一种超音速涡轮用喷嘴叶片及其设计方法
技术领域
本发明涉及低温液体火箭发动机涡轮泵技术领域，尤其涉及一种超音速涡轮用喷嘴叶片及其设计方法。
背景技术
国内外大推力液体火箭发动机均采用泵压式推进剂供应系统，以优化火箭设计方案，提高运载能力。
涡轮作为发动机系统的重要组成部分，其效率影响着整个发动机的性能。根据发动机循环系统的不同，液体火箭发动机用涡轮可分为独立涡轮和前置涡轮，其中独立涡轮用于燃气发生器循环发动机，其涡轮燃气做功后直接排放到大气中。
为提高发动机性能，必须减少涡轮燃气流量，提高比功率，独立涡轮通常采用大压比超音速涡轮设计方案。
超音速涡轮是指喷嘴出口燃气流速超过声速，一般马赫数大于2。喷嘴内部燃气流动由较低速度通过收敛-扩张通道膨胀到超音速，容易引起超音速流相关流动损失，设计难度较大。喷嘴出口燃气的流动特性很大程度上决定了涡轮动叶的输出功率及效率。因此超音速喷嘴的设计对整个涡轮的性能有决定性影响。
因此，如何提供一种超音速涡轮用喷嘴叶片，以使超音速流动膨胀波系分布更加平缓，减小超音速流动损失，同时增大喷嘴膨胀能力，是目前本领域技术人员亟待解决的技术问题。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种超音速涡轮用喷嘴叶片及其设计方法，以使超音速流动膨胀波系分布更加平缓，减小超音速流动损失，同时增大喷嘴膨胀能力。
为了达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种超音速涡轮用喷嘴叶片，喷嘴叶片的叶型，以前缘、尾缘为分割点由两组曲线组成，其中一组为压力面曲线，另外一组为吸力面曲线，
所述压力面曲线上具有一个凸点，为第一凸点，
所述吸力面曲线上具有一个凸点，为第二凸点，
一个喷嘴叶片上的第一凸点与相邻的喷嘴叶片上的第二凸点对正设置，位于垂直于流线上的同一位置，形成喷嘴流道的喉部，
两个相邻喷嘴叶片在所述喉部的上游，即气流进口侧形成一个收敛通道，两个相邻喷嘴叶片在所述喉部的下游，即气流出口侧形成一个对称扩张通道，对应的使得，气流由所述气流进口侧的亚音速流动加速到音速然后又加速到超音速流动。
优选的，上述前缘为一段圆弧，圆弧半径取R1-R3。
优选的，上述吸力面曲线上，
自所述前缘至所述第二凸点为吸力面第一段曲线，所述吸力面第一段曲线为单段样条曲线，曲线曲率单调增大，
自所述第二凸点至所述尾缘为吸力面第二段曲线，所述吸力面第二段曲线为单段样条曲线，曲线曲率单调减小。
优选的，上述吸力面第一段曲线和所述吸力面第二段曲线之间圆弧连接，圆弧半径取R1-R3。
优选的，上述压力面曲线上，
自所述前缘至所述第一凸点为压力面第一段曲线，所述压力面第一段曲线为单段样条曲线，曲线曲率单调增大，
自所述第一凸点至所述尾缘为压力面第二段曲线，所述压力面第二段曲线为单段样条曲线，曲线曲率单调减小。
优选的，上述压力面第一段曲线和所述压力面第二段曲线之间圆弧连接，圆弧半径取R1-R3。
本发明还提供一种超音速涡轮用喷嘴叶片设计方法，包括：
步骤1)根据涡轮热力一维计算参数，确定喷嘴叶片的中径、所述喷嘴叶片的高度、所述喷嘴叶片的数量和涡轮进气度；
步骤2)所述喷嘴叶片的前缘厚度根据结构限制选择，所述喷嘴叶片的前缘设计成一段圆弧，圆弧半径取R1-R3；
步骤3)所述喷嘴叶片的吸力面第一段曲线设计成单段样条曲线，曲线曲率单调增大，从所述前缘直至第二凸点；
步骤4)所述喷嘴叶片的吸力面第二段曲线设计成单段样条曲线，曲线曲率单调减小，自所述第二凸点至所述喷嘴叶片的尾缘；
步骤5)所述吸力面第一段曲线和所述吸力面第二段曲线之间圆弧相连，圆弧半径取R1-R3；
步骤6)所述喷嘴叶片的压力面第一段曲线设计成单段样条曲线，曲线曲率单调增大，自所述前缘至第一凸点；
步骤7)所述喷嘴叶片的压力面第二段曲线设计成单段样条曲线，曲线曲率单调减小，自所述第一凸点至所述尾缘；
步骤8)所述压力面第一段曲线和所述压力面第二段曲线之间圆弧相连，圆弧半径取R1-R3；
步骤9)所述尾缘取圆弧；
步骤10)根据涡轮一维热力计算结果确定叶片出口安装角，然后调整一个喷嘴叶片上的第一凸点与相邻的喷嘴叶片上的第二凸点的位置，使得两者对正，喷嘴流道中沿燃气流动方向只有一个喉部，且喉部面积能够保证燃气流量要求；
步骤11)根据二维叶型，生成三维叶片模型，计算三维流场，根据计算结果微调叶型，满足设计要求。
优选的，上述的超音速涡轮用喷嘴叶片设计方法还包括步骤12)如果一次流程不能满足设计要求，则上述步骤3至步骤11形成一个迭代过程，直至满足设计要求。
优选的，上述尾缘取圆弧的半径根据叶片强度取最小值。
优选的，上述步骤9)后还包括步骤91)各段曲线之间相切过渡。
本发明提供的一种超音速涡轮用喷嘴叶片，其特征在于，喷嘴叶片的叶型，以前缘、尾缘为分割点由两组曲线组成，其中一组为压力面曲线，另外一组为吸力面曲线，
所述压力面曲线上具有一个凸点，为第一凸点，
所述吸力面曲线上具有一个凸点，为第二凸点，
一个喷嘴叶片上的第一凸点与相邻的喷嘴叶片上的第二凸点对正设置，位于垂直于流线上的同一位置，形成喷嘴流道的喉部，
从而两个相邻喷嘴叶片在所述喉部的上游，即气流进口侧形成一个收敛通道，两个相邻喷嘴叶片在所述喉部的下游，即气流出口侧形成一个对称扩张通道，对应的使得，气流由所述气流进口侧的亚音速流动加速到音速然后又加速到超音速流动。
本发明提供的超音速涡轮用喷嘴叶片，相比于传统设计方法，其不同点在于：
喉部下游的扩张通道，是由叶型的压力面和吸力面曲线同时向外扩张形成的，这样既可以沿流动方向形成对称均匀的双簇膨胀波系，减小气流加速过程的膨胀相关的流动损失，进而提高喷嘴流动效率；又能增大喷嘴出口膨胀能力，增大出口马赫数，提高涡轮做功能力。
喷嘴出口流动更加均匀也会使动叶内部流动更加高效，进一步提高涡轮效率。
从而实现超音速流动膨胀波系分布更加平缓，减小超音速流动损失，同时增大喷嘴膨胀能力。
附图说明
为了更清楚地说明本发明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，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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他的附图。
图1为本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的吸力面曲线的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的压力面曲线的结构示意图；
图4为本发明实施例提供的两个超音速涡轮用喷嘴叶片配合使用时的结构示意图；
图5为本发明实施例提供的喷嘴流道和喉部的结构示意图。
上图1-图5中：
第一凸点1、第二凸点2、吸力面第一段曲线3、吸力面第二段曲线4、压力面第一段曲线5、压力面第二段曲线6、前缘7、尾缘8、喉部9、喷嘴流道10、吸力面曲线11、压力面曲线12。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参考图1-图5，图1为本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片的结构示意图；图2为本发明实施例提供的吸力面曲线的结构示意图；图3为本发明实施例提供的压力面曲线的结构示意图；图4为本发明实施例提供的两个超音速涡轮用喷嘴叶片配合使用时的结构示意图；图5为本发明实施例提供的喷嘴流道和喉部的结构示意图。
本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片，如图1所示，喷嘴叶片的叶型，以前缘7、尾缘8为分割点由两组曲线组成，其中一组为压力面曲线12，如图3所示，另外一组为吸力面曲线11，如图2所示，
压力面曲线12上具有一个凸点，为第一凸点1，
吸力面曲线11上具有一个凸点，为第二凸点2，
一个喷嘴叶片上的第一凸点1与相邻的喷嘴叶片上的第二凸点2对正设置，位于垂直于流线上的同一位置，即第一凸点1和第二凸点2垂直于流线上的投影是重合的，形成喷嘴流道10的喉部9，如图4和图5所示，
从而两个相邻喷嘴叶片在喉部9的上游，即气流进口侧形成一个收敛通道，两个相邻喷嘴叶片在喉部9的下游，即气流出口侧形成一个对称扩张通道，对应的使得，气流由气流进口侧的亚音速流动加速到音速然后又加速到超音速流动。
本发明提供的超音速涡轮用喷嘴叶片，相比于传统设计方法，其不同点在于：
喉部9下游的扩张通道，是由叶型的压力面曲线121和吸力面曲线11同时向外扩张形成的，这样既可以沿流动方向形成对称均匀的双簇膨胀波系，减小气流加速过程的膨胀相关的流动损失，进而提高喷嘴流动效率；又能增大喷嘴出口膨胀能力，增大出口马赫数，提高涡轮做功能力。
喷嘴出口流动更加均匀也会使动叶内部流动更加高效，进一步提高涡轮效率。
从而实现超音速流动膨胀波系分布更加平缓，减小超音速流动损失，同时增大喷嘴膨胀能力。
具体的，前缘7为一段圆弧，圆弧半径取R1-R3。
具体的，吸力面曲线11上，
自前缘7至第二凸点2为吸力面第一段曲线3，吸力面第一段曲线3为单段样条曲线，曲线曲率单调增大，
自第二凸点2至尾缘8为吸力面第二段曲线4，吸力面第二段曲线4为单段样条曲线，曲线曲率单调减小。
具体的，吸力面第一段曲线3和吸力面第二段曲线4之间圆弧连接，圆弧半径取R1-R3。
具体的，压力面曲线12上，
自前缘7至第一凸点1为压力面第一段曲线5，压力面第一段曲线5为单段样条曲线，曲线曲率单调增大，
自第一凸点1至尾缘8为压力面第二段曲线6，压力面第二段曲线6为单段样条曲线，曲线曲率单调减小。
具体的，压力面第一段曲线5和压力面第二段曲线6之间圆弧连接，圆弧半径取R1-R3。
本发明实施例还提供一种超音速涡轮用喷嘴叶片设计方法，包括：
步骤1)根据涡轮热力一维计算参数，确定喷嘴叶片的中径、喷嘴叶片的高度、喷嘴叶片的数量和涡轮进气度；
步骤2)喷嘴叶片的前缘7厚度根据结构限制选择，喷嘴叶片的前缘7设计成一段圆弧，圆弧半径取R1-R3；
步骤3)喷嘴叶片的吸力面第一段曲线3设计成单段样条曲线，曲线曲率单调增大，从前缘7直至第二凸点2；
步骤4)喷嘴叶片的吸力面第二段曲线4设计成单段样条曲线，曲线曲率单调减小，自第二凸点2至喷嘴叶片的尾缘8；
步骤5)吸力面第一段曲线3和吸力面第二段曲线4之间圆弧相连，圆弧半径取R1-R3；
步骤6)喷嘴叶片的压力面第一段曲线5设计成单段样条曲线，曲线曲率单调增大，自前缘7至第一凸点1；
步骤7)喷嘴叶片的压力面第二段曲线6设计成单段样条曲线，曲线曲率单调减小，自第一凸点1至尾缘8；
步骤8)压力面第一段曲线5和压力面第二段曲线6之间圆弧相连，圆弧半径取R1-R3；
步骤9)尾缘8取圆弧；
步骤10)根据涡轮一维热力计算结果确定叶片出口安装角，然后调整一个喷嘴叶片上的第一凸点1与相邻的喷嘴叶片上的第二凸点2的位置，使得两者对正，喷嘴流道10中沿燃气流动方向只有一个喉部9，且喉部9面积能够保证燃气流量要求；
步骤11)根据二维叶型，生成三维叶片模型，计算三维流场，根据计算结果微调叶型，满足设计要求。
根据本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片设计方法，制造出来的超音速涡轮用喷嘴叶片，相比于传统设计方法，其不同点在于：
喉部下游的扩张通道，是由叶型的压力面曲线12和吸力面曲线11同时向外扩张形成的，这样既可以沿流动方向形成对称均匀的双簇膨胀波系，减小气流加速过程的膨胀相关的流动损失，进而提高喷嘴流动效率；又能增大喷嘴出口膨胀能力，增大出口马赫数，提高涡轮做功能力。
喷嘴出口流动更加均匀也会使动叶内部流动更加高效，进一步提高涡轮效率。
从而实现超音速流动膨胀波系分布更加平缓，减小超音速流动损失，同时增大喷嘴膨胀能力。
为了进一步优化上述方案，上述的超音速涡轮用喷嘴叶片设计方法，还包括步骤12)如果一次流程不能满足设计要求，则上述步骤3至步骤11形成一个迭代过程，直至满足设计要求。
为了进一步优化上述方案，尾缘8取圆弧的半径根据叶片强度取最小值。
为了进一步优化上述方案，步骤9)后还包括步骤91)各段曲线之间相切过渡。
本发明实施例为解决技术问题所采用的技术方案是：
依据涡轮热力计算结果，结合三维流场仿真，通过增加喷嘴叶片型线设计自由度，从而得到扩张段型线变化均匀对称的喷嘴叶型，从而使得超音速流动膨胀波系分布更加平缓，减小了超音速流动损失，同时增大了喷嘴膨胀能力。
本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片及其设计方法，可应用于液体火箭发动机独立涡轮超音速叶片式喷嘴的叶型设计，其有益效果包括：
(1)增加了喷嘴叶型设计的自由度，可以有效地提高喷嘴内部流动效率；
(2)提高了喷嘴出口气流马赫数，增强动叶单位流量燃气的做功能力；
(3)改善了涡轮动叶进口的来流均匀性，提高动叶的效率；
(4)结合从热力计算到三维仿真的设计优化方法，提高了设计结果的准确合理性及可信度；
(5)明确并简化了喷嘴叶型设计的思路及方法，提高了设计效率。
本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片，二维叶型如图1所示。
叶型以图1中前缘7、尾缘8为分割点由两组曲线组成，一组称为压力面曲线12，另一组称为吸力面曲线11。
本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片的压力面曲线12和吸力面曲线11分别有一个凸点，即第一凸点1和第二凸点2，通过调整两凸点的位置，使相邻两个叶片的凸点位于垂直于流线上的同一位置，形成喷嘴流道10的喉部9，这样两相邻叶片在喉部9的上游(即气流进口侧)形成一个收敛通道，叶型在喉部9的下游(即气流出口侧)形成一个对称扩张通道，对应地，气流由进口的亚音速流动加速到音速然后又加速到超音速流动。
传统的超音速喷嘴叶型一般只在压力面曲线有一个凸点，而吸力面曲线为一条直线或者曲率单调变化的曲线。喉部下游的流动膨胀加速只依靠压力面单方向的面积扩张，形成单簇膨胀波系。
相比于传统设计方法，本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片及其设计方法的不同点在于，喉部9下游的扩张通道，是由叶型的压力面曲线12和吸力面曲线11同时向外扩张形成的，这样既可以沿流动方向形成对称均匀的双簇膨胀波系，减小气流加速过程的膨胀相关的流动损失，进而提高喷嘴流动效率；又能增大喷嘴出口膨胀能力，增大出口马赫数，提高涡轮做功能力。喷嘴出口流动更加均匀也会使动叶内部流动更加高效，进一步提高涡轮效率。
本发明实施例提供的超音速涡轮用喷嘴叶片设计方法，在具体实施的详细步骤为：
(1)根据涡轮热力一维计算参数，确定涡轮叶片中径、喷嘴叶片高度、叶片数量、涡轮进气度；
(2)叶片的前缘7厚度可根据结构限制选择，通常合适的情况下叶片的前缘7设计成一段圆弧，圆弧半径取R1～R3之间；
(3)叶片的吸力面第一段曲线3设计成单段样条曲线，曲线曲率单调增大；
(4)叶片的吸力面第二段曲线4设计成单段样条曲线，曲线曲率单调减小；
(5)叶片的吸力面第一段曲线3和吸力面第二段曲线4之间圆弧相连，圆弧半径取R1～R3之间；
(6)叶片的压力面第一段曲线5设计成单段样条曲线，曲线曲率单调增大；
(7)叶片的压力面第二段曲线6设计成单段样条曲线，曲线曲率单调减小；
(8)叶片的压力面第一段曲线5和压力面第二段曲线6之间圆弧相连，圆弧半径取R1～R3之间；
(9)叶片的尾缘8取圆弧，该圆弧形的尾缘8的半径根据叶片强度取尽可能小的值；
(10)吸力面第一段曲线3、吸力面第二段曲线4、压力面第一段曲线5和压力面第二段曲线6各段曲线之间相切过渡；
(11)根据涡轮一维热力计算结果确定的叶片出口安装角，然后调整压力面凸点和吸力面凸点的位置，使叶片间通道沿燃气流动方向只有一个喉部9，且喉部9面积能保证燃气流量要求；
(12)根据二维叶型，生成三维叶片模型，计算三维流场，根据计算结果微调叶型，满足涡轮流量、出口马赫数、气流角等设计要求；
(13)上述步骤3至步骤12形成一个迭代过程，直至满足设计要求。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
