叶片设计方法、叶片、压气机和航空发动机

技术领域

本公开涉及压气机叶片设计技术领域，特别涉及一种叶片设计方法、叶片、压气机和航空发动机。

背景技术

叶片是压气机的重要组成部件，通常具有弯、掠和扭等几何特征，几何型面较为复杂，因此，叶片的设计一直是个难题。

发明内容

本公开提供一种叶片设计方法、叶片、压气机和航空发动机，以方便设计得到性能较好的压气机叶片。

本公开所提供的叶片设计方法，包括：

基于以下四者中的至少之一，来确定压气机的叶片的不同叶高截面的厚度分布：

被构建为以第一参数A和不同叶高截面的高度百分比x

被构建为以第二参数B和不同叶高截面的高度百分比x

被构建为以不同叶高截面的高度百分比x

被构建为以不同叶高截面的高度百分比x

基于所确定的不同叶高截面的厚度分布，生成叶片；

其中，不同叶高截面的高度百分比x

在一些实施例中，不同叶高截面的最大厚度为Dmaxi＝[f

在一些实施例中，f

在一些实施例中，f

在一些实施例中，第一参数A被构造为0.05≤A≤0.15和/或随着压气机的进口附面层厚度变小而减小；和/或，第二参数B被构造为0.2≤B≤0.3和/或随着压气机的进口附面层厚度变小而减小。

在一些实施例中，基于所确定的不同叶高截面的厚度分布，生成叶片包括：

基于所确定的不同叶高截面的厚度分布，确定不同叶高截面的叶型；和

对所确定的不同叶高截面的叶型进行三维积叠，生成叶片。

在一些实施例中，在基于所确定的不同叶高截面的厚度分布，确定不同叶高截面的叶型时，将所确定的不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmaxi、前缘半径RLi和后缘半径RTi叠加在不同叶高截面的中弧线上，得到不同叶高截面的叶型。

在一些实施例中，不同叶高截面的中弧线基于S2流面参数计算结果确定。

在一些实施例中，不同叶高截面的中弧线基于S2流面参数计算得到的几何进口角β

在一些实施例中，叶片设计方法还包括：

对所生成的叶片进行S1流面分析，确定所生成叶片是否满足要求；

在所生成叶片满足设计要求时，结束设计；

在所生成叶片不满足设计要求时，重新迭代设计。

本公开所提供的叶片，其采用本公开的叶片设计方法设计得到。

在一些实施例中，叶片为进口导流叶片。

本公开所提供的压气机，其包括如本公开的叶片。

本公开所提供的航空发动机，其特征在于，包括本公开的压气机。

由于本公开在叶片设计过程中，考虑了叶高位置和/或压气机进口附面层厚度的影响，因此，方便设计得到性能更好的压气机叶片。

通过以下参照附图对本公开的示例性实施例进行详细描述，本公开的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

为了更清楚地说明本公开实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本公开实施例中压气机的气动原理图。

图2示出叶片的二维叶型。

图3为二维叶型的厚度分布示意图。

图4为本公开实施例中叶片设计方法的逻辑框图。

图5为本公开一些实施例中叶型设计过程的流程示意图。

图6为图5的进一步流程示意图。

图7为本公开另一些实施例中叶型设计过程的流程示意图。

图8为图7中厚度分布确定步骤的流程示意图。

图9为本公开实施例中叶片的结构示意图。

图10为图9所示叶片与常规叶片的叶型比较示意图。

图11为图9所示叶片与常规叶片的气动分析结果比较示意图。

附图标记说明：

1、压气机；11、进口；12、出口；13、进口过渡流道；

2、叶片；21、进口导流叶片；22、转子叶片；23、静子叶片；24、第一级转子叶片；25、第一级静子叶片；26、第二级转子叶片；27、第二级静子叶片；

31、中弧线；32、前缘；33、后缘；34、压力面；35、吸力面。

具体实施方式

下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。基于本公开中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本公开保护的范围。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、叶片设计方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、叶片设计方法和设备应当被视为说明书的一部分。

在本公开的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本公开保护范围的限制。

此外，下面所描述的本公开不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

随着航空发动机和燃气轮机的不断发展，对压气机性能的要求越来越高，而压气机叶片的改进和优化是改善压气机性能的重要途经。

图1示例性地示出了压气机的气动布局。如图1所示，该图示压气机1为一种应用于航空发动机的多级压气机，其内外流道均为回转体，内外流道之间设有各级叶片2，包括进口导流叶片21、转子叶片22和静子叶片23，进口导流叶片21设置于各级转子叶片22和静子叶片23的上游，各级转子叶片22和静子叶片23布置于进口导流叶片21的下游，且转子叶片22和静子叶片23沿着气体流动方向依次交替布置，形成第一级转子叶片24、第一级静子叶片25、第二级转子叶片26和第二级静子叶片27等，以此类推。压气机1工作时，气流从压气机1的进口11进入，并在经过各级叶片2之后，从压气机1的出口12排出至压气机1外部。

其中，叶片2沿着压气机1的径向延伸。叶片2各部位距离压气机1转动轴线的径向距离称为叶高(也称为径向高度或展向高度)，叶片2的靠近压气机1转动轴线的一端所对应的叶高称为叶片2的内径Rh1，叶片2的远离压气机1转动轴线的一端所对应的叶高称为叶片2的外径Rt1，叶片2的任意叶高截面所对应的几何半径(即距离压气机1转动轴线的径向距离)计为Ri。可以理解，叶高截面是指叶片2的垂直于叶高方向(即压气机1和叶片2的径向)的截面。

由于叶片2是压气机实现气流功能转换和改变气流方向的重要部件，因此，叶片2的设计至关重要。但由于叶片2的形状较为复杂，因此，叶片2的设计过程也是一个较为复杂的过程。

叶片2的设计叶片设计方法大致分为两类，分别为正问题法和反问题法。其中，反问题法根据设计者给定的叶型表面的压力或速度分布，逆向求解得到叶型几何。正问题法则是根据通流计算的结果，首先给定一个初始几何叶型，之后根据流场分析结果进行迭代设计，最终获得满足要求的叶型。

中线厚度法是叶片2设计过程中经常采用的一种正问题法，其将三维叶片设计解耦成一系列沿叶高分布的二维流面叶型设计问题，通过采用先构建叶片2的二维叶型(也称基元叶型)，再对二维叶型进行三维积叠的方式，来获得叶片2的三维构型，并且，在构建叶片2的二维叶型时，采用中弧线叠加厚度分布的方式，生成二维叶型。

图2示意性地示出了叶片2的二维叶型。如图2所示，二维叶型是指叶片2的某个叶高截面的形状，其由压力面34和吸力面35构成。压力面34和吸力面35在前侧(沿气流方向的上游)的相交拐角部分为前缘32。压力面34和吸力面35在后侧(沿气流方向的下游)的相交拐角部分为后缘33。中弧线31为叶片2的骨线，其位于压力面34和吸力面35的正中间，并由前缘32延伸至后缘33。如图2所示，沿中弧线31进行厚度叠加，是指按照厚度分布沿中弧线31的法线方向N进行厚度叠加。

可见，确定二维叶型(叶高截面)的厚度分布，是叶片2设计过程中的重要步骤。

而在确定二维叶型(叶高截面)的厚度分布时，最大厚度Dmax、最大厚度位置Lmax、前缘半径RL和后缘半径RT是重要的指标。其中，如图3所示，最大厚度Dmax是同一叶高截面的压力面34和吸力面35之间的最大距离；最大厚度位置Lmax为最大厚度Dmax所在位置距离前缘32的距离。前缘半径RL和后缘半径RT则分别为前缘32和后缘33的曲率半径。不同叶高截面的最大厚度Dmax、最大厚度位置Lmax、前缘半径RL和后缘半径RT可以通过在符号中增加i，来进行区分，即，不同叶高截面的最大厚度Dmax可以计为Dmaxi，不同叶高截面的最大厚度位置Lmax可以计为Lmaxi，不同叶高截面的前缘半径RL可以计为RLi，不同叶高截面的后缘半径RT可以计为RTi。基于此，Dmaxi为叶片2的任意叶高Ri处截面的最大厚度Dmax；Lmaxi为叶片2的任意叶高Ri处截面的最大厚度位置；RLi为叶片2的任意叶高Ri处截面的前缘半径；RTi为叶片2的任意叶高Ri处截面的后缘半径。

相关技术中，在设计叶片2时，通常直接将不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmax、前缘半径RLi和后缘半径RTi分别取为相同值，即，各叶高截面的最大厚度Dmaxi相等，各叶高截面的最大厚度位置Lmax相同，各叶高截面的前缘半径RLi相等，且各叶高截面的后缘半径RTi相等，这种情况下，没有考虑不同叶高截面之间的差异，另外，也没有考虑压气机1的进口附面层厚度的影响，导致设计得到的叶片2，性能较差，尤其，气动性能较差。

压气机工作过程中，气流条件较为复杂，在不同叶高截面处，气流状态通常不同，尤其，随着飞机飞行姿态的调整，压气机1的进口环境在不断发生变化，叶片2不同叶高处气流条件不断变化，然而，相关技术中直接将不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmax、前缘半径RLi和后缘半径RTi分别取为相同值的设计叶片设计方法，并没有考虑不同叶高截面处气流状态的差异，没有针对不同叶高截面的气动特征进行适应性调整，因此，所设计得到的叶片2在不同叶高截面处难以满足相应位置气流条件的要求，容易导致叶片2的可用攻角范围较窄，气动损失较大，影响叶片2的气动性能。

另外，由于压气机1通常位于低压部件的下游，高低压部件之间存在较大的径向高度差，因此，会导致压气机1的进口截面存在较厚的附面层，例如，在图1中，由于高低压部件之间存在较大的径向高度差(表现为图1中进口过渡流道13的径向高度差较大)，因此，在图1的位置I(径向上对应进口导流叶片21的根部)附近会产生较厚的附面层，引起较大的气流损失，然而，相关技术中，在设计叶片2时，并没有考虑压气机进口截面附面层厚度的影响，而是直接忽略了该流动特征，因此，也导致设计得到的叶片2的气动性能不够理想。

可见，相关技术中将不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmax、前缘半径RLi和后缘半径RTi分别取为相同值的叶片设计叶片设计方法，没有充分考虑压气机工作过程中的气流流动特性，影响叶片2的气动性能，而由于叶片2的气动性能是影响压气机1和航空发动机性能的重要因素，因此，相关技术中的设计叶片设计方法还会影响压气机1和航空发动机的性能。

上述问题在叶片2为进口导流叶片21时，更加突出，因为，在压气机1的各级叶片2中，进口导流叶片21更容易受进口环境和进口附面层厚度的影响，所以，若在设计进口导流叶片21时，直接忽视相关气流流动特性，则设计得到的进口导流叶片21很容易不符合目标气动性能的要求。

基于上述发现，本公开提供一种叶片设计方法，对压气机1的叶片2进行设计，尤其适用于对多级压气机的进口导流叶片21进行设计。

图4-5示例性地示出了本公开的叶片设计方法。

参见图4-5，本公开所提供的叶片设计方法包括：

S201、基于以下四者中的至少之一，来确定压气机1的叶片2的不同叶高截面的厚度分布：

被构建为以第一参数A和压气机1的叶片2的不同叶高截面的高度百分比x

被构建为以第二参数B和不同叶高截面的高度百分比x

被构建为以不同叶高截面的高度百分比x

被构建为以不同叶高截面的高度百分比x

S202、基于所确定的不同叶高截面的厚度分布，生成叶片2。

其中，不同叶高截面的高度百分比x

基于上述设置，在确定不同叶高截面的厚度分布时，不再将不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmax、前缘半径RLi和后缘半径RTi分别取为相同值，而是对不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmaxi、前缘半径RLi和后缘半径RTi中的至少之一进行特殊构建，使不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmaxi、前缘半径RLi和后缘半径RTi中的至少之一与不同叶高截面的高度百分比x

其中，当不同叶高截面的最大厚度Dmaxi为以不同叶高截面的高度百分比x

当不同叶高截面的最大厚度Dmaxi为以第一参数A为参数的函数时，由于第一参数A是根据压气机1的进口附面层厚度确定的常数，能够在一定程度上反映压气机1进口附面层厚度的影响，因此，这意味着，在确定不同叶高截面的最大厚度Dmaxi时，已经将压气机1进口附面层厚度的影响纳入考虑，所以，相对于相关技术中没有考虑进口附面层厚度影响的情况，更方便设计得到气动性能较好的叶片2，使得叶片2能够在较宽的攻角范围内，具有较小的气动损失。

其中，第一参数A可以根据经验确定，即，可以预先根据经验确定一系列与不同进口附面层厚度相应的第一参数值，然后，在设计过程中，根据设计工况所对应的进口附面层厚度情况从预先确定的一系列第一参数值中选取某个值作为相应设计过程中的第一参数值。例如，一些实施例中，根据经验，将第一参数A的取值范围预估为0.05≤A≤0.15，实际设计时，可以根据设计工况下进口附面层厚度从相应预估范围内选取合适的值。在根据进口附面层厚度确定第一参数A的具体值时，可以在进口附面层厚度越小时，取第一参数A值越小，此时，第一参数A随进口附面层厚度的变小而减小。而进口附面层厚度的大小，可以根据压气机1的进口流量以及进口过渡流道13的径向高度差来确定。当压气机1的进口流量越大，进口过渡流道13的径向高度差越小时，进口附面层厚度越小。也就是说，当压气机1的进口流量越大，进口过渡流道13的径向高度差越小时，第一参数A可以取值越小。

当不同叶高截面的最大厚度位置Lmaxi为以不同叶高截面的高度百分比x

当不同叶高截面的最大厚度位置Lmaxi为以第二参数B为参数的函数时，由于第二参数B是根据压气机1的进口附面层厚度确定的常数，能够在一定程度上反映压气机1进口附面层厚度的影响，因此，这意味着，在确定不同叶高截面的最大厚度位置Lmaxi时，已经将压气机1进口附面层厚度的影响纳入考虑，所以，相对于相关技术中没有考虑进口附面层厚度影响的情况，更方便设计得到气动性能较好的叶片2，使得叶片2能够在较宽的攻角范围内，具有较小的气动损失。

其中，第二参数B可以根据经验确定，即，可以预先根据经验确定一系列与不同进口附面层厚度相应的第二参数值，然后，在设计过程中，根据设计工况所对应的进口附面层厚度情况从预先确定的一系列第二参数值中选取某个值作为相应设计过程中的第二参数值。例如，一些实施例中，根据经验，将第二参数B的取值范围预估为0.2≤B≤0.3，实际设计时，可以根据设计工况下进口附面层厚度从相应预估范围内选取合适的值。在根据进口附面层厚度确定第二参数B的具体值时，可以在进口附面层厚度越小时，取第二参数B值越小，此时，第二参数B随进口附面层厚度的变小而减小。如前所述，进口附面层厚度的大小，可以根据压气机1的进口流量以及进口过渡流道13的径向高度差来确定。当压气机1的进口流量越大，进口过渡流道13的径向高度差越小时，进口附面层厚度越小。也就是说，当压气机1的进口流量越大，进口过渡流道13的径向高度差越小时，第二参数B可以取值越小。

当不同叶高截面的前缘半径RLi为以不同叶高截面的高度百分比x

当不同叶高截面的后缘半径RTi为以不同叶高截面的高度百分比x

可见，基于本公开所提供的叶片设计方法，可以较为方便地获得气动性能更好的叶片2。

其中，作为所构建Dmaxi的示例，Dmaxi的计算公式确定为：

Dmaxi＝[f

其中，Chordi为不同叶高截面的弦长。如图3所示，弦长Chord为中弧线31的长度。Chordi表示任意叶高Ri处截面的弦长。

由于上述公式(1)是同时以高度百分比x

示例性地，公式(1)中的f

f

基于公式(2)所示的f

Dmaxi＝(-0.0038x

研究表明，基于上述公式(3)所确定的Dmaxi，能够更有效地扩大叶片2的可用攻角范围，减小叶片2的气动损失，使叶片2的气动性能进一步改善。

并且，由于上述公式(3)给出了较为精细的Dmaxi的计算叶片设计方法，因此，也有利于提升叶片设计效率，使得能够更加高效地完成叶片2的设计。

另外，作为所构建Lmaxi的示例，Lmaxi的计算公式确定为：

Lmaxi＝[f

其中，Chordi仍然表示不同叶高截面的弦长。

由于上述公式(4)是同时以高度百分比x

示例性地，公式(4)中的f

例如，一些实施例中，f

f

再例如，一些实施例中，f

f

又例如，一些实施例中，f

基于公式(7)所示的f

研究表明，基于上述公式(8)所确定的Lmaxi，能够更有效地扩大叶片2的可用攻角范围，减小叶片2的气动损失，使叶片2的气动性能进一步改善，

并且，由于上述公式(8)给出了较为精细的Lmaxi的计算叶片设计方法，因此，也有利于提升叶片设计效率，使得能够更加高效地完成叶片2的设计。

同时，基于上述公式(8)所确定的Lmaxi，使得叶片2的各叶高截面的最大厚度位置比常规叶片2的最大厚度位置靠前，这有利于提高叶片2的抵抗异物撞击的能力，进而有利于改善叶片2的结构可靠性。

常规叶片，例如NACA63-A4K6常规系列叶片2，其最大厚度位置在35％弦长处，即，Lmaxi＝35％*Chordi，此时，最大厚度位置较靠后，也就是说叶片2的靠近前缘32的部分较薄，前缘半径较小，这种情况下，叶片2难以抵抗强烈的外物冲击，若有较大的异物吸入，例如飞机进口结冰时进入到压气机1内部的冰块，或飞机起飞降落时吞入的鸟和沙石，那这些异物就很容易将叶片2撞坏，引发毁灭性的灾难。

而基于公式(8)所确定的Lmaxi，其取值范围大概在24％*Chordi～31％*Chordi之间，比35％*Chordi要小，也就是说，此时，各叶高截面的最大厚度位置均比常规叶片靠前，由于这使得叶片2的靠近前缘32的部分较厚，前缘半径较大，方便叶片2将吸入的异物粉碎，因此，有利于增强叶片2抵抗异物撞击的能力，从而有效提升叶片2的结构可靠性。

抵抗异物撞击能力的增强，对于进口导流叶片21尤为重要，因为，进口导流叶片21为压气机1的所有叶片2的最上游，因此，其抵抗异物撞击的能力增强时，不仅可以有效防止自身被异物撞坏，还可以有效防止后面各级的叶片被撞坏。

作为所构建RLi的示例，RLi的计算公式确定为：

RLi＝f

其中，Chordi仍然为不同叶高截面的弦长。

由于上述公式(9)是以高度百分比x

示例性地，公式(9)中的f

f

基于公式(10)所示的f

RLi＝(-0.1312x

研究表明，基于上述公式(11)所确定的RLi，能够更有效地扩大叶片2的可用攻角范围，减小叶片2的气动损失，使叶片2的气动性能进一步改善。

并且，由于上述公式(11)给出了较为精细的RLi的计算叶片设计方法，因此，也有利于提升叶片设计效率，使得能够更加高效地完成叶片2的设计。

同时，基于上述公式(11)所确定的RLi，数值较大，也就是说，前缘半径较大，这也有利于提升叶片2的抵抗异物撞击的能力，改善叶片2的结构可靠性。

作为所构建RTi的示例，RTi的计算公式确定为：

RTi＝f

其中，Chordi仍然为不同叶高截面的弦长。

由于上述公式(12)是以高度百分比x

示例性地，公式(12)中的f

f

基于公式(13)所示的f

RTi＝(0.0047x

研究表明，基于上述公式(14)所确定的RTi，能够更有效地扩大叶片2的可用攻角范围，减小叶片2的气动损失，使叶片2的气动性能进一步改善。

并且，由于上述公式(14)给出了较为精细的RTi的计算叶片设计方法，因此，也有利于提升叶片设计效率，使得能够更加高效地完成叶片2的设计。

另外，参见图5-6，在一些实施例中，前述基于所确定的不同叶高截面的厚度分布，生成叶片2的步骤S202包括：

S203、基于所确定的不同叶高截面的厚度分布，确定不同叶高截面的叶型；和

S204、对所确定的不同叶高截面的叶型进行三维积叠，生成叶片2。

其中，在基于所确定的不同叶高截面的厚度分布，确定不同叶高截面的叶型时，可以将所确定的不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmaxi、前缘半径RLi和后缘半径RTi叠加在不同叶高截面的中弧线上，得到不同叶高截面的叶型。

而在对所确定的不同叶高截面的叶型进行三维积叠时，各截面可以按照前缘或重心完成三维积叠。

前述各实施例中，不同叶高截面的中弧线，可以基于S2流面参数计算结果确定。

另外，参见图5，前述各实施例中，在叶片2生成后，还可以对所生成的叶片2进行S1流面分析，以确定所生成叶片2是否满足设计要求，进而判断是否可以结束设计。其中，在所生成叶片2满足设计要求时，结束设计；在所生成叶片2不满足设计要求时，重新迭代设计。

其中，S1流面和S2流面是基于吴仲华先生于1952年提出的“两簇流面交替迭代法”理论中的概念。S1流面是指从叶片到叶片的流面，S2流面是指从叶根到叶尖的流面。实际设计中，通常将S1流面简化为回转面，将S2流面简化为子午面。

S2流面参数计算即为计算气流流过各级叶片以后，所形成的压力、温度、气流角等参数沿叶片展向高度分布形式。本公开基于S2流面参数计算结果，确定叶片造型的输入参数，也就是说，根据设计工况下S2流面参数计算结果，准备叶型输入参数，之后，基于叶片造型程序，按照前述各实施例的叶片设计方法，来进行叶片造型。

其中，在确定叶片造型的输入参数时，所基于的S2流面参数计算结果可以包括各截面进气角β

在确定各截面的中弧线时，可以先基于进气角β

可以理解，几何进口角β

因此，几何进口角β

β

其中，θ为攻角。不同截面的攻角θ，可以视情况在-3～4°的范围内取不同值。

几何出口角β

β

其中，δ为攻落后角。不同截面的落后角δ，可以采用卡特公式叠加修正值计算得到。

接下来以图1所示压气机1的进口导流叶片21的设计过程为例，来进一步说明本公开的叶片设计方法。

如图1所示，该压气机1包括进口导流叶片21、两排转子叶片22和两排静子叶片23。

在采用本公开的叶片设计方法对进口导流叶片21进行设计时，如图4以及图7-8所示，按照如下步骤进行：

S100、准备叶型输入参数：

进行S2流面参数计算，并根据S2流面参数计算结果，准备叶型输入参数。

S200、进行叶型设计：

使用造型软件，进行叶型设计。

具体地，如图7-8所示，叶型设计过程包括如下步骤：

S210、构造各叶高截面的中弧线：

采用叶片造型程序，输入步骤S100所准备的叶型输入参数，构造各叶高截面的中弧线；

S220、确定各叶高截面的厚度分布：

该实施例采用定制的厚度分布方式，来确定各叶高截面的厚度分布，其具体过程如下：

S221、确定各叶高截面的高度百分比x

按照x

S222、确定各叶高截面的最大厚度Dmaxi：

基于x

Dmaxi＝(-0.0038x

考虑设计工况下的附面层厚度影响，取A值为0.09，进而基于公式(3)确定各叶高截面的最大厚度Dmaxi。

Chordi可以基于S2流面参数计算结果确定。

S223、确定各叶高截面的最大厚度位置Lmaxi：

基于x

考虑设计工况下的附面层厚度影响，取B值为0.25，进而基于公式(8)确定各叶高截面的最大厚度位置Lmaxi。

S224、确定各叶高截面的前缘半径RLi：

基于x

RLi＝(-0.1312x

基于公式(11)确定各叶高截面的前缘半径RLi。

S225、确定各叶高截面的后缘半径RTi：

基于x

RTi＝(0.0047x

基于公式(14)确定各叶高截面的后缘半径RTi。

S226、获得各叶高截面的厚度分布：

基于步骤S222～S225所确定的各叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmaxi、前缘半径RLi和后缘半径RTi，确定各叶高截面的厚度分布。

其中，步骤S222-S225中各步骤之间的先后顺序不作限定；另外，步骤S220与步骤S210之间的先后顺序不作限定。

S230、基于步骤S210所构造的各叶高截面的中弧线以及步骤S220所确定的各叶高截面的厚度分布，确定各叶高截面的叶型：

将所确定的各叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmaxi、前缘半径RLi和后缘半径RTi叠加于对应叶高截面的中弧线上，得到各叶高截面的叶型。

S240、基于步骤S230所确定的各叶高截面的叶型，生成进口导流叶片21：

将步骤S230所确定的各叶高截面的叶型，按照前缘或重心完成三维积叠，获得所设计的进口导流叶片21。

S300、对步骤S240所获得的进口导流叶片21进行S1流面分析，考察各截面的性能，若满足设计要求，则结束设计；若不满足，则返回步骤S200，重新设计迭代。

基于以上步骤，设计得到的进口导流叶片21大致如图9所示。由图9可知，该进口导流叶片21大致呈“鲨鱼头”形状。鲨鱼身体轮廓是生物进化的结果，是鲨鱼在水中游动的最佳形态，尤其是鲨鱼头的形状，是鲨鱼适应各种复杂环境，生物进化选择的结果。因此，基于上述步骤，所得到的仿生“鲨鱼头”形状的进口导流叶片21，不仅气动性能良好，而且结构可靠性较高，可以较好地满足航空发动机对进口导流叶片21良好气动性能和较高结构可靠性的双重要求。

为了更清楚地体现所得到进口导流叶片21的优势，将基于上述步骤设计得到的进口导流叶片21与常规叶型进行比较。其中，将二者的典型截面的设计参数列于如下的表1中，并将二者具体形状的比对结果在图10示出。在图10中，X轴和Y轴分别表示叶型的横纵坐标值，且C所指示的实线和D所指示的虚线分别表示本实施例叶型和常规叶型。

表1

基于表1以及图10可知，与常规叶型相比，该实施例的叶型最大厚度位置更靠前，这使得进口导流叶片21具有更强的抵抗异物冲击的能力，因此，结构可靠性更高。

进一步地，采用S1流面分析软件Mises软件，对该实施例设计得到的进口导流叶片21的气动效果开展测试，并与常规进口导流叶片进行对比测试。图11给出了该实例与常规叶型的可用攻角范围对比。在图11中，横纵坐标分别表示攻角和气动损失，且C所指示的实线和D所指示的虚线分别表示本实施例叶型和常规叶型。

由图11可以看出，该实施例所设计得到的叶型最小损失比常规叶型最小损失小17％左右，且可用攻角范围比常规叶型范围更为宽广，具体来说，在负攻角范围，该实施例比常规叶型攻角宽2°左右，在正攻角范围比常规叶型宽1°左右。

可见，该实施例所得到的进口导流叶片21，结构可靠，且在宽广的攻角范围内仍然具有较低的气动损失，气动性能良好。

综合前述可知，本公开所提供的叶片设计方法，通过在叶片设计过程中，充分考虑压气机进口气流特点，以及不同叶高的气动特征差异，针对不同叶高截面的气动特征开展适应性调整，构建不同叶高截面的最大厚度Dmaxi、最大厚度位置Lmaxi、前缘半径RLi和后缘半径RTi中至少之一的精细化的计算方程，可以有效提升叶片的设计效率，且可以设计出气动性能和结构可靠性较好的叶片。

本公开另外还提供一种叶片2、一种压气机1和一种航空发动机。

其中，所提供的叶片2采用本公开的叶片设计方法设计得到，并且具体可以为进口导流叶片21。

所提供的压气机1包括本公开所提供的叶片2。

所提供的航空发动机则包括本公开所提供的压气机1。

以上所述仅为本公开的示例性实施例，并不用以限制本公开，凡在本公开的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。