可变弯度导向器的基础叶型设计
                                             王前1，胡骏1，王爽2
                   (1.南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室，江苏 南京 210016）
                            （2.武汉船用机械有限责任公司，湖北 武汉 430084)
    为了设计出适用于核心机驱动风扇级中可变弯度导向器的基础叶型，采用数值计算方法详细分析了叶型弯角、最大挠度相对位置、最大厚度相对位置以及稠度等参数对基础叶型性能的影响。计算结果表明：叶型弯角和最大挠度相对位置对叶栅性能的影响相互关联；在低亚声速流动条件下，最大厚度位置越靠近前缘，叶栅性能越好；最大挠度位置向后缘移动，可有效实现载荷后移；稠度增大，叶栅的气流转折能力增大，最小损失也增大，不同的气流转折角对应着不同的最佳稠度。〖JP〗

    从20世纪60年代开始，国外军用发动机相继采用了可变弯度导向器，带有核心机驱动风扇级的变循环发动机是第四代发动机的典型代表之一，可变弯度导向器的设计是保证核心机驱动风扇级性能的一项关键技术［1］。可变弯度导向器是将基础叶型从弦长的某处分开，前段固定，后段可旋转。国内外关于可变弯度导向器的研究都是在某一特定的基础叶型上进行的［2-3］，没有对基础叶型参数与导向器性能的关联进行研究，且大多侧重于对可变弯度导向器扩大压气机稳定工作范围、调节流量能力的论证，所设计的可变弯度导向器在低损失范围内可以提供的出口气流角调节范围达不到核心机驱动风扇级的要求。关于核心机驱动风扇级可变弯度导向器基础叶型的设计方法，未见公开文献报道。〖JP〗
笔者试图采用数值计算方法研究叶型弯角、最大挠度相对位置、最大厚度相对位置、叶栅稠度等参数对基础叶型的性能及叶片表面压力分布的影响，以便为核心机驱动风扇级可变弯度导向器的设计提供基础支持。〖HT6〗

1叶型构造方法
    叶型构造的方法有2种：一种是直接给出叶盆、叶背上一些关键点的坐标或导数，通过插值生成型线；另一种是在中弧线上叠加厚度分布，采用包络线的方式生成型线。前者经验性较强，且不好做方案比较。后者可以调节叶型参数，便于探讨叶

片气动性能与几何参数之间的关联，因此本文采用后一种方法，采用抛物线形式的中弧线［4］，用三次多项式样条函数定义厚度分布，通过编写MATLAB程序，输入弦长、厚度分布、叶型的前缘角和后缘角，即可输出中弧线、吸力面、压力面的坐标。

2叶型参数影响研究
2.1计算模型及计算方法
    基础叶型二维计算采用NUMECA软件，控制方程为雷诺平均的N-S方程，方程离散采用二阶精度的中心差分格式，湍流模型为S-A一方程模型。计算网格示意图如图1所示，叶型表面附近网格加密，叶片弦长0.043m，进口段、出口段长度均为叶片弦长的4倍左右。进口边界条件根据工况马赫数和进口气流角度给定速度分量Vx,Vy以及进口总温T*inlet=288.15K，出口边界条件给定静压Poutlet=85 260Pa，叶型表面绝热无滑移。

2.2叶型弯角、最大挠度相对位置对叶栅性能的影响
     为分析叶型弯角对叶栅性能的影响，首先给定叶型的厚度分布参数(表1)，下文如无特殊说明，厚度分布不变。图2给出的是最大挠度相对位置〖AKa-〗=0.35、叶型弯角θ=50°叶栅的正常特性。损失用总压损失系数〖AKω-〗=〖SX(〗P*0-P*1〖〗P*0-P0〖SX)〗表征，其中P*0为进......


基金项目：南京航空航天大学青年科技创新基金资助项目（NS2014021）

作者简介：王前（1991—），女，安徽宿州人，南京航空航天大学硕士研究生，主要研究方向为叶轮机械气体动力学。


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