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CN112685855A - 一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法 - Google Patents

一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法 Download PDF

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CN112685855A
CN112685855A CN202011542895.3A CN202011542895A CN112685855A CN 112685855 A CN112685855 A CN 112685855A CN 202011542895 A CN202011542895 A CN 202011542895A CN 112685855 A CN112685855 A CN 112685855A
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CN
China
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blade
bend
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CN202011542895.3A
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Inventor
王�琦
张舟
徐宁
李冬
王旭
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703th Research Institute of CSIC
Original Assignee
703th Research Institute of CSIC
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Abstract

本发明的目的在于提供一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法，通过计算设计攻角参数、落后角参数与叶型弯角，最终计算得到叶型的设计攻角与设计落后角数值。本发明能够快速、准确地计算出轴流压气机大部分常用叶型在设计状态下的攻角与落后角，有效提高了设计精度，并且有效减少了通过三维计算来逐级修正多级轴流压气机各级叶片攻角与落后角的次数，实现了压气机叶片造型参数的流程化计算，可节省大量的设计迭代时间，缩短设计周期。同时，该方法不仅局限于燃气轮机轴流压气机，同样适用于各种工业用轴流压缩机、航空发动机轴流压气机/风扇的气动设计过程。

Description

一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法
技术领域
本发明涉及的是一种燃气轮机计算方法，具体地说是压气机计算方法。
背景技术
压气机作为燃气轮机的关键核心部件之一，其性能优劣对燃气轮机的技术指标实现起着决定性作用。纵观整个压气机的发展历史，所有的压气机设计都是建立在对通流能力、压比、效率以及喘振裕度的追求之上的。时至今日，随着燃气轮机性能的不断提升，对压气机的气动性能需求也自然地演变成了更高的压比、更高的效率和更大的喘振裕度，如今的压气机气动设计体系也正是基于以上需求而形成的。
随着对内部流动的认识不断深入，压气机气动设计体系也在飞速发展，越来越多的技术手段已经被应用到压气机的气动设计当中。所谓压气机气动设计，其本质就是将压气机气动性能需求转换成几何造型的过程。而叶片的几何造型设计则是这个过程中最重要的关键环节之一。目前以S1、S2两类流面理论为基础的准三维气动设计作为现阶段国内外压气机气动设计体系的核心部分，如何将准三维通流设计结果转换为叶片的几何造型，其中的关键就在于叶型攻角、落后角的计算。可以说，叶型攻角、落后角计算的准确性对压气机气动性能指标的实现起着至关重要的作用。
发明内容
本发明的目的在于提供解决轴流压气机气动设计中叶型的攻角落后角计算问题的一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法。
本发明的目的是这样实现的：
本发明一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法，其特征是：
(1)提取计算输入参数：从S2通流设计结果中提取叶型进口气流角β1与出口气流角β2、叶型进口子午速度Cm1与出口子午速度Cm2；从叶型设计输入参数中提取叶型稠度b/t、叶型相对最大厚度tmax/b；
(2)计算设计攻角参数：根据步骤(1)中的输入参数，逐步顺次计算零弯角10％厚度设计攻角(i0)10、零弯角叶型基准攻角i0、设计攻角随弯角变化率n；
(3)计算设计落后角参数：根据步骤(1)中的输入参数，逐步顺次计算零弯角10％厚度设计落后角(δ0)10、零弯角叶型基准落后角δ0、叶型稠度为1时设计落后角随弯角变化率mb/t＝1、设计落后角子午速度修正量
Figure BDA0002849742030000021
(4)计算叶型弯角：
Figure BDA0002849742030000022
式中，△β＝β2-β1为叶型气流转折角；μ为叶型稠度指数因子，其计算公式如下：
Figure BDA0002849742030000023
(5)计算设计攻角与设计落后角：计算叶型的设计攻角iref与设计落后角δref：
设计攻角iref：
iref＝i0+nθ
设计攻角δref：
Figure BDA0002849742030000024
本发明还可以包括：
1、零弯角10％厚度设计攻角(i0)10、零弯角叶型基准攻角i0、设计攻角随弯角变化率n的计算方法为：
零弯角10％厚度设计攻角(i0)10：
Figure BDA0002849742030000031
零弯角叶型基准攻角i0：
Figure BDA0002849742030000032
式中，(ki)profile为基准攻角叶型修正系数；
Figure BDA0002849742030000033
为基准攻角相对最大厚度修正系数，其计算公式如下：
Figure BDA0002849742030000034
设计攻角随弯角变化率n：
Figure BDA0002849742030000035
2、零弯角10％厚度设计落后角(δ0)10、零弯角叶型基准落后角δ0、叶型稠度为1时设计落后角随弯角变化率mb/t＝1、设计落后角子午速度修正量
Figure BDA0002849742030000039
的计算方法如下：
零弯角10％厚度设计落后角(δ0)10：
(δ0)10＝0.01β1b/t+[0.74(b/t)1.9+3b/t](β1/90)1.67+1.09b/t
零弯角叶型基准落后角δ0：
Figure BDA0002849742030000036
式中，(kδ)profile为基准落后角叶型修正系数，
Figure BDA0002849742030000037
为基准落后角相对最大厚度修正系数，其计算公式如下：
Figure BDA0002849742030000038
叶型稠度为1时设计落后角随弯角变化率mb/t＝1：
Figure BDA0002849742030000041
设计落后角子午速度修正量
Figure BDA0002849742030000042
Figure BDA0002849742030000043
本发明的优势在于：
1、本发明提出的轴流压气机叶型攻角落后角计算方法，能够快速、准确地计算出轴流压气机大部分常用叶型在设计状态下的攻角与落后角，有效提高了设计精度，提高了压气机的气动性能。
2、本发明提出的轴流压气机叶型攻角落后角计算方法，有效减少了通过三维计算来逐级修正多级轴流压气机各级叶片攻角与落后角的次数，实现了压气机叶片造型参数的流程化计算，可节省大量的设计迭代时间，缩短设计周期。
3、本发明提出的轴流压气机叶型攻角落后角计算方法，不仅局限于燃气轮机轴流压气机，同样适用于各种工业用轴流压缩机、航空发动机轴流压气机/风扇的气动设计过程。
附图说明
图1为本发明的流程图。
具体实施方式
下面结合附图举例对本发明做更详细地描述：
结合图1，本发明一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法通过以下步骤实现：
步骤一：计算输入参数的提取。包括从S2通流设计结果中提取叶型进口气流角β1与出口气流角β2、叶型进口子午速度Cm1与出口子午速度Cm2；从叶型设计输入参数中提取叶型稠度b/t、叶型相对最大厚度tmax/b。其中叶型进出口气流角均为气流方向与压气机轴向的夹角。
步骤二：设计攻角参数的计算。根据步骤一中的输入参数，逐步顺次计算零弯角10％厚度设计攻角(i0)10、零弯角叶型基准攻角i0、设计攻角随弯角变化率n。计算方法如下：
零弯角10％厚度设计攻角(i0)10：
Figure BDA0002849742030000051
零弯角叶型基准攻角i0：
Figure BDA0002849742030000052
式中，(ki)profile为基准攻角叶型修正系数，其取值范围通常在0.7～1.0之间，可根据不同的叶型进行相应的选取；
Figure BDA0002849742030000053
为基准攻角相对最大厚度修正系数，其计算公式如下：
Figure BDA0002849742030000054
设计攻角随弯角变化率n：
Figure BDA0002849742030000055
步骤三：设计落后角参数的计算。根据步骤一中的输入参数，逐步顺次计算零弯角10％厚度设计落后角(δ0)10、零弯角叶型基准落后角δ0、叶型稠度为1时设计落后角随弯角变化率mb/t＝1、设计落后角子午速度修正量
Figure BDA0002849742030000057
计算方法如下：
零弯角10％厚度设计落后角(δ0)10：
(δ0)10＝0.01β1b/t+[0.74(b/t)1.9+3b/t](β1/90)1.67+1.09b/t
零弯角叶型基准落后角δ0：
Figure BDA0002849742030000056
式中，(kδ)profile为基准落后角叶型修正系数，其取值范围通常在0.7～1.0之间，可根据不同的叶型进行相应的选取；
Figure BDA0002849742030000061
为基准落后角相对最大厚度修正系数，其计算公式如下：
Figure BDA0002849742030000062
叶型稠度为1时设计落后角随弯角变化率mb/t＝1：
Figure BDA0002849742030000063
设计落后角子午速度修正量
Figure BDA0002849742030000064
Figure BDA0002849742030000065
步骤四：叶型弯角的计算。基于以上输入参数、设计攻角参数与设计落后角参数，计算叶型弯角θ。其计算方法如下：
Figure BDA0002849742030000066
式中，△β＝β2-β1为叶型气流转折角；μ为叶型稠度指数因子，其计算公式如下：
Figure BDA0002849742030000067
步骤五：设计攻角与设计落后角的计算。在计算得到的叶型弯角与设计攻角、落后角参数的基础上，计算叶型的设计攻角iref与设计落后角δref。其计算方法如下：
设计攻角iref：
iref＝i0+nθ
设计攻角δref：
Figure BDA0002849742030000071
本发明提出的轴流压气机叶型攻角落后角计算方法具有通用性，不仅局限于燃气轮机轴流压气机，同样适用于各种工业用轴流压缩机、航空发动机轴流压气机/风扇的气动设计过程。

Claims (3)

1.一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法，其特征是：
(1)提取计算输入参数：从S2通流设计结果中提取叶型进口气流角β1与出口气流角β2、叶型进口子午速度Cm1与出口子午速度Cm2；从叶型设计输入参数中提取叶型稠度b/t、叶型相对最大厚度tmax/b；
(2)计算设计攻角参数：根据步骤(1)中的输入参数，逐步顺次计算零弯角10％厚度设计攻角(i0)10、零弯角叶型基准攻角i0、设计攻角随弯角变化率n；
(3)计算设计落后角参数：根据步骤(1)中的输入参数，逐步顺次计算零弯角10％厚度设计落后角(δ0)10、零弯角叶型基准落后角δ0、叶型稠度为1时设计落后角随弯角变化率mb/t＝1、设计落后角子午速度修正量
Figure FDA0002849742020000011
(4)计算叶型弯角：
Figure FDA0002849742020000012
式中，△β＝β2-β1为叶型气流转折角；μ为叶型稠度指数因子，其计算公式如下：
Figure FDA0002849742020000013
(5)计算设计攻角与设计落后角：计算叶型的设计攻角iref与设计落后角δref：
设计攻角iref：
iref＝i0+nθ
设计攻角δref：
Figure FDA0002849742020000021
2.根据权利要求1所述的一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法，其特征是：零弯角10％厚度设计攻角(i0)10、零弯角叶型基准攻角i0、设计攻角随弯角变化率n的计算方法为：
零弯角10％厚度设计攻角(i0)10：
Figure FDA0002849742020000022
零弯角叶型基准攻角i0：
Figure FDA0002849742020000025
式中，(ki)profile为基准攻角叶型修正系数；
Figure FDA0002849742020000026
为基准攻角相对最大厚度修正系数，其计算公式如下：
Figure FDA0002849742020000023
设计攻角随弯角变化率n：
Figure FDA0002849742020000024
3.根据权利要求1所述的一种轴流压气机叶型攻角落后角计算方法，其特征是：零弯角10％厚度设计落后角(δ0)10、零弯角叶型基准落后角δ0、叶型稠度为1时设计落后角随弯角变化率mb/t＝1、设计落后角子午速度修正量
Figure FDA0002849742020000027
的计算方法如下：
零弯角10％厚度设计落后角(δ0)10：
(δ0)10＝0.01β1b/t+[0.74(b/t)1.9+3b/t](β1/90)1.67+1.09b/t
零弯角叶型基准落后角δ0：
Figure FDA0002849742020000031
式中，(kδ)profile为基准落后角叶型修正系数，
Figure FDA0002849742020000032
为基准落后角相对最大厚度修正系数，其计算公式如下：
Figure FDA0002849742020000033
叶型稠度为1时设计落后角随弯角变化率mb/t＝1：
Figure FDA0002849742020000034
设计落后角子午速度修正量
Figure FDA0002849742020000035
Figure FDA0002849742020000036
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