一种航空发动机风扇压气机末级静子叶片的制作方法

1.本技术属于非变容式泵叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机风扇压气机末级静子叶片。


背景技术：

2.当前航空发动机风扇压气机向高负荷乃至超高负荷方向发展，要求在有限轴向长度、径向高度条件下，高效的进行压缩。
3.高负荷或超高负荷航空发动机风扇压气机中，为了降低前面级转子叶片根部的负荷，多设计流路具有较大的收缩，而为了兼顾与后面中介机匣的转接设计，末级流路多采用下压形式，以减小中介机匣流路内的扩张损失，致使高负荷的末级静子叶片往往工作在根部下压流路内，承受很大的逆压梯度，气流在下压流路内完成较大的径向折转，此外，为了改善航空发动机风扇压气机在中低转速的性能水平，前面级静子叶片多采用预旋设计，叶型弯角较小，以减小气流折转角，提高航空发动机风扇压气机在中、低转速工作范围，对此需设计末级静子叶片具有较大的叶型弯角，该种技术方案存在以下缺陷：1）末级静子叶片在下压流路内可用攻角范围变小；2）末级静子叶片在下压流路内压损较大。
4.随着小涵道比涡扇发动机的发展，风扇和压气机的负荷水平逐渐提高，需设计满足需求的高负荷叶型，高负荷叶型通常表现为大弯角、高扩散因子、高进口马赫数，具有较高的设计难度。
5.当前高负荷叶型多采用多圆弧叶型、无确定曲线形式和约束条件的自由曲线形式叶型，为了增加高负荷叶型的设计自由度，通常采用中弧线叠加厚度分布的形式进行叶型设计，以此设计得到的叶型存在多存在以下缺陷：1）损失较大，使压缩部件在高转速工作条件下效率较低；2）可攻角范围较窄，使压缩部件喘振裕度不足；3）落后角增加较大，容易使压缩部件的工作状态较大偏离设计值。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

8.本技术的目的是提供一种航空发动机风扇压气机末级静子叶片，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
9.本技术的技术方案是：一种航空发动机风扇压气机末级静子叶片，末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在前20%轴向弦长范围内，弯度占叶型弯角的20%~30%，起始斜率控制
为1.5；末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在20%~60%轴向弦长范围内，弯度占叶型弯角的60%~75%；末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在后40%轴向弦长范围内，终止斜率控制为0.1。
10.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机风扇压气机末级静子叶片中，末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，按照前20%、20%~60%、后40%轴向弦长范围内，采用三段式贝塞尔曲线控制设计。
11.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机风扇压气机末级静子叶片中，末级静子叶片叶根部分自叶盆向叶背方向整体弯曲。
12.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机风扇压气机末级静子叶片中，α=63
°
；其中，α为末级静子叶片叶根部分自叶盆向叶背方向整体弯曲的角度。
13.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机风扇压气机末级静子叶片中，l/（h-l）=0.618；其中，l为末级静子叶片叶根部分自叶盆向叶背方向整体弯曲的高度；h为末级静子叶片的高度。
14.本技术至少存在以下有益技术效果：提供一种航空发动机风扇压气机末级静子叶片，其设计末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在前20%轴向弦长范围内，弯度占叶型弯角的20%~30%，起始斜率控制为1.5，末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在20%~60%轴向弦长范围内，弯度占叶型弯角的60%~75%，末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在后40%轴向弦长范围内，终止斜率控制为0.1，所得末级静子叶片的叶型在前缘部位加弯明显，可增加末级静子叶片根部的喉道面积，提高流通能力，改善低转速前喘后堵的现象，在下压流道内能够有效降低压损，位于轴向中间的部位弯度分布相对平缓，可增加末级静子叶片的正攻角范围，以及是在有效槽道内完成较多的弯角，可减小在下压流路周向上的气流折转。
附图说明
15.图1是本技术实施例提供的航空发动机风扇压气机末级静子叶片的示意图；图2是本技术实施例提供的航空发动机风扇压气机末级静子叶片叶中的中弧线、叶根的中弧线采用三段式贝塞尔曲线控制设计的示意图；图3是本技术实施例提供的航空发动机风扇压气机末级静子叶片叶根部分自叶盆向叶背方向整体弯曲与现有末级静子叶片对比的示意图；图4是本技术实施例提供的航空发动机风扇压气机末级静子叶片设计相关参数的示意图；图5是本技术实施例提供的航空发动机风扇压气机末级静子叶片与现有末级静子
叶片在下压流道内压损、攻角、落后角对比的示意图；其中，ss为叶背；ps为叶盆；a为入口三角区；b为槽道内核心流区；c为出口三角区。
16.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
17.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
18.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
19.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
20.下面结合附图1至图5对本技术做进一步详细说明。
21.一种航空发动机风扇压气机末级静子叶片，末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在前20%轴向弦长范围内，弯度占叶型弯角的20%~30%，起始斜率控制为1.5；末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在20%~60%轴向弦长范围内，弯度占叶型弯角的60%~75%；末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在后40%轴向弦长范围
内，终止斜率控制为0.1；末级静子叶片叶尖的中弧线，可采用通常的设计；末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线前20%、20%~60%、后40%轴向弦长范围，分别对应于末级静子叶片槽道的入口三角区（叶背气流折转区）、槽道内核心流区（公共槽道折转区）、出口三角区（叶盆气流折转区），如图1所示。
22.对于上述实施例公开的航空发动机风扇压气机末级静子叶片，领域内技术人员可以理解的是，在末级静子叶片的中弧线上叠加厚度分布即得到叶型，设计末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在前20%轴向弦长范围内，弯度占叶型弯角的20%~30%，起始斜率控制为1.5，末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在20%~60%轴向弦长范围内，弯度占叶型弯角的60%~75%，末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，在后40%轴向弦长范围内，终止斜率控制为0.1，所得末级静子叶片的叶型在前缘部位加弯明显，可增加末级静子叶片根部的喉道面积，提高流通能力，改善低转速前喘后堵的现象，在下压流道内能够有效降低压损，位于轴向中间的部位弯度分布相对平缓，可增加末级静子叶片的正攻角范围，以及是在有效槽道内完成较多的弯角，可减小在下压流路周向上的气流折转。
23.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机风扇压气机末级静子叶片中，末级静子叶片叶中的中弧线、末级静子叶片叶根的中弧线，按照前20%、20%~60%、后40%轴向弦长范围内，采用三段式贝塞尔曲线控制设计，如图2所示。
24.由简单径向平衡方程可知，沿末级静子叶片叶高由内径至外径静压是逐渐增大的，其所产生的压差应与气流周向分速度所产生的离心力相平衡，但实际中，在末级静子叶片表面上的附面层内，气体微团的运动速度较低，由气流周向分速度产生的离心力不足以平衡该压差，附面层在末级静子叶片表面会由叶尖向叶根方向串流，在一些可选的实施例中，上述的航空发动机风扇压气机末级静子叶片中，设计末级静子叶片叶根部分自叶盆向叶背方向整体弯曲，积叠形式如图3所示，整体呈“j”型，末级静子叶片根部正变，使末级静子叶片根部的低能流体向叶中主流区迁移，并被主流流体带走，以此，减小低能流体在叶根区的堆积，缓解叶根部位的堵塞程度，降低末级静子叶片在下压流路中的压损。
25.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机风扇压气机末级静子叶片中，α=63
°
；其中，α为末级静子叶片叶根部分自叶盆向叶背方向整体弯曲的角度，可为末级静子叶片叶盆侧切线与轮毂切线的夹角。
26.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机风扇压气机末级静子叶片中，l/（h-l）=0.618；其中，l为末级静子叶片叶根部分自叶盆向叶背方向整体弯曲的高度；h为末级静子叶片的高度。
27.在一个具体的实施例中，航空发动机风扇压气机末级静子叶片设计的相关参数为进口马赫数0.7、叶型弯角alfy 55
°
、下压流路压角alfx≯15
°
、末级静子叶片稠度2.1，如图4所示，以上述实施例提供的航空发动机风扇压气机末级静子叶片与现有末级静子叶片在下压流道内压损、攻角、落后角对比如图5所示，从中可看出上述实施例提供的航空发动机
风扇压气机末级静子叶片攻角范围拓宽约2
°
～3
°
，落后角有较大减小，且压损总体较小。
28.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
29.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。