阅读说明：本技术 一种压气机叶型非对称前缘设计方法 (Design method for asymmetric leading edge of compressor blade profile ) 是由 高丽敏 杨冠华 王浩浩 张栋 于 2020-06-24 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种压气机叶型的非对称前缘设计方法,对叶型前缘进行参数化,并减小压力面侧前缘设计空间,扩展吸力面侧前缘设计空间,基于三次NURBS曲线生分别生成吸力面和压力面侧前缘型线并判断是否满足曲率连续。本方法所设计前缘在满足曲率连续的前提下,实现了吸、压力面两侧非对称的前缘型线构造,使吸力面侧前缘型线曲率进一步缩小,吸力峰强度明显削弱,叶型整体损失降低。(The invention relates to a method for designing an asymmetric leading edge of a compressor blade profile, which is characterized by carrying out parameterization on a leading edge of the compressor blade profile, reducing a design space of the leading edge on a pressure surface side, expanding the design space of the leading edge on a suction surface side, respectively generating molded lines of the leading edge on the suction surface side and the leading edge on the pressure surface side based on a cubic NURBS curve and judging whether the continuous curvature is met. The designed front edge realizes the asymmetrical front edge molded line structure on the two sides of the suction surface and the pressure surface on the premise of meeting the requirement of continuous curvature, so that the front edge molded line curvature on the suction surface side is further reduced, the strength of a suction peak is obviously weakened, and the overall loss of the blade profile is reduced.)

一种压气机叶型非对称前缘设计方法

技术领域

本发明涉及一种压气机叶型的非对称前缘设计方法。具体为航空发动机或燃气轮机轴流压气机叶型的前缘型线造型设计方法。

背景技术

压气机是航空发动机与燃气轮机的关键部件之一，叶片是压气机的基本组成单元，为提高压气机效率，需不断提高叶型气动性能。前缘是叶型表面流动的起始位置，与其他部位相比，叶型前缘形状直接影响附面层沿叶片表面的发展和下游的流场结构，对叶型整体性能起到重要作用。

前缘曲率大且不连续，导致气流过度膨胀产生前缘压力分布吸力峰，是造成叶型损失的主要根源之一。通过对前缘型线进行合理设计，可改善前缘曲率分布，实现曲率连续，削弱吸力峰，控制分离泡，提高叶型的气动性能。

目前已有的前缘造型方法得到的均为吸力面侧和压力面侧对称的前缘。对于压气机叶型，吸力面侧的流动更为重要且不稳定，在叶型气动损失来源占较大部分，且对前缘形状的敏感性更高，而压力面侧流动较为稳定，损失较低，受前缘影响较小。因此可以对两侧的前缘进行非对称的设计，通过牺牲部分压力面侧前缘型线设计空间，扩展吸力面侧前缘型线设计空间，进一步降低吸力面侧前缘曲率大小，削弱吸力峰强度，进而提升叶型的整体气动性能。

发明内容

传统前缘设计方法如圆弧形前缘和椭圆形前缘型线曲率大且与叶身连接处不连续，会造成较大的吸力峰强度和前缘分离泡；而目前已有的曲率连续前缘设计对吸力面和压力面两侧型线同等处理，在进行设计时，两侧前缘型线可变化的设计空间一致，故而限制了对吸力面侧前缘型线曲率大小的进一步控制，未能对前缘吸力峰强度的进一步削弱，在大进口气流角下气动损失较大。

为了解决上述问题，本发明提供一种有效的压气机叶型非对称前缘设计方法，通过三次NURBS曲线对叶型前缘进行参数化，减小压力面侧前缘设计空间来扩展吸力面侧前缘设计空间，生成非对称前缘型线。该方法既实现了前缘曲率连续的要求，同时实现了吸、压力面两侧非对称的前缘型线构造，吸力面侧前缘型线曲率进一步缩小，吸力峰强度以及叶型损失降低。

所述的一种压气机叶型非对称前缘设计方法，包含以下步骤：

步骤1，根据待设计叶型的几何型线构造前缘参数化控制线。其中包括原始前缘点D、线段SS_C、线段SP、线段PP_C。

步骤2，调整前缘型线设计空间。将原始前缘点D沿线段SP向P点移动，获得新前缘点D₁，吸力面侧前缘型线设计空间调整为D₁S+SS_C，压力面侧前缘型线设计空间调整为D₁P+PP_C。

步骤3，修改控制点。移动吸力面侧前缘控制点中的S₁点和S₂点，以及压力面侧前缘控制点中的P₁点和P₂点，获得一组吸力面前缘新控制点及压力面侧前缘新控制点组合。

步骤4，生成前缘型线。以新获得的吸力面前缘控制点组合D₁、S₁、S₂、S_C为控制点，生成一条开式三次NURBS曲线；同时以新获得的压力面前缘控制点组合D₁、P₁、P₂、P_C为控制点，生成一条开始三次NURBS曲线。

步骤5，判断是否曲率连续。计算新前缘点D₁两侧曲率、吸力面前缘与叶身连接点S_C两侧曲率、压力面前缘与叶身连接点P_C两侧曲率并判断曲率大小是否连续，如果同时满足曲率连续则获得一组前缘设计结果，如果不连续则重复步骤3。

本发明的有益效果是，可以快速对压气机叶型进行非对称前缘设计，所得到前缘型线既能保证曲率连续，同时具有非对称的特点，使得吸力面侧前缘曲率进一步减小，从而明显削弱前缘吸力峰强度，叶型整体气动损失明显降低，低损失工作范围扩大。

附图说明

图1为非对称前缘设计流程；

图2为非对称前缘型线构造方法示意图；

图3为非对称前缘型线设计结果；

图4为非对称前缘叶型气动性能对比。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体步骤进一步说明。

步骤1，根据待设计叶型的几何型线构造前缘参数化控制线。点S_C和P_C是叶型前缘分别与叶身吸力面和压力面的连接点，线SS_C与PP_C是叶身处的延伸线，分别与吸力面型线和压力面型线相切，线SP经过前缘点D，其方向设置为与叶型的几何进气角的方向垂直，并与SS_C和PP_C分别相交于S点和P点，点S₁、S₂、P₁、P₂分别为相应切线段上的可移动点。参数化控制线包括由线段SS_C、线段SP、线段PP_C组成。

步骤2，调整前缘型线设计空间。将原始前缘点D沿线段SP向P点移动，获得新前缘点D₁，吸力面侧前缘型线设计空间调整为D₁S+SS_C，压力面侧前缘型线设计空间调整为D₁P+PP_C。由点D₁、S₁、S₂、S_C四个点作为非对称前缘吸力面侧型线的控制点，点D₁、P₁、P₂、P_C四个点作为非对称前缘压力面侧型线的控制点。

步骤3，修改控制点。移动吸力面侧前缘控制点中的S₁点和S₂点，以及压力面侧前缘控制点中的P₁点和P₂点，移动范围均限制在各自所在的控制线段上。定义：

以四个变量作为设计变量，变化区间为(0,1]。通过改变设计变量的数值可以得到相应的一组前缘控制点组合。

步骤4，生成前缘型线。以新获得的吸力面前缘控制点组合D₁、S₁、S₂、S_C为控制点，生成一条开式三次NURBS曲线；同时以新获得的压力面前缘控制点组合D₁、P₁、P₂、P_C为控制点，生成一条开始三次NURBS曲线。曲线定义如下：

由德布尔-考克斯递推公式计算N_i,3(u)：

步骤5，判断是否曲率连续。计算新前缘点D₁两侧曲率、吸力面前缘与叶身连接点S_C两侧曲率、压力面前缘与叶身连接点P_C两侧曲率，曲率计算公式如下：

计算两侧曲率误差在Δκ/κ≤0.5％的范围内即认为曲线在端点位置曲率连续，得到一组非对称前缘型线设计结果，如果不连续则重复步骤3。