1第一章 叶片设计基础优质PPT.pptx
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通常也用相对值表示。
前缘角与尾缘角:
中弧线在前缘点与尾缘点处的切线与弦线的夹角叶型弯角:
表示了叶型的弯曲程度,是前缘角与尾缘角之和。
叶型型面坐标:
严格描述叶型的型面。
叶型通常放置在直角坐标系下,型面上每一离散点的坐标即为叶型的型面坐标。
亚音基元级的叶型坐标通常是由选定的原始叶型覆盖在确定的中线上获得。
叶型的凸面称为叶背或吸力面,叶型的凹面成为叶盆或压力面。
(2)叶距(栅距)t,和几何出口,
(1)叶型安装角叶栅稠度几何进口角角,
(二)叶栅中决定叶型位置的几何参数,额线:
连接所有叶栅中叶型的前缘点A的连线叶型的安装角:
叶型的弦线与额线的夹角,表示叶型在叶栅中的安装位置。
栅距:
相邻两叶型对应点之间沿额线方向的距离。
栅距表示了叶型安装的疏密度。
有了上述两个参数就可以确定叶型在叶栅中的位置。
但在分析叶栅的气动性能时,下面两个角度更为方便和直接。
稠度:
弦长与栅距的比值。
对同一组叶型组成的叶栅用稠度表示没错,但对叶型不同的叶栅来讲,栅距表示疏密度不够科学。
而稠度补充了不足。
同一叶型,栅距大,则排列稀疏;
反之亦然;
但对于不同的叶型构成的叶栅,栅距相同,弦长大,则密。
几何进气角:
中线在前缘点A处的切线与额线的夹角。
这两个角度是确定气流在叶栅进口与出口处方向的参考基准,可以用来描述气流相对叶栅的方向。
可以有叶型的前缘角及安装角计算。
叶片造型,第三节轴流压气机常用叶型及叶栅,6.定制叶型(如仿生叶型),5.超音速叶型,平板叶型;
顿头叶型;
低速及亚音速叶型英国C系列叶型;
大弯度叶型跨音速叶型:
双圆弧叶型超临界叶型,4.可控扩散叶型,多圆弧叶型尖劈叶型钝尾缘叶型,一、低速及亚音速叶型,平板叶型:
最早的叶型叶栅,是将平板加以适当的弯曲,从而得相邻两叶型所形成的扩张式叶栅槽道,由简单的平板叶型所构成。
这种叶型的主要缺点:
叶型前缘不适应来流改变方向时的需要,以及对沿叶型表面上的压力梯度无法控制。
钝头叶型:
根据飞机机翼剖面和螺旋桨叶剖面,将平板叶型修改成为流线形状,作为压气机叶型的“原始叶型”,即现在常见的低速和亚音速叶型。
这类叶型一般都作成圆头尖尾。
圆头可以适应不同的栅前来流方向;
尖尾则可以使叶型后部压力梯度dp/dx不致太大,以免引起附面层分离,从而达到减小压差阻力的目的。
在本世纪40年代,各国航空动力装置部门及有关叶轮机械厂所,对于由钝头叶型所组成的亚音速叶型叶栅,进行了广泛的理论和实验研究,亚音速钝头叶型叶栅的一些参数范围如下:
叶型最大厚度位置,一般在(3040)%弦长处;
并具有10%弦长的最大厚度;
气流转折角=2040o范围,叶栅稠度为0.52.0。
在设计压气机叶型叶栅时,可以根据设计要求,选定合理的“原始叶型”,加以适当的弯曲和加厚来得到。
这些原始叶型,常见的有英国的65系列叶型,以及苏联的A-40系列和BC-6系列等原始叶型。
钝头叶型的特点和应用,关于英国C系列叶型简述于下:
在英国早期,通常使用于轴流压气机的两种基本叶型为C1及C2。
为了减小气体压缩性影响,或提高机械强度,后来又提出了C3、C4、C5叶型。
C3叶型最大厚度位置移到50%弦长处,以便减小压缩性影响,而C4和C5叶型有些类似于C1及C2,但为了提高强度,后缘半径有适当的加大。
基本叶型最大厚度(d/b)前缘半径(r1)后缘半径(r2)最大厚度位置,英国C系列叶型,在60年代,随着轴流压气机的工作马赫数,叶片负荷以及工作范围不断加大,要求在发展跨音速叶型叶栅的同时,积极研究和发展大弯度扩压式叶型叶栅,使气流在叶栅槽道中,承受较大的扭转,以提高压气机的增压比。
现在扩张式大弯度叶型叶栅的叶型弯度,已经提高到5070度,同时效率也牺牲不多。
取得满意的结果。
大弯度叶型,压气机叶栅叶型提高弯度的不同叶型型式:
简单式大弯度叶型;
开缝叶型;
串列叶型,变几何叶型。
这些不同型式的叶型和叶栅,目的都是为了提高或者改变叶型的弯度,以及在设计工作情况和非设计工作情况下,避免气流在叶型表面的离体,而减小损失。
简单大弯度叶型简单地将叶型弯角加大的一般亚音速叶栅叶型。
它可以增大压气机各级的输入功,提高增压比,减小压气机的尺寸和重量。
开缝叶型随着马赫数的加大,激波,或者由于过大的亚音速扩散会导致叶栅损失增大,这与附面层的分离相关,减小或防止气体分离比较简单的办法,就是采用开缝叶型。
如图1,在叶型吸力边和压力边之间,开一个短的通路,位置最好位于气流分离点或其前面。
由于叶型压力边喷射气流到吸力边中的附面层,应该在收敛通路中进行加速。
设计时,应避免流过通路中的气流出现超音速。
高能量流体的喷射,能够阻止气体的分离。
这种开缝叶型虽然可以加大气流扭转和减小损失,但会稍稍降低叶栅中的气流增压。
图1.1开缝叶片叶栅简图,串列叶型这也是一种解决增大叶片弯度,即加大气流扭转的办法。
它常常应用于跨音速或高负荷的亚音速压气机。
串列转子叶型,如图4.2所示。
它是利用前排叶片的后缘和后排叶片前缘之间所形成的缝隙,吹除叶背上愈来愈厚的附面层,延迟气体分离,改善气动性能,以适应增大了的气流扭转和高速的需要。
图1.2串列叶片转子,图1.3,串列叶型相对位置,串列叶型构造特点和实验性能,关于串列叶型的宽度和重叠,跨音速串列叶型的前面部分是超音速的,后面部分是亚音速的,激波冲击于前面叶片上,通过高能量气流,从亚音速叶背部分将附面层隔离开来。
根据VKI系列的试验:
在进口马赫数由0.6到0.8的情况下,当气流在串列叶型叶栅中的扭转为56o的数量级时,其总压损失系数,大致为0.13的数量级。
当进口马赫数高于0.8时,可能出现堵塞和加大损失的现象;
当M1=0.9时,总压损失系数,达到0.20的数量级。
为了使飞机在不同的高度和速度下都能可靠工作,压气机的稳定工作范围一定要宽,进口产生进气畸变时不致太敏感。
扩大压气机稳定工作范围的措施之一,是采用变几何叶型,即在不同的工作条件下,适当地减小或加大叶型的弯度,以适当来流的进气角。
变弯度可调进导流叶片,已经在美国F100加力式涡扇发动机的高压压气机上采用。
这种进气导向叶片,从叶弦2/3处分开,叶片前缘固定,后缘是全程调节的。
图1.7变几何静子概念,变几何叶型,图1.4可调单叶片型式图1.5固定前缘的两片式可调图1.6可动两片式变弯度静子叶片,图6表示一种可动两片式的变弯度静子叶片。
叶片前缘构造角和叶片后缘构造角都能改变。
在压气机非设计状态下,两片可动叶片还可以形成一个开缝,以保证可靠地扭转较大的角度。
二、跨音速叶型,过去为了避免在亚音速钝头叶型叶栅中出现较大的损失和可能的流量堵塞,其进口马赫数一般限制在0.700.75范围。
限制叶片叶尖速度和进口气流速度。
要满足现代压气机高负荷、大流量、高效率的需求,就必须在跨音叶型上取得突破。
最初的跨音速叶型理论的基本概念:
叶片要簿,以减小阻力。
这样,不仅要减小叶型的最大厚度,并且叶型最大厚度点要向尾缘方向后移,才能得到尖直的前缘截面。
在1950年,制造出一个进口级为跨音速的转子,叶尖设计马赫数为1.1,叶尖叶型最大厚度为0.06的弦长,结果得到的效率为0.90。
任意平直前缘叶型或特殊设计的叶型,用这种方法设计出来的跨音速叶型,其吸力面或压力面通常都由规则曲线所组成,例如在叶型进口部分的吸力面或压力面,可以都是直线,叶型的后半部分,可以都是二次曲线或直线。
双圆弧叶型(DCA),所谓双圆弧叶型,就是叶型的上下表面和中线,都是由不同半径的圆弧段所构成,其最大厚度和最大弯度位置,一般都在距叶型前缘的50%弦长处,其前后缘半径可以相等,也可以不相等。
“双圆弧叶型”(DCA),在跨音速工作范围内,却具有良好的工作性能,最适合于进口气流M1数在0.71.20的工作范围。
第一,双圆弧叶型在低速工作条件下,比较常用的一般亚音速钝头叶型的工作范围要窄狭;
第二,限制了叶型表面上的最大气流速度Ms不要太大;
第三,双圆弧叶型在这一进口M数工作范围内,叶型表面上具有较好的速度分布。
图1.9双圆弧叶型叶栅的几何参数,图1.8双圆弧叶型的几何参数,跨音速双圆弧叶型叶栅的一些实践数据,1设计冲角(平均半径)静子:
m=-5.5+7.5o转子:
s=0+8.5o2落后角:
静子:
=017o转子:
=017o3扩散因子:
D=0.300.58转子:
D=0.350.604叶栅总压损失系数(在最小损失冲角下):
静子及转子:
M1=0.401.20=0.020.15,5叶栅稠度:
=11.112.156设计弯角:
=2556o,转子:
=1.002.50转子:
=1o61o,7最大厚度:
Cmax/b=0.040.1转子:
Cmax/b=0.030.18叶型弦长:
b=2085mm转子:
b=2290mm9叶型小圆半径:
r1=r2,或r1r2,静子及转子:
r1=0.003b,或r1=0.250.51mmr2=0.009b,或r2=0.250.51mm,又称为超临界无激波叶型,由飞机翼形理论中的超临界机翼移植而来。
“超临界”的意思,是考虑了流场中存在着大于“临界”或音速的气流速度。
1965年起,发展和改进超临界叶型设计方法,再次为人们所重视。
美国人惠特科姆在发展这种叶型时,在NASA兰利研究中心,跨音速叶栅风洞中证实了无激波超临界流场的存在。
1974年由科恩设计出的超临界叶型叶栅,在跨音速叶栅设备中进行了试验。
试验结果表明:
这种叶型在设计和非设计两种状态下,均具有良好的性能;
不足之处,是根据现用的速度图设计方法,在结构方面得到的叶型形状,还不十分符合要求,因此在当时未应用。
三、超临界叶型(SupercriticalProfile),1.11超临界叶型气动设计要求,图1.12超临界叶型叶栅性能,可控扩散叶型是超临界叶型的发展和应用,注重于控制扩散,而不局限于无激波,“可控扩散”是美国Pratt和Whitney公司对于高性能规定的几何简化方法所给出的商业名词,所获得的美国专利号为4,431,376。
起源于80年代初期,国外广泛对于新叶型评价很高,认为这种新设计概念和新叶型的采用,可以提高轴流压气机的级压比和级效率,用于多级压气机上面,可以大大减少叶片数目和级数;
可以扩大喘振裕度和易匹配,总的来说,可以改善整个飞机推进系统。
四、可
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- 1第一章 叶片设计基础 第一章 叶片 设计 基础