增压级静子叶片构建方法、增压级静子叶片及航空发动机
技术领域
本发明涉及气动设计技术领域，尤其涉及一种增压级静子叶片构建方法、增压级静子叶片及航空发动机。
背景技术
涡扇发动机中，对压缩系统非设计点的工作的效率和稳定性都有很高的要求。增压级是压缩系统的一部分，涡扇发动机中，气体流路分为两部分，流向核心机的部分为内涵道，内涵道中，在风扇后面有与风扇同步转动(或者通过变转速器连接)的增压级，提高内涵道气体压力，增压级也属叶轮机械，位于风扇后，高压压气机前由转子与静子组成。
在发动机工作过程中，增压级中的后面级对增压级稳定性的影响较大，对性能也有显著影响。但增压级后面级的流路往往具有较大的曲率，流路是叶轮机械中气体流动的主要通路，而目前发动机中增压级的效率和稳定性都难以达到较高的要求。因此，需要提出一种增压级静子叶片设计方法，以克服现有技术中存在的问题。
发明内容
本发明的目的是提出一种增压级静子叶片构建方法、增压级静子叶片及航空发动机，能够有效提升增压级工作的稳定性。
为实现上述目的，本发明第一方面提供了一种增压级静子叶片构建方法，包括：
将增压级静子叶片的叶型中弧线沿增压级的轴向分为至少三段区域，包括前缘增稳段、中间扩压段和尾缘增稳段；
设定中弧线在各段区域的弯曲角度占中弧线总弯曲角度的比例范围；
在构建静子叶片的叶型中弧线时，使中弧线在各段区域的弯曲角度处于设定的比例范围之内。
进一步地，前缘增稳段和尾缘增稳段对应的轴向长度均小于中间扩压段对应的轴向长度；以及
前缘增稳段和尾缘增稳段对应弯曲角度的比例范围均小于中间扩压段对应弯曲角度的比例范围。
进一步地，还包括：
使静子叶片的整个中弧线连续。
进一步地，至少三段区域还包括：
第一缓冲段，设在前缘增稳段和中间扩压段之间，用于控制静子叶片靠近前缘部分的压力梯度；和
第二缓冲段，设在中间扩压段与尾缘增稳段之间，用于控制静子叶片靠近后缘部分的压力梯度。
进一步地，前缘增稳段、第一缓冲段、中间扩压段、第二缓冲段和尾缘增稳段分别占静子叶片轴向长度的10％、10％、60％、10％和10％，其中，
前缘增稳段对应弯曲角度的比例范围不超过1.5％，前缘增稳段和第一缓冲段对应弯曲角度的比例范围之和不超过10％；
尾缘增稳段对应弯曲角度的比例范围不超过1.5％，尾缘增稳段和第二缓冲段对应弯曲角度的比例范围之和不超过10％。
进一步地，前缘增稳段和尾缘增稳段对应的弯曲角度接近0°。
进一步地，将增压级静子叶片的中弧线沿增压级的轴向分为至少三段区域的步骤具体包括：
将增压级静子叶片的叶根处的中弧线沿增压级的轴向分为至少三段区域。
进一步地，前缘增稳段用于减小流路弯曲和前缘加速绕流的不稳定性，尾缘增稳段用于减小流路弯曲带来的不稳定性和增压级下游的扰动。
进一步地，中弧线在各段区域的弯曲角度占中弧线总弯曲角度的比例范围与各段区域的沿增压级的轴向长度相关。
为实现上述目的，本发明第二方面提供了一种增压级静子叶片，所述增压级静子叶片通过上述实施例的方法构建。
为实现上述目的，本发明第三方面提供了一种航空发动机，所述上述实施例的增压级静子叶片。
基于上述技术方案，本发明的增压级静子叶片构建方法，将增压级静子叶片的叶型中弧线沿增压级的轴向分为至少三段区域，包括前缘增稳段、中间扩压段和尾缘增稳段，并将各段的弯曲角度限定在设定的比例范围之内，可通过前缘增稳段控制前缘吸力面的流动稳定性和实现效率，并通过尾缘增稳段控制尾缘流动的稳定性。此种构建方法在增压级静子叶片的弯曲流路中，在非设计工况下，可以有效减小增压级中后面级静子叶片非设计点导致的流动分离，从而提高增压级非设计工况的效率和稳定性。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明增压级静子叶片流路示意图；
图2为本发明增压级静子叶片的结构示意图；
图3为本发明增压级静子叶片单个叶型的结构示意图；
图4为本发明增压级静子叶片的中弧线设计原理示意图；
图5为本发明增压级静子叶片与普通增压级静子叶片的压比特性对比图；
图6为本发明增压级静子叶片与普通增压级静子叶片的压比效率对比图；
图7为本发明增压级静子叶片构建方法的一个实施例的流程图。
具体实施方式
以下详细说明本发明。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。
本发明中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“前”、“后”、“周向”、“轴向”和“径向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本发明的静子叶片构建方法主要针对于具有增压级的航空发动机，在增压级中位于后面级的静子叶片的叶根位置，此处的流路通常是向转动轴方向弯曲，容易产生流动不稳定性。本发明设计目的就是提升增压级后面级的静子叶根在弯曲流路的流动稳定性。
如图1所示，增压级的静子叶片4设在机匣3上，转子叶片3与增加级轮毂2相连，且能够绕转动轴1转动，静子叶片4和转子叶片3交替间隔设置。其中，增压级的沿气流的后部区域A是应用本申请改进的典型位置，即增压级轮毂2和机匣3向转动轴1的方向靠近，整个流路向转动轴1方向弯曲。
如图2所示，为增压级静子叶片4的结构示意图，静子叶片4沿转动轴1的径向由若干个叶型(翼型)41组成。
如图3所示，是单个叶型41的结构示意图，静子叶片4具有吸力面411和压力面412，吸力面411向压力面412弯曲，叶型41具有中弧线413，中弧线413是吸力面411和压力面412的平均线。
基于上述增压级结构，本发明提供了一种增压级静子叶片构建方法，在一些实施例中，如图7所示的流程图，包括：
步骤101、将增压级静子叶片4的叶型中弧线413沿增压级的轴向分为至少三段区域，包括前缘增稳段L1、中间扩压段M和尾缘增稳段T1；
步骤102、设定中弧线413在各段区域的弯曲角度占中弧线413总弯曲角度的比例范围；
步骤103、在构建静子叶片4的叶型中弧线413时，使中弧线413在各段区域的弯曲角度处于设定的比例范围之内。
在该实施例中，步骤101至103顺序执行。如图4所示，在步骤101中，前缘增稳段L1用于减小流路弯曲和前缘加速绕流的不稳定性，中间扩压段M工作状况最好，作为核心扩压区，尾缘增稳段T1用于减小流路弯曲带来的不稳定性和增压级下游的扰动。
该实施例将各段的弯曲角度限定在设定的比例范围之内，相当于给出每段的转角限制条件，可通过前缘增稳段控制前缘吸力面的流动稳定性和实现效率，并通过尾缘增稳段控制尾缘流动的稳定性，减小前缘和尾缘处由于弯曲角度过大而导致气流的不稳定性。此种构建方法在增压级静子叶片的弯曲流路中，在非设计工况下，可以有效减小增压级中后面级静子叶片非设计点导致的流动分离，从而提高增压级非设计工况的效率和稳定性。
在一些实施例中，前缘增稳段L1和尾缘增稳段T1对应的轴向长度均小于中间扩压段M对应的轴向长度；以及前缘增稳段L1和尾缘增稳段T1对应弯曲角度的比例范围均小于中间扩压段M对应弯曲角度的比例范围。
该实施例使前缘增稳段L1和尾缘增稳段T1占据较小的轴向长度，并设定较小的弯曲角度比例范围，可使核心扩压功能以及气体流路的弯曲主要在中间扩压段M实现，可提高气流在进入和离开增压级静子叶片时的稳定性，从而减小增压级中后面级静子叶片非设计点导致的流动分离，从而提高增压级非设计工况的效率和稳定性。
在一些实施例中，本发明的构建方法还包括：
步骤104、使静子叶片4的整个中弧线413连续。
该步骤可在执行步骤103的同时或之后执行，能够提高静子叶片4叶型厚度分布曲线的表面连续性，以提高气流流经静子叶片4表面时的流动平滑性，从而降低增压级静子叶片4在工作时带来的气流损失，并提高叶型的抗分离能力。
在一些实施例中，仍参考图4至少三段区域还包括：第一缓冲段L2，设在前缘增稳段L1和中间扩压段M之间，用于控制静子叶片4靠近前缘部分的压力梯度；和第二缓冲段T2，设在中间扩压段M与尾缘增稳段T1之间，用于控制静子叶片4靠近后缘部分的压力梯度。
该实施例通过在前缘增稳段L1之后和在尾缘增稳段T1之前设置缓冲段，可以使前缘和尾缘处的气流更加稳定，使气流梯度变化平稳，进一步减小增压级中后面级静子叶片非设计点导致的流动分离，从而提高增压级非设计工况的效率和稳定性。
在一个具体的实施例中，如图4所示，前缘增稳段L1、第一缓冲段L2、中间扩压段M、第二缓冲段T2和尾缘增稳段T1分别占静子叶片4轴向长度的10％、10％、60％、10％和10％，即各段沿增压级的轴向长度比例为1：1：6：1：1。其中，前缘增稳段L1对应弯曲角度的比例范围不超过1.5％，前缘增稳段L1和第一缓冲段L2对应弯曲角度的比例范围之和不超过10％；尾缘增稳段T1对应弯曲角度的比例范围不超过1.5％，尾缘增稳段T1和第二缓冲段T2对应弯曲角度的比例范围之和不超过10％。其余弯曲的角度发生在中间扩压段M，弯曲角度超过总弯曲角度的80％。整个中弧线413导数二阶连续，图4中的虚线部分为叶型41的外轮廓示意图。
图5和图6是应用了本发明静子叶片构建方法的增压级与普通增压级比较压比和效率图，其喘振裕度提升了约1％，效率提升约2％。
在一些实施例中，前缘增稳段L1和尾缘增稳段T1对应的弯曲角度接近0°，在满足叶型中弧线413连续的情况下，可尽量减小静子叶片4在前缘和尾缘处气流的稳定性。
在一些实施例中，将增压级静子叶片4的中弧线413沿增压级的轴向分为至少三段区域的步骤具体包括：
将增压级静子叶片4的叶根处的中弧线413沿增压级的轴向分为至少三段区域。
由于增压级流路随着气流方向逐渐朝向转动轴1方向弯曲靠近，因此对于流路来讲，位于叶根部分为凸出形状，凸出的部分容易导致气流发生不稳定，因此更有必要控制叶型中弧线的弯曲角度。
在一些实施例中，中弧线413在各段区域的弯曲角度占中弧线413总弯曲角度的比例范围与各段区域的述增压级的轴向长度相关。在某一分段轴向长度较大的情况下，可在比例范围内设定较大的弯曲角度，在某一分段轴向长度较小的情况下，可在比例范围内设定较小的弯曲角度。
为了简化静子叶片4的构建方法，可使前缘增稳段L1和尾缘增稳段T1对应的轴向长度和弯曲角度的比例范围相同。
本发明对增压级静子叶片进行设计的方法不同于压气机前面级叶片的设计，由于压气机前面级转子工作于跨音速状态，气体流路的流场中存在激波，因此，压气机叶片设计的目的为了优化流场中的激波结构，具体体现在气体流动的加速，激波控制，和波后恢复等方面。
而本发明增压级的流场中不存在激波，目的是提升气体流动稳定性，考虑到在叶型不同位置具有不同的不稳定因素(包括流路弯曲、前缘绕流，前缘扩压过大)，因此将叶型分为多段，根据每段流动的不稳定程度，相应给出1.5％～80％不等的弯角，以提升流动稳定性。
由于叶型的设计基于流体力学方程，流体力学方程在跨音速与亚因素时具有完全不同的类型与解法。因此，作为行业内的通识，亚音速叶型例如增压级叶型的设计与对跨音速叶型设计的目标和方法明显不同。
其次，本发明还提供了一种增压级静子叶片4，增压级静子叶片4通过上述实施例的方法构建。此种增压级静子叶片4可以有效减小后面级静子叶片非设计点导致的流动分离，从而提高增压级非设计工况的效率和稳定性。
最后，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述实施例的增压级静子叶片4。此种航空发动机在增压级增压时具有较高的稳定性和工作效率。
本文中应用了具体的实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。
