《一种抑制分离的叶片前缘改型方法.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《一种抑制分离的叶片前缘改型方法.pdf（7页完整版）》请在专利查询网上搜索。
1、10申请公布号CN102032214A43申请公布日20110427CN102032214ACN102032214A21申请号201010623578422申请日20101230F04D29/3820060171申请人北京理工大学地址100081北京市海淀区中关村南大街5号72发明人刘艳明季路成孙拓54发明名称一种抑制分离的叶片前缘改型方法57摘要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。
2、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。51INTCL19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书3页附图2页CN102032217A1/1页21一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。
3、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，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HB且H05；前缘在根部前伸长度L满足L01B且L01；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。
4、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。权利要求书CN102032214ACN102032217A1/3页3一种抑制分离的叶片前缘改。
5、型方法技术领域0001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0002二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。
6、物理学报，VOL28，NO02，2007，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。0003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0004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。
7、结构的前缘改型方法。0005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0006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；0007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。0008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，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HB且H05；前缘在根部前伸长度L满足L01B且L01；0009步骤3，在步骤2。
8、基础上，对前伸形状进行改型处理。0010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；0011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；说明书CN102032214ACN102032217A2/3页40012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。
9、前缘改型后的新叶片，该叶片可抑制分离。0013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。0014有益效果0015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0016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；0017图2为本发明叶片前缘的外缘结构俯视投影图；0018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；0019图4为具体实施方。
10、式中经过前缘改型的叶片结构图；0020图5为实施例的数值仿真结果。0021标号说明00221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0023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。0024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02，出口静压101325PA。0025步骤1，根据原始叶型数据、叶栅的几何参数和气。
11、动参数给出原始压气机叶片形状，如图3所示；0026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20MM，确定向前探伸前缘的区域为L20MM；H20MM；如图1B所示；0027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。0028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L20MM，前缘前伸结构的第一近端壁截面型线3的前伸量为178MM，前缘前伸结构的第二近端壁截面型线4的前伸量为156MM，逐步减小为前缘高度H。
12、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；说明书CN102032214ACN102032217A3/3页50029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；0030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。0031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。003。
13、2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。0033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。说明书CN102032214ACN102032217A1/2页6图1图2图3图4说明书附图CN102032214ACN102032217A2/2页7图5说明书附图CN102032214A。