[发明专利]悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法

说明书

一种悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法，通过建立由嵌入级第三级转子叶片和悬臂静子叶片组成的一级压气机模型并进行网格划分，采用数值模拟方法，在实验工况下求解设计点和近喘点工况的雷诺平均NS方程，经对比分析结果得到优化静子叶片载荷沿弦长不均匀分布的前加载设计结构。本发明通过确定最大压力系数差的轴向位置范围为8％～12％，有效控制叶片载荷从前缘到尾缘的变化，进而控制泄漏流的强度和流动损失，将近喘点悬臂静子叶片根部损失维持在设计点水平。

技术领域

本发明涉及的是一种叶轮机械领域的技术，具体是一种悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法。

背景技术

轴流压气机的气动研制是航空发动机研发的关键技术。轴流压气机的静子叶片主要有带冠静子叶片和悬臂静子叶片两种。与带冠静子叶片相比，悬臂静子叶片具有结构简单，重量低，轴向间隙短的优势。悬臂静子叶片的间隙泄漏流可以吹除根部角区的部分低能流体团，进而提高压气机的气动性能。然而叶根间隙内存在的泄漏流与叶片表面附面层及轮毂附面层相互作用，造成叶片根部流场结构非常复杂，根部角区内的流动具有较强的三维性和非线性。悬臂静子叶片的损失主要来源于间隙内的泄漏流，有效地控制泄漏流的强度与范围可以减小悬臂静子叶片的损失。

目前，航空发动机已经发展到了新的水平，轴流压气机更加注重高效高负荷设计，悬臂静子叶片的泄漏流损失已经成为制约航空发动机性能的主要影响因素之一。进一步研究发现，现阶段的悬臂静叶的设计，设计点能维持较低的气动损失水平，而在近喘点悬臂静叶根部的总压损失直线上升。对悬臂静子叶片采用合理的载荷控制方法以减小悬臂静子叶片根部在设计点和近喘点的气动损失，对提高航空发动机的性能具有重要的意义。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种悬臂静子叶片前加载设计减小损失的流动控制方法，通过确定最大压力系数差的轴向位置范围为8％～12％，有效控制叶片载荷从前缘到尾缘的变化，进而控制泄漏流的强度和流动损失，将近喘点悬臂静子叶片根部损失维持在设计点水平。采用几何建模与数值模拟方法，给出设计点和近喘点工况下悬臂静子叶片根部间隙内气动参数沿弦向的分布，确定根部损失系数，最终给出合适的前加载设计方案，实现轴流压气机内的损失降低。

本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明通过建立由嵌入级第三级转子叶片和悬臂静子叶片组成的一级压气机模型并进行网格划分，采用数值模拟方法，在实验工况下求解设计点和近喘点工况的雷诺平均NS方程，经对比分析结果得到静子叶片载荷沿弦长不均匀分布的前加载设计结构。

所述的悬臂静子叶片，根部采用前加载设计。

所述的一级压气机模型，包括装配于轴流压气机模型中的前加载设计的悬臂静子叶片模型和置于轴流压气机模型前的转子叶片模型。

所述的网格划分是指：叶片通道主流区采用O4H网格分区，与轮盘径向间隙内采用H型网格，第一层网格高度设置为3*10^-6m。

所述的实验工况下求解是指：采用数值模拟方法求解雷诺平均Navier-Stokes方程：

其中：/为守恒型参数向量，/和/分别是无粘矢通量和粘性矢通量，/q_i为热源项，/τ_ij为应力，/δ_ij为克罗内克符号，/Q为源项，/代表外作用力，W_f代表这些外作用力所做的功，/

所述的对比分析结果是指：对叶片根部流场进行不同方面的对比分析，包括：对比静子叶片叶根型面表面压力系数差、总压损失系数以及周向泄漏动量沿着弦向的分布，得出决定悬臂静子叶片根部泄漏损失的关键气动参数为单位轴向弦长的周向泄漏动量，并且采用前加载设计可以有效控制近喘点2％叶高以内的泄漏损失的结果。

所述的优化静子叶片弦长设计结构是指：8％～12％弦长采用前加载设计。

技术效果