CN113374733A - 叶片、风扇和飞机环控系统 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种叶片、风扇和飞机环控系统。该叶片包括尾缘(1)、前缘(2)、后缘(3)和叶顶(4)，在叶片的任一翼剖面上，前缘(2)的前缘点与后缘(3)的后缘点连线为翼弦，翼弦的长度为弦长，翼剖面的翼型厚度最大位置处与前缘点之间的距离占据整个弦长的30％～40％。根据本申请的叶片，能够从风扇自身进行改造，增加风扇翼型预压缩部分，减弱激波损失，提高风扇等熵效率。

Description

叶片、风扇和飞机环控系统

技术领域

本申请涉及飞机空调技术领域，具体涉及一种叶片、风扇和飞机环控系统。

背景技术

目前主流飞机客舱空调的动力来源于飞机发动机引气，发动机排出的高温高压气体进入制冷包单元，具体可为膨胀轮后，带动压缩轮及冲压风扇运转。膨胀轮主要用来提供动力，以及产生低温气流。压缩轮主要用来提升高空中飞机外的低压空气压力，同时伴随有增温的作用。冲压风扇主要目的是为换热器进行热交换。

冲压风扇多采用常规翼型，存在效率低、轴功高的问题。风扇轴功高，为满足系统设计能力，需提高涡轮入口开度，增加涡轮动力，如此一来，就会导致飞机燃油损耗增高。

因此，从提高风扇轴功的角度考虑对涡轮进行改造，虽然能够提高风扇轴功，但同时也会导致飞机燃油损耗增高，降低飞机续航里程的问题。

发明内容

因此，本申请要解决的技术问题在于提供一种叶片、风扇和飞机环控系统，能够从风扇自身进行改造，增加风扇翼型预压缩部分，减弱激波损失，提高风扇等熵效率。

为了解决上述问题，本申请提供一种叶片，包括尾缘、前缘、后缘和叶顶，在叶片的任一翼剖面上，前缘的前缘点与后缘的后缘点连线为翼弦，翼弦的长度为弦长，翼剖面的翼型厚度最大位置处与前缘点之间的距离占据整个弦长的30％～40％。

优选地，定义翼剖面的中线为翼型骨线，从前缘点至翼型厚度最大位置处的翼型骨线的最大曲率为C1max，从翼型厚度最大位置处至后缘点的翼型骨线的最大曲率为C2min，C1max＜C2min。

优选地，定义翼剖面的中线为翼型骨线，以翼剖面所在面作为二维平面，以翼弦所在直线作为X轴，以翼弦的后缘点作为O点，翼弦上的各点与O点之间的距离为X，翼型骨线的高度为Y，翼弦的弦长为L，在0～L范围内，任取X对应的翼剖面上下表面的Y值之差为翼型厚度δ，前缘点所在方向为正方向建立坐标系，翼型骨线的分布曲线满足如下公式：

Y/L＝-0.042841527389776(X/L)⁴+0.23736049237894(X/L)³-0.396413722036336(X/L)²+0.202008278313312(X/L)。

优选地，翼型厚度满足：

X/L在[0,0.05]范围内时，δ/L＝-12.6534096068(X/L)²+1.3833469536(X/L)。

优选地，翼型厚度满足：

X/L在(0.05,0.95]范围内时，δ/L＝0.1177824124(X/L)⁵-0.6657562588(X/L)⁴+0.7814026682(X/L)³-0.4132020692(X/L)²+0.1625958224(X/L)+0.0299876166。

优选地，翼型厚度满足：

X/L在(0.95,1.0]范围内，δ/L＝-0.6510933512(X/L)²+0.6530338642(X/L)。

优选地，翼弦的弦长为L，翼型厚度为δ，翼剖面的相对厚度

沿着叶展方向，各翼剖面的相对厚度递减。

优选地，定义翼剖面的中线为翼型骨线，翼型骨线为曲线段。

优选地，定义翼剖面的中线为翼型骨线，翼型骨线为曲线段与直线段的组合，直线段位于翼剖面的前缘，直线段与曲线段的交点为P，P点与前缘点m之间的距离为Pm，0＜Pm/L≤0.3。

优选地，翼剖面的前缘呈楔形。

根据本申请的另一方面，提供了一种风扇，包括轮毂和叶片，该叶片为上述的叶片，叶片安装在轮毂上，多个叶片沿轮毂的周向均匀分布。

优选地，叶片的数量为9个。

根据本申请的另一方面，提供了一种飞机环控系统，包括同轴设置的压缩机、膨胀机和风扇，该风扇为上述的风扇，膨胀机为压缩机和风扇转动提供动力。

本申请提供的叶片，包括尾缘、前缘、后缘和叶顶，在叶片的任一翼剖面上，前缘的前缘点与后缘的后缘点连线为翼弦，翼弦的长度为弦长，翼剖面的翼型厚度最大位置处与前缘点之间的距离占据整个弦长的30％～40％。本申请实施例对风扇叶片结构进行了改造，调整了最大翼型厚度在翼弦上的位置，使得最大翼型厚度在翼弦上的位置相对于现有的风扇叶片后移，从而能够优化风扇翼型，增加风扇翼型预压缩部分，减弱跨音流动中的激波损失，提高风扇等熵效率，降低所需风扇轴功，从而无需对涡轮进行改造，通过对风扇叶片自身的改造就能够满足风扇换热需求，进而能够降低换热器的工作温度，提高零部件寿命，同时降低飞机代偿燃油损耗，增加飞机续航里程。

附图说明

图1为本申请一个实施例的风扇的立体结构示意图；

图2为本申请一个实施例的风扇的叶片基元级示意图；

图3为本申请一个实施例的风扇的叶片翼型结构图；

图4为本申请一个实施例的风扇的叶片翼型参数示意图；

图5为本申请一个实施例的风扇的叶片翼型参数示意图；

图6为本申请一个实施例的风扇的叶片翼型骨线分布图；

图7为本申请一个实施例的风扇的叶片翼型厚度分布图；

图8为相关技术实施例的常规翼型风扇的流体速度分布图；

图9为采用本申请实施例叶片的风扇的流体速度分布图。

附图标记表示为：

1、尾缘；2、前缘；3、后缘；4、叶顶；5、翼型骨线；6、曲线段；7、直线段；8、轮毂；9、压缩机；10、膨胀机；11、风扇。

具体实施方式

结合参见图1至图7所示，根据本申请的实施例，叶片包括尾缘1、前缘2、后缘3和叶顶4，在叶片的任一翼剖面上，前缘2的前缘点与后缘3的后缘点连线为翼弦，翼弦的长度为弦长，翼剖面的翼型厚度最大位置处与前缘点之间的距离占据整个弦长的30％～40％。优选地，翼剖面的翼型厚度最大位置处与前缘点之间的距离占据整个弦长的35％～40％。其中前缘点是指翼剖面的最前端点，后缘点是指翼剖面的最后端点。

相关技术中的风扇叶片，最大翼型厚度在翼弦上的位置与前缘点之间的距离一般占据整个弦长的10％～20％，这种翼型结构，使得风扇叶片的预压缩部分较小，气流流经风扇叶片预压缩部分的路径较短，因此在跨音速流动过程中，容易引起激波强度过大，对于气流流动造成较大激波损失，降低风扇的等熵效率，进而导致风扇轴功过高，无法满足系统设计要求。

本申请实施例对风扇叶片结构进行了改造，调整了最大翼型厚度在翼弦上的位置，使得最大翼型厚度在翼弦上的位置与前缘点之间的距离占据整个弦长的30％～40％，相对于相关技术中的风扇叶片大幅后移，能够优化风扇翼型，大幅增加风扇翼型预压缩部分，减弱跨音流动中的激波损失，提高风扇等熵效率，降低风扇轴功，从而无需对涡轮进行改造，通过对风扇叶片自身的改造就能够满足风扇换热需求，进而能够降低换热器的工作温度，提高零部件寿命，同时降低飞机代偿燃油损耗，增加飞机续航里程。

此外，将最大翼型厚度的位置设定在与前缘点之间的距离占据整个弦长的30％～40％的位置处，也可以更好地控制气流的流动形态，减小附面层气流分离，提高叶片效率。

在通过对叶片自身结构进行改造，并提高风扇效率之后，可以通过风扇自身满足系统设计要求，无需为了提高风扇效率而对飞机环控系统的其它部分进行改造，因此也减少了其它零部件改造过程中所需考虑的因素，降低了相关零部件的设计难度和加工成本，提高了相关零部件的使用寿命。

结合参见图2所示，以风叶轮毂尾缘1及风叶叶顶4之间的任一点与风叶轮毂的中心轴线之间的距离为半径做圆，并使得该圆沿轮毂的轴向延伸，形成圆柱面，该圆柱面与叶片曲面的交线称为基元级，也即图2中的S曲线，将圆柱面与叶片相交所形成的曲面沿周向展开成为二维平面翼型，该二维平面翼型即为本申请的叶片翼型，又称翼剖面或叶剖面。

在一个实施例中，在翼剖面所在平面内做多个圆，使圆与翼剖面上下型线相切，自翼型前缘点起，经各圆心后，最后至翼型尾缘点作连线，该连线为翼剖面的中线，定义翼剖面的中线为翼型骨线5，从前缘点至翼型厚度最大位置处的翼型骨线5的最大曲率为C1max，从翼型厚度最大位置处至后缘点的翼型骨线5的最大曲率为C2min，C1max＜C2min。

本申请的实施例中，将翼型骨线5从翼型厚度最大位置处分成两个部分，其中第一部分为前缘部分，第二部分为中间和后缘部分，并使得第一部分的最大曲率小于第二部分的最小曲率，从而利用翼型骨线5的曲率在翼型厚度最大位置两侧进行区分，通过减小前缘侧翼型骨线5的曲率的方式，改善翼型前缘预压段，减弱激波强度提高叶片等熵效率。

结合参见图4所示，在一个实施例中，定义翼剖面的中线为翼型骨线5，以翼剖面所在面作为二维平面，以翼弦所在直线作为X轴，以翼弦的后缘点作为O点，翼弦上的各点与O点之间的距离为X，翼型骨线5的高度为Y，翼弦的弦长为L，在0～L范围内，任取X对应的翼剖面上下表面的Y值之差为X对应的翼型厚度δ，前缘点所在方向为正方向建立坐标系，翼型骨线5的分布曲线满足如下公式：

Y/L＝-0.042841527389776(X/L)⁴+0.23736049237894(X/L)³-0.396413722036336(X/L)²+0.202008278313312(X/L)。

通过上述公式，能够对翼型骨线进行优化设计，合理设定翼型骨线的曲率变化，从而有效减小前缘做功，提高叶片等熵效率。

表一

从表一可以看出，在采用本申请实施例的翼型骨线之后，相对于采用常规翼型的风扇而言，在相同的转速和静压条件下，功率降低13.0％，效率提高4.5％，因此风扇所需轴功大幅降低，效率得到明显提升，有效改善了风扇性能。

在一个实施例中，翼型厚度满足：

X/L在[0,0.05]范围内时，δ/L＝-12.6534096068(X/L)²+1.3833469536(X/L)。

在一个实施例中，翼型厚度满足：

X/L在(0.05,0.95]范围内时，δ/L＝0.1177824124(X/L)⁵-0.6657562588(X/L)⁴+0.7814026682(X/L)³-0.4132020692(X/L)²+0.1625958224(X/L)+0.0299876166。

在一个实施例中，翼型厚度满足：

X/L在(0.95,1.0]范围内，δ/L＝-0.6510933512(X/L)²+0.6530338642(X/L)。

在一个实施例中，翼弦的弦长为L，翼型厚度为δ，翼剖面的相对厚度

沿着叶展方向，各翼剖面的相对厚度递减，从而能够减小叶根应力，保证风叶强度。其中叶展方向为从叶片的尾缘1到叶顶4的方向。

表二

从表二可以看出，采用相同的翼型骨线，在采用本申请实施例的翼型厚度分布之后，相对于采用常规翼型的风扇而言，在相同的转速和静压条件下，功率降低7.0％，效率提高3.6％，因此风扇所需轴功大幅降低，效率得到明显提升，有效改善了风扇性能。

在一个实施例中，定义翼剖面的中线为翼型骨线5，翼型骨线5为曲线段6或曲线段6与曲线段6的组合。

在一个实施例中，定义翼剖面的中线为翼型骨线5，翼型骨线5为曲线段6与直线段7的组合，直线段7位于翼剖面的前缘2，直线段7与曲线段6的交点为P，P点与前缘点m之间的距离为Pm，0＜Pm/L≤0.3。将翼型骨线设置为曲线段6和直线段7的组合，通过控制直线段7的长度，也能够有效达到增强预压缩部分的目的，提升叶片等熵效率。

在一个实施例中，翼剖面的前缘和后缘均呈楔形，利用前缘的楔形结构减小激波强度，减弱激波损失，提高风扇效率，利用后缘的楔形结构能够减弱边界层流动分离，进而提高流动效率。

结合参见图8和图9所示，与相关技术中采用常规叶型的风扇相比，本申请实施例的叶片，气流流速效率明显得到提升。

结合参见图1所示，根据本申请的实施例，风扇包括轮毂8和叶片，该叶片为上述的叶片，叶片安装在轮毂8上，多个叶片沿轮毂8的周向均匀分布。

在一个实施例中，叶片的数量为9个。在其他实施例中，叶片的数量也可以根据需要进行选择。

在一个实施例中，对采用常规叶型的风叶和本申请实施例的风叶在68000RPM转速，不同静压条件下的质量流量、压比、功率和效率进行测试，可以获得如下数据：

其中表三为相关技术的风叶采用常规叶型的特性数据，表四为采用本申请实施例的风叶的特性数据。

从表三和表四的对比可以看出，在1500Pa静压条件下，相比于相关技术的风叶，本申请实施例的风叶的质量流量提高26.6％，压比提高0.2％，功率降低7.4％，等熵效率提高15.5％；在2500Pa静压条件下，相比于相关技术的风叶，本申请实施例的风叶的质量流量提高25.1％，压比提高0.5％，功率降低6.4％，等熵效率提高17.3％；在5480Pa静压条件下，相比于相关技术的风叶，本申请实施例的风叶的质量流量提高-1.4％，压比提高-1.1％，功率降低24.8％，等熵效率提高7.6％；在7500Pa静压条件下，相比于相关技术的风叶，本申请实施例的风叶的质量流量提高-1.9％，压比提高-1.2％，功率降低22.8％，等熵效率提高6.7％。

从上述比较可以看出，在采用本申请实施例的叶片之后，相比于相关技术的风叶，功率均得到了大幅度的降低，等熵效率均得到了大幅度的提高，尤其是在处于设计工作点的5480Pa静压条件下，功率降低达到24.8％，等熵效率提升达7.6％，综合性能明显提升。

在一个实施例中，飞机环控系统包括同轴设置的压缩机9、膨胀机10和风扇11，风扇11为上述的风扇，膨胀机10为压缩机9和风扇11转动提供动力。

本领域的技术人员容易理解的是，在不冲突的前提下，上述各有利方式可以自由地组合、叠加。

以上仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，凡在本申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。以上仅是本申请的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本申请的保护范围。

Claims (13)

1.一种叶片，其特征在于，包括尾缘(1)、前缘(2)、后缘(3)和叶顶(4)，在所述叶片的任一翼剖面上，所述前缘(2)的前缘点与所述后缘(3)的后缘点连线为翼弦，所述翼弦的长度为弦长，所述翼剖面的翼型厚度最大位置处与所述前缘点之间的距离占据整个弦长的30％～40％。

2.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，定义所述翼剖面的中线为翼型骨线(5)，从所述前缘点至翼型厚度最大位置处的翼型骨线(5)的最大曲率为C1max，从翼型厚度最大位置处至后缘点的翼型骨线(5)的最大曲率为C2min，C1max＜C2min。

3.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，定义所述翼剖面的中线为翼型骨线(5)，以所述翼剖面所在面作为二维平面，以所述翼弦所在直线作为X轴，以所述翼弦的后缘点作为O点，所述翼弦上的各点与O点之间的距离为X，所述翼型骨线(5)的高度为Y，所述翼弦的弦长为L，在0～L范围内，任取X对应的翼剖面上下表面的Y值之差为翼型厚度δ，所述前缘点所在方向为正方向建立坐标系，所述翼型骨线(5)的分布曲线满足如下公式：

Y/L＝-0.042841527389776(X/L)⁴+0.23736049237894(X/L)³-0.396413722036336(X/L)²+0.202008278313312(X/L)。

4.根据权利要求3所述的叶片，其特征在于，所述翼型厚度满足：

X/L在[0,0.05]范围内时，δ/L＝-12.6534096068(X/L)²+1.3833469536(X/L)。

5.根据权利要求3所述的叶片，其特征在于，所述翼型厚度满足：

X/L在(0.05,0.95]范围内时，δ/L＝0.1177824124(X/L)⁵-0.6657562588(X/L)⁴+0.7814026682(X/L)³-0.4132020692(X/L)²+0.1625958224(X/L)+0.0299876166。

6.根据权利要求3所述的叶片，其特征在于，所述翼型厚度满足：

X/L在(0.95,1.0]范围内，δ/L＝-0.6510933512(X/L)²+0.6530338642(X/L)。

7.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述翼弦的弦长为L，所述翼型厚度为δ，所述翼剖面的相对厚度c＝δmax/L，沿着叶展方向，各所述翼剖面的相对厚度递减。

8.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，定义所述翼剖面的中线为翼型骨线(5)，所述翼型骨线(5)为曲线段(6)。

9.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，定义所述翼剖面的中线为翼型骨线(5)，所述翼型骨线(5)为曲线段(6)与直线段(7)的组合，所述直线段(7)位于所述翼剖面的前缘(2)，所述直线段(7)与所述曲线段(6)的交点为P，P点与前缘点m之间的距离为Pm，0＜Pm/L≤0.3。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的叶片，其特征在于，所述翼剖面的前缘呈楔形。

11.一种风扇，包括轮毂(8)和叶片，其特征在于，所述叶片为权利要求1至10中任一项所述的叶片，所述叶片安装在所述轮毂(8)上，多个所述叶片沿所述轮毂(8)的周向均匀分布。

12.根据权利要求11所述的风扇，其特征在于，所述叶片的数量为9个。

13.一种飞机环控系统，包括同轴设置的压缩机(9)、膨胀机(10)和风扇(11)，所述风扇(11)为权利要求11或12所述的风扇。

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