使氣流快速折轉(zhuǎn)提供了較大的渦升力，繼而大幅提高了飛機(jī)升力。葉輪機(jī)中，端區(qū)附面層扭曲天然地形成了高攻角工作狀況，如果能借鑒飛機(jī)邊條翼，將可能將端區(qū)低能流團(tuán)卷席至主流，且通過(guò)前緣集中渦將流動(dòng)方向快速扭轉(zhuǎn)到葉片方向，會(huì)大大降低損失，提高葉輪機(jī)性能。
[0003]基于上述思路，對(duì)采用常規(guī)方法設(shè)計(jì)的葉片，在近端壁區(qū)前緣進(jìn)行所申請(qǐng)的特殊處理，使得其可以削弱甚至消除角區(qū)分離，改善葉輪機(jī)性能。
[0004][I] W.B.Roberts, G.K.Serovyj D.M.Sandercock.Modeling the3_D FlowEffects on Deviation Angle for Axial Compres-sor Middle Stages[J].Journal ofEngeneering for Gas Turbines and Power,1986，108 (I):131-137.[0005][2]Klein, A.，1966，“ Untersuchungen iiber den Einflu βder Zustrdmgrenzschicht auf die Sekundarstromungen in den Beschaufelungen vonAxialturbinen ‘‘，F(xiàn)orschung im In-genieurwesen, Bd.32 (1966) Nr.6, pp.175-188
[0006][3]Martin Hoegerj Ralf Dietmar Baierj Ralf Muller.1mpact of a Fillet onDiffusing Vane Endwall Flow Structure[C].1SR0MAC2006-057

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明目的是為解決角區(qū)分離問(wèn)題、適應(yīng)端區(qū)附面層扭曲，提供一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法，能抑制端區(qū)附面層發(fā)展，削弱甚至消除角區(qū)分離、降低總損失、改善葉輪機(jī)葉片繞流流動(dòng)結(jié)構(gòu)。
[0008]本發(fā)明釆用在葉片近端壁區(qū)向前探伸尖銳前緣的方法實(shí)現(xiàn)修型，具體包括如下步驟:
[0009]步驟1，根據(jù)實(shí)際設(shè)計(jì)要求，采用常規(guī)方法進(jìn)行葉輪機(jī)葉片設(shè)計(jì):葉型由中弧線疊加厚度形成，展向不同位置處的葉型沿設(shè)計(jì)者所確定的積疊線積疊成葉片，其中葉型前緣是與葉表相切的橢圓形，橢圓形中心在葉型中弧線前端點(diǎn)。
[0010]步驟2，根據(jù)步驟I設(shè)計(jì)的葉片，選定實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣的區(qū)域。具體方法為:
[0011]步驟2.1，根據(jù)附面層理論估算或數(shù)值模擬方法，確定來(lái)流端壁附面層全工況最大厚度S。實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣的區(qū)域范圍為:向前探伸的前緣高度h滿足h=0.5 δ?4δ ;沿葉型中弧線方向度量，葉型前緣在端壁前伸長(zhǎng)度L滿足0.2h〈L〈10h。
[0012]步驟2.2，葉片在滿足步驟2.1確定的實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣的區(qū)域范圍內(nèi)，沿展向各截面葉型的中弧線前端點(diǎn)處方向或者中弧線前端點(diǎn)處方向±5°范圍內(nèi)向前探伸，向前探伸后得到的前緣為空間曲線，定義為“邊條緣線”。
[0013]所述邊條緣線在端壁中弧線前端點(diǎn)方向所在平面內(nèi)的投影為一條光滑曲線，曲線形狀不超過(guò)長(zhǎng)軸、短軸分別為h和L的1/4橢圓范圍。
[0014]步驟3，在步驟2確定邊條緣線基礎(chǔ)上，對(duì)端區(qū)葉片進(jìn)行邊條修型處理。具體方法為:
[0015]步驟3.1，在步驟2選定的實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣區(qū)域內(nèi)，從端壁至高度h之內(nèi)選取多個(gè)展向位置(選取的位置數(shù)量越多，形成的葉表形狀越光滑)，對(duì)包括端壁、高度h處及中間選取的每個(gè)展向位置進(jìn)行葉片向前探伸處理，每個(gè)位置的前伸量按對(duì)應(yīng)的步驟
2.2所確定邊條緣線變化，其中端壁處前伸量為長(zhǎng)度L，高度h處前伸量為0，中間展向位置依次減小。
[0016]步驟3.2，找到步驟3.1選取的每個(gè)展向位置(包括端壁和高度h處)截面與邊條緣線的交點(diǎn)，并找到各個(gè)展向位置葉型吸力面和壓力面與原始葉型前緣橢圓的切點(diǎn)，將所得各個(gè)交點(diǎn)與對(duì)應(yīng)切點(diǎn)連接，獲得吸力面延伸線和壓力面延伸線。吸力面延伸線和原始吸力面型線構(gòu)成向前探伸后的吸力面型線，壓力面延伸線和原始?jí)毫γ嫘途€構(gòu)成向前探伸后的壓力面型線。
[0017]對(duì)所得到的吸力面型線和壓力面型線在原始前緣位置進(jìn)行光滑處理，其構(gòu)成的外包絡(luò)面就形成了葉片前緣邊條修型后的新葉片。
[0018]步驟4，采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)工具的參數(shù)化研究方法，優(yōu)化步驟3得到的新葉片，并確定實(shí)際加工的邊條緣線最終形狀。
[0019]本發(fā)明步驟1-步驟4所述的方法不僅適用于軸流、斜流或離心葉輪機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)葉片或者靜止葉片。
[0020]有益效果
[0021]本發(fā)明效仿飛機(jī)邊條翼原理，結(jié)合葉輪機(jī)葉片近端壁區(qū)扭曲附面層造成局部大攻角運(yùn)行的實(shí)際情況，提供了一種新的葉輪機(jī)葉片前緣修型技術(shù)，由此使端區(qū)流動(dòng)處于合適攻角范圍，削弱或消除端壁區(qū)角區(qū)分離，從而有效改善葉輪機(jī)葉片繞流，提升葉輪機(jī)性能的作用。適用于航空、航天、航海及能源動(dòng)力領(lǐng)域。
【專(zhuān)利附圖】

【附圖說(shuō)明】[0022]圖1為具體實(shí)施例中步驟I所述原始葉片；
[0023]圖2為本發(fā)明實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣的區(qū)域范圍和邊條緣線形狀，其中(a)為具體實(shí)施例中最終的邊條緣線形狀，(b)是本發(fā)明方法的邊條緣線形狀范圍示意圖；
[0024]圖3為本發(fā)明的修型葉片結(jié)構(gòu)圖，其中(a)為修型葉片整體結(jié)構(gòu)，(b)為修型葉片前緣附近結(jié)構(gòu)的局部放大圖，(C)為(b)中所標(biāo)示A向投影；
[0025]圖4為具體實(shí)施例中得到的新葉片；
[0026]圖5為具體實(shí)施例中數(shù)值仿真的出口截面總壓恢復(fù)系數(shù)等值云圖對(duì)比，其中(a)為原型葉片得到的結(jié)果，(b)為修型后葉片得到的結(jié)果；
[0027]圖6為具體實(shí)施例中數(shù)值仿真的流向各位置處橫向截面內(nèi)流線圖對(duì)比，其中(a)為原型葉片得到的結(jié)果，(b)為修型后葉片得到的結(jié)果；
[0028]圖7為具體實(shí)施例中的變種形式，即邊條修型部分與主葉片分開(kāi)，分成前葉片和后葉片；
[0029]標(biāo)號(hào)說(shuō)明:
[0030]1-原始葉片端壁前緣，2-邊條緣線，2max-邊條緣線的最外選取邊界，3-原始葉片橢圓前緣中心點(diǎn)連線，4-邊條緣線2與端壁截面的交點(diǎn),5-中弧線,6-邊條緣線2在端壁截面的交點(diǎn)，7-原始葉片吸力面，8-原始葉片壓力面，9-葉片前伸區(qū)表面形線，10-前葉片，
11-后葉片，a-原始葉片橢圓前緣的長(zhǎng)軸，b-原始葉片橢圓前緣的短軸，h-邊條葉片修型區(qū)域高度，L-邊條葉片修型區(qū)域長(zhǎng)度，β -中弧線前端點(diǎn)切線的方向角。
【具體實(shí)施方式】
[0031]為了更好地說(shuō)明本發(fā)明的目的、步驟和效果，下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本
【發(fā)明內(nèi)容】
作進(jìn)一步說(shuō)明。
[0032]本實(shí)施例根據(jù)
【發(fā)明內(nèi)容】
所述方法對(duì)一軸流壓氣機(jī)葉片進(jìn)行重新設(shè)計(jì)，并用數(shù)值方法驗(yàn)證其作用效果。本實(shí)施例有關(guān)氣動(dòng)參數(shù)如下:進(jìn)口總壓101325Pa，來(lái)流馬赫數(shù)為0.29，主流區(qū)48.185°。
[0033]步驟1，根據(jù)原始葉型數(shù)據(jù)、葉柵的幾何參數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)給出原始?jí)簹鈾C(jī)葉片形狀，如圖1所示；
[0034]步驟2，在步驟I基礎(chǔ)上，對(duì)原始葉片端壁前緣I選定實(shí)施向前探伸區(qū)域。本實(shí)施例采用數(shù)值模擬方法確定來(lái)流端壁附面層厚度S=12mm，邊條緣線2落于圖2(b)所示橢圓陰影區(qū)內(nèi)，其中橢圓長(zhǎng)短軸分別為L(zhǎng)、h，h=0.5?4 δ，0.2h〈L〈10h，在實(shí)施向前探伸區(qū)域范圍內(nèi)，沿展向各截面葉型的中弧線前端點(diǎn)處方向或者中弧線前端點(diǎn)處方向±5°范圍內(nèi)向前探伸，向前探伸后得到的前緣為邊條緣線。
[0035]步驟3，在步驟2基礎(chǔ)上，針對(duì)對(duì)前伸區(qū)域進(jìn)行修型處理，獲得結(jié)果如圖3(a)所示，圖3(b)是圖3(a)前緣邊條延伸區(qū)放大圖，圖3(c)是圖3(b)的A向投影視圖。具體實(shí)施過(guò)程:在步驟2的區(qū)域內(nèi)，從端壁至高度h處確定10個(gè)徑(展)向位置，對(duì)端壁、前緣高度h處以及中間8個(gè)徑(展)向位置進(jìn)行前伸處理，在每個(gè)截面的前伸過(guò)程中，以端壁截面為例，由該截面原始葉片橢圓前緣中心線3在該截面交點(diǎn)4出發(fā)，沿該點(diǎn)處中弧線5方向β=48.185° (可偏折±5°以內(nèi))延伸至邊條緣線2位置，獲得交點(diǎn)6，由此點(diǎn)6向前緣附近吸力面7和壓力面8分別做切線或直接連接原始葉型前緣處切點(diǎn)，獲得吸力面延伸線和壓力面延伸線9，吸力面延伸線和原始吸力面型線構(gòu)成該截面處的新的吸力面型線，壓力面延伸線和原始?jí)毫γ嫘途€構(gòu)成該截面處的新的壓力面型線。對(duì)新型面線在原始前緣位置附近進(jìn)行處理以避免不光滑。
[0036]步驟4，完成步驟3所述的10個(gè)徑(展)向位置的前伸處理后，對(duì)這10個(gè)徑(展)向位置處的葉型進(jìn)行曲線或曲面的光滑連接，其構(gòu)成的外包絡(luò)面就形成了葉片前緣改型后的新葉片，如圖4所示。
[0037]步驟5，對(duì)步驟4得到的新葉片進(jìn)行CFD數(shù)值優(yōu)化，確定最終邊條緣線如圖2 (b)所示,其中L=2.33* δ =28mm ；h=l.23* δ =14.8mm ;優(yōu)化后的葉片可明顯改進(jìn)端區(qū)流動(dòng)。
[0038]根據(jù)本實(shí)施例設(shè)計(jì)的葉片形狀制作該經(jīng)前緣修型葉片過(guò)程中，需考慮實(shí)際葉片幾何尺寸、加工工藝、強(qiáng)度等因素，尤其出于工藝考慮，邊條緣線并非理性零厚度的，此時(shí)可按工藝允許最小厚度加工，如0.2毫米。
[0039]對(duì)本實(shí)施例中制作的前緣修型后的葉片與原始葉片分別進(jìn)行三維CFD數(shù)值模擬，圖5是出口截面總壓系數(shù)等值云圖對(duì)比，圖6是流向各位置處橫向截面內(nèi)流線圖，可以看出，經(jīng)前緣修型后，角區(qū)分離得到較好控制，總壓損失大幅降低。
[0040]本發(fā)明的葉片前緣邊條修型方法，也可以將邊條修型的向前探伸前緣部分與主葉片分開(kāi)，如圖7，形成前葉片和后葉片。
[0041]最后所應(yīng)說(shuō)明的是，以上實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案而非限制。盡管參照實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)說(shuō)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行修改或者等同替換，都不脫離本發(fā)明技術(shù)方案的精神和范圍，其均應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的權(quán)利要求范圍當(dāng)中。
【權(quán)利要求】
1.一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法，其特征在于:包括如下步驟: 步驟1，根據(jù)實(shí)際設(shè)計(jì)要求，采用常規(guī)方法進(jìn)行葉輪機(jī)葉片設(shè)計(jì)； 步驟2，根據(jù)步驟I設(shè)計(jì)的葉片，選定實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣的區(qū)域；具體方法為: 步驟2.1，根據(jù)附面層理論估算或數(shù)值模擬方法，確定來(lái)流端壁附面層全工況最大厚度δ ;實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣的區(qū)域范圍為:向前探伸的前緣高度h滿足h=0.5 δ?4 δ ;沿葉型中弧線方向度量，葉型前緣在端壁前伸長(zhǎng)度L滿足0.2h〈L〈10h ； 步驟2.2，葉片在滿足步驟2.1確定的實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣的區(qū)域范圍內(nèi)，沿展向各截面葉型的中弧線前端點(diǎn)處方向或者中弧線前端點(diǎn)處方向±5°范圍內(nèi)向前探伸，向前探伸后得到的前緣為空間曲線，定義為“邊條緣線”； 所述邊條緣線在端壁中弧線前端點(diǎn)方向所在平面內(nèi)的投影為一條光滑曲線，曲線形狀不超過(guò)長(zhǎng)軸、短軸分別為h和L的1/4橢圓范圍；步驟3，在步驟2確定邊條緣線基礎(chǔ)上，對(duì)端區(qū)葉片進(jìn)行邊條修型處理；具體方法為:步驟3.1，在步驟2選定的實(shí)施近端壁區(qū)向前探伸前緣區(qū)域內(nèi)，從端壁至高度h之內(nèi)選取多個(gè)展向位置，對(duì)包括端壁、高度h處及中間選取的每個(gè)展向位置進(jìn)行葉片向前探伸處理，每個(gè)位置的前伸量按對(duì)應(yīng)的步驟2.2所確定邊條緣線變化，其中端壁處前伸量為長(zhǎng)度L，高度h處前伸量為O，中間展向位置依次減??； 步驟3.2，找到步驟3.1選取的包括端壁和高度h處在內(nèi)的每個(gè)展向位置截面與邊條緣線的交點(diǎn)，并找到各個(gè)展向位置葉型吸力面和壓力面與原始葉型前緣橢圓的切點(diǎn)，將所得各個(gè)交點(diǎn)與對(duì)應(yīng)切點(diǎn)連接，獲得吸力面延伸線和壓力面延伸線；吸力面延伸線和原始吸力面型線構(gòu)成向前探伸后的吸力面型線，壓力面延伸線和原始?jí)毫γ嫘途€構(gòu)成向前探伸后的壓力面型線； 對(duì)所得到的吸力面型線和壓力面型線在原始前緣位置進(jìn)行光滑處理后，構(gòu)成的外包絡(luò)面就形成了葉片前緣邊條修型后的新葉片； 步驟4，采用計(jì)算流體力學(xué)工具的參數(shù)化研究方法，優(yōu)化步驟3得到的新葉片，并確定實(shí)際加工的邊條緣線最終形狀。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法，其特征在于:所述步驟I的葉片設(shè)計(jì)方法為:葉型由中弧線疊加厚度形成，展向不同位置處的葉型沿設(shè)計(jì)者所確定的積疊線積疊成葉片，其中葉型前緣是與葉表相切的橢圓形，橢圓形中心在葉型中弧線前端點(diǎn)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法，其特征在于:所述步驟3中，從端壁至高度h之內(nèi)選取展向位置數(shù)量越多，形成的葉表形狀越光滑。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法，其特征在于:步驟1-步驟4所述方法適用于軸流、斜流或離心葉輪機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)葉片或者靜止葉片。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種葉輪機(jī)端區(qū)葉片前緣邊條修型方法，其特征在于:將邊條修型的向前探伸前緣部分與主葉片分開(kāi)，形成前葉片和后葉片。
【文檔編號(hào)】F01D5/14GK103790639SQ201310739898
【公開(kāi)日】2014年5月14日 申請(qǐng)日期:2013年12月26日 優(yōu)先權(quán)日:2013年12月26日
【發(fā)明者】季路成, 伊衛(wèi)林, 唐方明, 馬偉濤 申請(qǐng)人:北京理工大學(xué)