一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法

技术领域

本申请涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法。

背景技术

随着航空燃气轮机不断发展，发动机内各部件性能迎来更高的挑战，结合下一代空优战机更远航程、更快速度、更高机动、更高巡航效率和更高空域的性能需求，为适应更多工作状态，对发动机的工作裕度提出了更高的要求，因此必须提升主燃烧室稳定性。当发动机处于非工作工况的过渡态时，发动机内部和外部条件剧烈变化，传统直叶片涡流器，对于来流变化的适应性较差，且在叶片尾部气流可能会发生分离，燃烧室总压损失较大，燃烧进气均匀性较差，对主燃烧室组织燃烧造成影响，进而影响主燃烧室乃至发动机性能和稳定性。因此，有必要提出一种具有高流动稳定性的涡流器通道型面设计方法。

发明内容

有鉴于此，本申请实施例提供一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，获得的涡流器通道能够对进入主燃烧室的来流进行整流，保证主燃烧室来流均匀稳定，降低总压损失，提高主燃烧室工作稳定性和性能。

本申请实施例提供一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，包括：

根据主燃烧室来流参数和火焰筒开孔面积，获得涡流器的进口压力、出口压力和流量；

根据所述进口压力、出口压力、流量以及涡流器通道的收缩比、扩张比或收缩扩张比，对涡流器通道的外型面结构参数进行设计，所述外型面结构参数包括涡流器通道长度；

根据压气机出口的流场流动参数，确定涡流器通道进口气流角和涡流器通道出口气流角，根据所述涡流器通道进口气流角和所述涡流器通道出口气流角确定涡流器叶片进口角和涡流器叶片出口角；

根据涡流器旋流数和叶片流通面积，确定控制点位置，所述控制点为将涡流器叶片通道分为两段气流转折的点，所述控制点到涡流器叶片前缘为前段，所述控制点到涡流器叶片后缘为后段；

根据所述涡流器通道长度、所述涡流器叶片进口角、所述涡流器叶片出口角以及所述控制点位置，确定涡流器叶片的前段转折长度和后段转折长度；

根据叶片最大厚度、叶片最大厚度位置、所述前段转折长度、所述后段转折长度以及所述控制点位置，得到涡流器叶片的双圆弧流线型型面参数。

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述根据所述进口压力、出口压力、流量以及涡流器通道的收缩比、扩张比或收缩扩张比，对涡流器通道的外型面结构参数进行设计，包括：

根据所述进口压力、出口压力和流量，获得涡流器通道的节流面积；

根据所述节流面积和所述收缩比、扩张比或收缩扩张比（由涡流器通道型面决定），获得涡流器通道的进口面积和出口面积；

根据火焰筒头部的结构参数确定涡流器通道外径；

根据所述出口面积、所述进口面积和所述涡流器通道外径，确定涡流器通道内径；

根据火焰筒头部长度确定所述涡流器通道长度。

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述节流面积的计算公式为：

，

其中，W

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述根据所述涡流器通道长度、所述涡流器叶片进口角、所述涡流器叶片出口角以及所述控制点位置，确定涡流器叶片的前段转折长度和后段转折长度，包括：

根据所述涡流器通道长度确定涡流器叶片长度，根据所述涡流器叶片长度以及所述控制点位置，确定前段长度和后段长度；

根据所述涡流器叶片进口角和所述涡流器叶片出口角，确定涡流器叶片的前段气流转折角度和后段气流转折角度；

根据所述前段长度、所述后段长度、所述前段气流转折角度和所述后段气流转折角度，确定所述前段转折长度和所述后段转折长度。

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述前段气流转折角度和所述后段气流转折角度满足的关系式为：

θ

其中，θ

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述方法还包括：

将所述涡流器叶片的前缘和后缘采用圆弧设计，所述前缘的圆弧半径为r

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述根据所述涡流器通道进口气流角和所述涡流器通道出口气流角确定涡流器叶片进口角和涡流器叶片出口角，包括：

将所述涡流器叶片进口角设置为与所述涡流器通道进口气流角一致；

根据所述涡流器旋流数确定涡流器叶片等效安装角；

将所述涡流器叶片等效安装角与所述涡流器通道出口气流角之和确定为所述涡流器叶片出口角。

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述方法还包括：

当所述涡流器通道进口气流角沿周向不均匀分布时，对涡流器进口沿周向均匀选取n个采样点，n>10，分析得出每个采样点位置的进口气流角α

，

其中，α为涡流器通道进口气流角。

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述方法还包括：

当所述涡流器通道出口气流角沿周向不均匀分布时，对沿涡流器出口沿周向均匀选取m个采样点，m>10，分析得出每个采样点位置的出口气流角β

，

其中，β为涡流器通道出口气流角，γ为涡流器叶片等效安装角。

根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述方法还包括：

将所述涡流器通道外径和所述涡流器通道内径的平均值作为涡流器通道中径；

根据所述涡流器通道中径和所述涡流器通道长度，获取涡流器通道长径比L

其中，L为涡流器通道长度，R

根据所述涡流器通道长径比L

有益效果

本申请实施例中的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，与现有技术相比，具有以下有益效果：

1）本发明在涡流器进口处，采用涡流器叶片流线型匹配来流的设计形式，能够提高涡流器对来流的适应性，提高燃烧室流场稳定性；

2）本发明通过确定控制点位置以及气流转折角度，考虑了涡流器通道内气流实际流动状态进行涡流器叶型匹配设计，采用双段流线型涡流器叶片，对涡流器通道内气流具有引导作用，实现气流平滑转折，提高气流流动稳定性，避免了气流在涡流器通道内发生分离，保证气流进入火焰筒的稳定性，优化组织燃烧，提高燃烧稳定性，大幅增加燃气轮机使用寿命；

3）本发明提出的一种具有高流动稳定性的涡流器通道型面设计方法，采用流动与结构耦合的设计思路，通过涡流器通道内气流流动情况进一步确定涡流器通道内结构，通过通道内部结构引导气流流动，气动和结构设计互为反馈，形成设计闭环；该方法能够大幅减少设计迭代周期，缩短设计时间，降低研究成本；

4）本发明能够有效支撑型号工程设计，并在某型燃气轮机燃烧室上得到应用与验证，具有较高的通用性和可操作性，可在行业内推广应用，具有良好的经济效益和极大的实际工程应用价值。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为根据本发明一实施例的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法的流程图；

图2为根据本发明一实施例的涡流器通道型面示意图；

图3为根据本发明一实施例的涡流器叶片型面示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

本申请实施例提供了一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，下面参照图1至图3进行详细描述。

参照图1至图3，本实施例中的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，包括以下步骤：

步骤1、根据主燃烧室来流参数和火焰筒开孔面积，获得涡流器的进口压力P

步骤2、根据所述进口压力P

步骤3、根据压气机出口的流场流动参数，确定涡流器通道进口气流角α和涡流器通道出口气流角β，根据所述涡流器通道进口气流角α和所述涡流器通道出口气流角β确定涡流器叶片进口角θ

步骤4、根据涡流器旋流数和叶片流通面积，确定控制点C位置，所述控制点C为将涡流器叶片通道分为两段气流转折的点，所述控制点C到涡流器叶片前缘为前段，所述控制点C到涡流器叶片后缘为后段；

步骤5、根据所述涡流器通道长度L、所述涡流器叶片进口角θ

步骤6、根据叶片最大厚度Δh和叶片最大厚度位置Δx确定涡流器叶片薄厚，再根据所述前段转折长度l

本实施例中，在涡流器进口处，采用涡流器叶片流线型匹配来流的设计形式，能够提高涡流器对来流的适应性，提高燃烧室流场稳定性；通过确定控制点位置以及气流转折角度，考虑了涡流器通道内气流实际流动状态进行涡流器叶型匹配设计，采用双段流线型涡流器叶片，对涡流器通道内气流具有引导作用，实现气流平滑转折，提高气流流动稳定性，避免了气流在涡流器通道内发生分离，保证气流进入火焰筒的稳定性，优化组织燃烧，提高燃烧稳定性，大幅增加燃气轮机使用寿命；本实施例提出的具有高流动稳定性的涡流器通道型面设计方法，采用流动与结构耦合的设计思路，通过涡流器通道内气流流动情况进一步确定涡流器通道内结构，通过通道内部结构引导气流流动，气动和结构设计互为反馈，形成设计闭环；该方法能够大幅减少设计迭代周期，缩短设计时间，降低研究成本。

具体的，在步骤1中，根据主燃烧室进口压力、温度、流量以及火焰筒开孔面积，确定涡流器进口的压力、温度、流量和涡流器出口的压力，并计算出涡流器通道压降σ，

具体的，步骤2中的根据所述进口压力、出口压力、流量以及涡流器通道的收缩比，对涡流器通道的外型面结构参数进行设计，主要包括以下步骤：

步骤21、根据所述进口压力P

步骤22、根据所述出口面积S

步骤23、根据火焰筒头部的结构参数确定涡流器通道外径R；

步骤24、根据所述出口面积S

步骤25、根据火焰筒头部长度确定所述涡流器通道长度L。

在本实施例中，首先确定涡流器通道进出口面，涡流器通道为收缩通道，收缩比为q，q=S

进一步的，所述出口面积S

，

其中，W

其中，收缩比根据设计需求进行设定，本实施例中不做特殊限定。

进一步的，如果采用扩张通道，则进口面为节流面，则根据扩张比可计算涡流器通道出口面积；若采用收扩通道，则节流面在通道中间，根据收缩扩张比可计算涡流器通道进出口面积。

在一个实施例中，步骤5中的所述根据所述涡流器通道长度、所述涡流器叶片进口角、所述涡流器叶片出口角以及所述控制点位置，确定涡流器叶片的前段转折长度和后段转折长度，具体包括以下步骤：

步骤51、根据所述涡流器通道长度L确定涡流器叶片长度l，根据所述涡流器叶片长度l以及所述控制点C位置，确定前段长度AC和后段长度BC；

步骤52、根据所述涡流器叶片进口角θ

步骤53、根据所述前段长度AC、所述后段长度BC、所述前段气流转折角度γ

进一步的，所述前段气流转折角度γ

θ

其中，θ

在一个实施例中，所述方法还包括：

将所述涡流器叶片的前缘和后缘采用圆弧设计，所述前缘的圆弧半径为r

在一个实施例中，在步骤3中的所述根据所述涡流器通道进口气流角α和所述涡流器通道出口气流角β确定涡流器叶片进口角θ

步骤31、将所述涡流器叶片进口角θ

步骤32、根据所述涡流器旋流数确定涡流器叶片等效安装角γ，涡流器叶片等效安装角γ定义为：当涡流器叶片为直叶片时，根据旋流数计算出的直叶片安装角即为等效安装角γ；

步骤33、将所述涡流器叶片等效安装角γ与所述涡流器通道出口气流角β之和确定为所述涡流器叶片出口角θ

在一个实施例中，所述方法还包括：

当所述涡流器通道进口气流角沿周向不均匀分布时，对涡流器进口沿周向均匀选取n个采样点，n>10，分析得出每个采样点位置的进口气流角α

，

其中，α为涡流器通道进口气流角。

在一个实施例中，所述方法还包括：

当所述涡流器通道出口气流角沿周向不均匀分布时，对沿涡流器出口沿周向均匀选取m个采样点，m>10，分析得出每个采样点位置的出口气流角β

，

其中，β为涡流器通道出口气流角，γ为涡流器叶片等效安装角。

在一个实施例中，所述方法还包括：

将所述涡流器通道外径R和所述涡流器通道内径r的平均值作为涡流器通道中径R

根据所述涡流器通道中径R

其中，L为涡流器通道长度，R

根据所述涡流器通道长径比L

下面以一个具体的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法为例，进行详细说明（涡流器通道采用收缩通道），该方法主要包括：

（1）参数确定

根据主燃烧室进口压力3Mpa，温度650K，流量2kg/s，结合火焰筒开孔面积确定进入涡流器的气流比例为70%，扩压器和帽罩压力损失为3%，涡流器出口压力P

（2）涡流器通道外型面设计

根据涡流器通道流量W

（3）涡流器叶片通道前段和后段设计

确定涡流器通道进口位置气流角α（平均后）为15°，即涡流器来流角度为15°，为保证涡流器进口气流不发生分离，取涡流器叶片进口角θ

（4）涡流器通道转折控制点确定

根据数值仿真及试验结果，确定涡流器叶片通道前段转气流转折角度γ

（5）涡流器通道叶片型面确定

根据涡流器叶片进口角θ

通过仿真分析，传统直叶片涡流器通道结构，气流在涡流器叶片近期通道前段会产生贴面涡旋，气流发生分离，本申请方法所设计的流线型涡流器通道则具有较高的流动稳定性，仿真结果显示气流流线与叶片型面配合良好，气流贴叶片壁面流动，气流在通道内全程未发生分离。

本发明提供的实施例，能够很好的对燃烧室来流进行整流，保证压气机出口来流进入主燃烧室后气流稳定，较少气流分离，提高主燃烧室总压恢复系数，保证各个状态下燃烧稳定性，优化组织燃烧，调整出口温度分布，能够很好的提高主燃烧室工作裕度，提升主燃烧室燃烧稳定性。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。