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1、青岛科技大学本科毕业设计（论文）1. 绪 论1.1课题背景、目的及意义弯掠叶片的成型方法自上世纪六十年代初提出以来1，受到世界各国研究人员的高度重视，一些工业发达国家相继开展了弯掠叶片的气动实验和数值计算方面的研究工作，并取得了一定的研究成果。随着理论和实验研究的发展，弯掠叶片作为螺旋桨和压气机叶片，在气动性能和声学特性上的优点愈来愈被研究人员所证实。美国NASA研究中心1984年的研究报告指出2，采用弯掠螺旋桨的航空发动机，油耗降低15%-40%，近声场降低6dB(A)以上。美国Garrent发动机公司已经制造成功具有弯掠静叶和动叶的航空涡轮，级效率达到92%。弯掠方案成功用于飞机机翼的设计
2、以降低跨音和超音飞行时的阻力这一事实，一直鼓励着内流工作者将此思想用于风扇/压气机的设计3-5。在压气机和风扇中采用弯掠叶片逐渐被大家所重视，并愈来愈引起研究人员的广泛兴趣，陈矛章院士指出，风扇/压气机是涡轮发动机的一个重要部件，技术含量高，难度大，常成为阻碍涡轮发动机研制成功的关键部件，开展在子午面内前掠转子的计算和试验研究是提高风扇/压气机失速裕度和抗畸变能力的有效途径。研究者从叶片动力学研究及其新叶型研制上为寻求改善叶轮机械的性能作出了不懈的努力。弯掠叶片成型规律的研究也由单纯弯、扭发展到三维弯掠造型，并逐渐形成了“弯掠叶片空气动力学”分支学科4-6。美国国防部提交国会的“关键技术计划”
3、中连续6年提到“弯掠叶片动力（SweepAerodynamics）”，并将它列为“集成高性能透平引擎技术”（Integrated HighPerformance Turbine Engine Technology）计划的核心内容7-9，其目标是到2000年使美国军用航空及大气层武器系统使用的涡轮发动机推重比达到20左右（增加1倍），同时油耗下降约40%。上世纪七十年代以后，经过各国科学家和工程技术人员的共同努力，弯扭叶片的研究已取得了不少成果10-14，并成功地应用于汽轮机、燃气轮机和航空发动机和压气机上15。A.J.Wennerstorm等16在文献中就当时的状况和历史作了综述，近年的研究如
4、掠叶片17、上反叶片18、掠叶片19等向人们展示了这方面的新进展。在我国，王仲奇院士领导的研究集体20-21对弯扭叶片所做的系统研究，其研究成果得到了国内外同行的公认。北航周盛及其学生22对前后掠跨超音轴流风扇的研究以及钟芳源、蔡娜教授等对轴流弯掠风扇的气动声学的研究，都使我国成为在这方面研究起步较早的国家。研究表明，端弯叶片多级轴流压缩机的性能与常规叶片相比，不同压比和流量下的性能虽有着较大的进步，但由于前缘端弯叶片出口其叶型中弧线（Camber Line）出口角变化，这种叶片不得不改变原来的设计系统，造成了与常规叶片设计系统不同的问题。日益苛刻的能源与环境问题，要求叶轮机械具有高效（高负荷
5、）和喘振裕度大的性能。随着燃气轮机联合循环发电方式的开发，要求轴流压缩机在满足高效和较大喘振裕度性能前提下，又要增大叶片级的负荷已显得力不从心和感到困难。此外弯曲叶片在轴流压缩机的静叶上的应用虽取得进展，但在动叶及其级的动态实验研究上，国内外还较为少见。近年来国外在斜流叶轮研究和应用方面所取得的新进展，如斜流压缩机叶尖泄漏涡流动23以及飞行器推进系统和水下武器装备上斜流叶轮的应用24，越来越明显地展示了斜流叶轮在中高比转速范围内，与离心叶轮和轴流叶轮相比，具有比前者的大流量和比后者的高负荷的性能特点，日益受到国内外研究者的关注。所研究的低速轴流风扇是指主要应用公共场所、隧道、地下商场的散热和通
6、风。本文通过数值模拟方法研究掠叶片技术对低速轴流风扇性能的影响，为研制高效的轴流风扇提供了依据。早在20世纪40年代，弯扭技术开始进入叶片设计者们的视线，到了70、80年代，弯扭技术已经很好地应用于汽轮机与涡轮机领域，与此同时，学者们又开始研究掠叶片对风机及其涡轮机的影响，已取得了不少成果 。Scott Mcnuhy研究了前掠动叶对低速压气机间隙流动的影响 ，前掠降低了叶端间隙泄露损失，使得压气机的效率增加；文献21采用数值模拟技术详细地研究了不同掠高的某蒸汽轮机末级前掠叶片叶栅内部的二次流动，结果表明前掠能有效地抑制低能流体向叶展中部的发展，降低了端壁低能流体和主流高能流体相互掺混造成的能量
7、损失；文献23对不同掠角的涡轮静叶栅内的三维粘性流场进行了数值模拟比较，其结果表明后掠不仅降低了总压损失，还使出口参数沿叶高分布均匀，整体性能要优于前掠叶片。针对以上研究现状及存在问题，本文根据国内外所作的环壁边界层的机理性实验，结合已有斜流叶轮研究的工作基础，着重研究验证前掠叶片在低速轴流风扇中相对直叶片的效率是否有所提高。前掠叶片在低速轴流风扇中的应用的研究国内外尚不多见，故本文的研究有一定的开创性。此研究可为低速轴流风扇的技术改进提供一定理论依据。1.2弯掠叶片的国内外研究现状国内研究方面，上海交通大学钟芳源教授、蔡娜教授等领导的研究集体对轴流径向动叶分别周向前弯和轴向前掠优化设计结果表
8、明：弯或掠动叶气动-声学性能均优于径向动叶，并且周向前弯动叶的稳定工作范围扩大20%以上。文献25在常规径向动叶中径处弦长加长20.4%，同时周向前弯8.3，与常规径向积叠叶片的轴流风扇相比，采用弯掠叶片的轴流风扇能提高效率4%5%，气动噪声降低3.55dB(A)；同时指出，弯掠叶片对气流不仅有周向和轴向分力作用，而且还存在一个径向分力的作用，这个径向分力与周向和轴向分力一起，共同影响弯掠叶片的加功量，从而也必将影响其流动损失值。同时径向力也使沿动叶片表面的附面层的低速气流承受着由其离心力所产生的、垂直于叶型表面分力的作用，这必将改变叶片出口附面层的厚度，通过它直接决定着叶片气动效率和气动噪声
9、的大小。钟芳源教授给出了前弯叶片角度的推荐范围为810，前掠叶片的角度的推荐范围为2025。文献15中指出：对于常规的直叶片，叶片与气流作用力的径向分力趋于零，它对流场内的气动参数分布影响很小，一般情况下可以略去不计；采用倾斜叶片或弯曲叶片的目的，主要是利用这个径向分力来控制流场内的静压力分布以便优化流型，降低能量损失。压气机中的损失可以分为叶型损失、二次流损失（或端壁损失）、泄漏损失等，二次流损失与叶型和叶栅的各几何参数有关，在内流方面，直接取决于叶栅端壁附面层和叶片表面附面层的发展及其产生的旋涡与分离流动。叶型损失主要与叶型表面附面层的分布状况有关。决定二次流损失大小的主要因素有两个：一是
10、壁面的粘性效应，二是壁面压力梯度的大小和方向，叶栅气动特性好坏在一定程度上取决于近壁面的静压梯度。如果静压梯度使附面层向一起集聚，将引起二次流损失增高。而在气动负荷较高的叶栅中，较大的横向和沿流向的逆压梯度不可避免，叶栅气动特性的好坏主要依赖于展向压力梯度。如果展向静压分布能减弱或消除附面层的集聚，则二次流损失会大幅度降低。而在常规直叶片压气机叶栅中，叶栅的通道涡较强，出口集中脱落涡和角区分离涡的存在，造成了叶栅两端壁较高的二次流损失，并且随来流冲角的提高，二次流损失进一步上升。研究表明26，叶片弯掠会对尾迹、尾缘激波形式、端部二次流、通道涡在级内的发展以及端壁附面层的输运等诸多流动现象产生极
11、大的影响。王仲奇提出的附面层迁移理论认为，采用正弯叶片可使叶栅两端吸力面与压力面间的压差减小，中部压差增大，因此可以减弱端部二次流；而反弯叶片可以在叶栅流道内沿叶高建立起反“C”型压力分布，使叶栅中部的低能流体移至两端，因而可以降低叶栅中部的能量损失。对于叶栅是采用正弯叶片还是反弯叶片，一方面取决于叶栅流道中部沿吸力面流向的压力梯度，另一方面取决于是否存在边界层分离27-29。对于损失主要是端部损失的小展弦比叶栅，只要中部无分离发生，采用前弯叶片是有利的；对于中部有严重边界层分离的导向叶栅和扩压叶栅，采用反弯曲叶片对降低能量损失则可能是有利的。王仲奇院士的研究小组对正弯20叶片在不同攻角的计算
12、表明，采用正弯叶片可以减小叶栅流道内通道涡的强度，并且由于两端壁的附面层被吸入主流，使得正弯叶片中的能量损失减少；攻角越大，弯叶片的作用越明显29。1995年，他们的实验测量和流动显示结果30表明：叶片正弯增大了叶栅进口段逆压梯度，并在叶片吸力面前部形成反“C”型静压等值线，增强了叶片前缘的鞍点分离和吸力面分离线向叶栅中部的收敛。叶片反弯减小了叶栅进口段逆压梯度，在吸力面进口形成垂直于端壁的静压等值线，不仅削弱了鞍点分离，而且造成吸力面上的自由涡层型分离，避免了吸力面上、下分离线相交，因此二次旋涡损失大为降低。2000年，北京航空航天大学周盛教授等从叶片前缘曲线掠的形式入手，采用适合叶轮机械内
13、三维流动特点的相对掠概念，把叶片前缘曲线相对前掠应用到设计中，探讨了叶片前缘曲线相对前掠对通道激波的方位、强度的影响。报告指出：不同形式的掠在端壁效应方面对激波和激波附面层相互作用造成的损失不同，对风扇/压气机的性能特征影响不同；不同形式的掠对低能团流体向叶尖区迁移的影响不同，因而激波附面层的相互作用程度不同和对叶尖区的堵塞程度不同，从而对气动损失和失速裕度的影响也不同；风扇的峰值效率以前掠转子为最高，后掠转子次之，无掠转子最低。此外，沈阳发动机研究所、沈阳航空发动机制造公司等单位也将端弯叶片、倾斜叶片、端削叶片应用于航空发动机的压气机叶栅中，取得了不少成果。国外研究方面，1985年左右，美国
14、空军Wright实验室开展了一个叫做“叶片参数研究”的计划，其目的是开展高通流压气机计划研究（HTFC），对8个转子和两个静子进行系统参数研究，并将叶片前缘掠形作为一个设计参数加以研究。1992年该实验室又开始了一个叫做“掠形转子研究”的计划，并将重点集中到掠形，其技术思想是用小展弦比加适当的掠形造成沿展向倾斜的激波以达到提高效率的目的，他们通过改变叶片弦长的分布而设计的掠形转子不仅有最大的流量裕度，而且在其最高性能点附近的特性曲线有较平坦的一段，对应有更长的失速预告时期。美国海军NAFCOT计划则按照“亚音前缘”原则，在压气机叶中以上采用大后掠，企图实现无激波转子。他们根据结构强度的需要将转
15、子叶片子午形状作成斧头形。实验结果表明，叶片前缘的大后掠带来了激波的大后掠，从而大大降低了激波强度和相应的总压损失，提高了风扇效率。这是掠形方案的效率在尖部区明显高于径向叶片的原因。横跨三大洲的国际合作涡轮发动机V2500的压气机叶片采用了端部弯曲的可控扩散叶型，减少了二次流并控制了涡系的形成，试验结果显示压气机喘振边界提高了6%，同时效率也提高了1%，V2500发动机目前为国际航空发动机公司的先进产品。1984年美国通用电力公司在其低压压气机的末级静叶采用了后掠倾斜叶片，由于根部静压较高，从而改善了过渡段内的扩压流动，对防止压气机喘振过大或增加喘振裕度起了重要的作用，改善了高、低压压气机中间
16、过渡段的气动性能，研制成功并用于最先进的E3发动机中。美国普惠公司在PW4084发动机的一级风扇叶片、七级低压和十一级高压压气机的静子导流叶片上全部采用了三维端掠叶片，减小了壁面的扩散损失，推力由322KN提高到397KN，取得了明显的效果，目前已经成功地装备在波音777飞机上。 1973年，B.M.Trojanovskij的研究指出，流场分布和损失可以通过透平叶片的弯曲加以调整；1999年，德国的M.G.Beiler应用N-S数值方法分析了低压无静叶轴流风机弯掠动叶内流场，发展了一种掠叶型设计方法。其数值分析和实验测量结果表明，对于低压风机，前掠能较好地改进其气动性能和声学性能。德国RR公司的BR710航空发动机，在不增大尺寸的条件下，通过改进叶型，采用掠弯组合造型叶片，提高了流量和效率，改善了噪音特性并增大了推力。同时叶尖后掠提高了叶片抗鸟撞击能力。掠
