[发明专利]鼓包前缘进口导向器叶片

说明书

技术领域

本发明公开了鼓包前缘进口导向器叶片，属于叶轮机械的技术领域。

背景技术

进口导向器是航空发动机轴流压气机中的重要部件，其工作性能对整个压气机的性能影响非常大。进口导向器的总压损失随着气流攻角的增大而增大，当攻角达到某个值时，总压损失增大趋势显著加剧。把这个攻角定义为临界攻角。然而，进口导向器的攻角不可能总是处在临界攻角以下，当气流攻角大于临界攻角，并且继续增加时，进口导向器的吸力面附面层分离区范围逐渐增加，甚至覆盖整个吸力面，这时通过导向器的气流进入压气机，会严重影响后面压气机的性能。

目前，为了解决进口导向器在进口气流攻角较大的情况下出现吸力面附面层大分离的问题，进口导向器采用安装角可调叶片。安装角可调叶片又分为叶片整体可调与分段调节。这些设计是为了适应进口气流角发生大的改变而做出的。然而，可调叶片虽然能够部分解决上述问题，但是这种设计增加了进口导向器结构的复杂性，引入附加机构，增加了压气机的重量。

鼓包前缘进口导向器叶片的设计灵感，来源于座头鲸的节瘤状前缘肢状鳍。1993年生物学家Fish在AustralianJournalofZoology上发表名为InfluenceofHydrodynamicDesignandPropulsiveModeonMammalianSwimmingEnergetics的论文，指出座头鲸的节瘤状前缘肢状鳍使得这种生物具有更加优越的机动性与灵活性。2001年，Watts和Fish在AutonomousUnderseaSystemsInstitute上发表名为TheInfluenceofPassive,LeadingedgetuberclesonWingPerformance的论文，认为节瘤状前缘翼型可以明显提升翼型升力。随后，众多研究人员开始了关于节瘤状前缘翼型在外流中的应用研究，不同的研究者得出的结论大体上具有一致性，即认为节瘤状前缘翼型在大攻角情况下具有明显降低翼型阻力系数的作用，延缓翼型失速。

现有技术利用仿生学原理将类似节瘤状应用到通风机和风力机中，将通风机和风力机转动叶片设计成鼓包前缘结构，主要的优点是能够降低阻力，提高升力，同时还能扩大失速攻角，减缓叶片失速；转动叶片上的鼓包分布区域都是从叶尖开始的部分叶高范围，叶片前缘鼓包区域不同位置的型线随着鼓包前缘截面位置的变化而呈现出厚度、幅值连续光滑过渡，多采用相对离散地给出类似鼓包峰、谷处截面位置的型线，由此通过造型、数值模拟软件进行型面光顺。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对上述背景技术的不足，提供了鼓包前缘进口导向器叶片，将类似于节瘤状的前缘引用到航空发动机的轴流压气机的导向器叶片中，以提高压气机性能特别是能够降低失速临界攻角，改善失速性能，以简单的进口导向器叶片结构解决了进口导向器在进口气流攻角较大的情况下出现吸力面附面层大分离的技术问题。

本发明为实现上述发明目的采用如下技术方案：

鼓包前缘进口导向器叶片，在基础叶片的前缘形成有由不同叶高截面处的鼓包结构成的鼓包，鼓包根部起始位置为形成鼓包结构处的各型线与基础叶片型线汇合的位置，鼓包结构的前缘型线呈现周期性变化，鼓包结构的厚度沿前缘连续光滑过渡。

进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片，形成鼓包结构处的各型线由表达式：确定，其中，

X_O为基础叶片型线上参考点O至鼓包根部起始位置沿弦长方向的距离，X_T为参考点O对应叶高处截面上的点T至鼓包根部起始位置沿弦长方向的距离，deltf为点T所在型线的叶型调整因数，Δt不同叶高截面处型线与基础叶片型线的距离，L为基础叶片型线至鼓包根部起始位置沿弦长方向的长度。

进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片，

鼓包幅值A_m由表达式：A_m＝0.02C确定，

鼓包宽度W由表达式：W＝0.2C确定，

鼓包根部起始位置S_f由表达式：S_f＝0.1C确定，

其中，C为基础叶片的叶型弦长。

再进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片中，鼓包结构的前缘型线为正弦型曲线或余弦型曲线。

再进一步的，所述鼓包前缘进口导向器叶片中，鼓包结构的前缘型线为锯齿折线。