一种高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法与流程

本申请属于高马赫数航空发动机风扇转子叶型设计，具体涉及一种高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法。

背景技术：

1、航发动机来流马赫数超过音速时，风扇转子叶型槽道内回产生激波，且随着来流马赫数的增加，当前常规风扇转子叶型下，叶型损失呈几何级数倍增加，损失过大，产生的压升小，流动能力控制差，不具备实际的应用价值。

2、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

3、需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本申请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申请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申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一种高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法，包括：

4、建立叶根、叶中、叶尖中弧线相对弯角的函数关系：

5、y″＝a0+a1 cos(πx)+b1 sin(πx)+a2 cos(2πx)+b2 sin(2πx)+

6、a3cos3πx+b3sin3πx+a4cos4πx+b4sin4πx；

7、x＝ξ/c；

8、其中，

9、y″为中弧线的相对弯角∈[-1,1]；

10、x为中弧线弦线的方向无量纲化坐标；

11、ξ为中弧线弦线的方向坐标；

12、c为中弧线的弦长；

13、a0、a1、a2、a3、a4、b1、b2、b3、b4为拟合系数；

14、确定叶根、叶中、叶尖中弧线的相对弯角分布；

15、在叶根、叶中、叶尖中弧线上对称叠加厚度，得到叶型，其中，叶型厚度采用二次函数确定：p(x)＝ax2+bx+c；

16、其中，

17、p(x)为中弧线上x处的叶型厚度；

18、a、b、c为叶型厚度二次函数控制参数。

19、根据本申请的至少一个实施例，上述的高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法中，限定叶型角在5°至55°之间，其中，叶根、叶中、叶尖的基准叶型角为50.5°、10°、5.5°。

20、根据本申请的至少一个实施例，上述的高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法中，限定叶型的最大厚度相对位置在0.45至0.75之间，其中，叶根、叶中、叶尖最大厚度的相对位置为0.45、0.60、0.75。

技术特征：

1.一种高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法，其特征在于，

3.根据权利要求1所述的高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法，其特征在于，

技术总结
本申请属于高马赫数航空发动机风扇转子叶型设计技术领域，具体涉及一种高马赫数航空发动机风扇转子叶型优化构建方法，包括建立叶根、叶中、叶尖中弧线相对弯角的函数关系：y″＝a<subgt;0</subgt;+a<subgt;1</subgt;cos(πx)+b<subgt;1</subgt;sin(πx)+a<subgt;2</subgt;cos(2πx)+b<subgt;2</subgt;sin(2πx)+a<subgt;3</subgt;cos(3πx)+b<subgt;3</subgt;sin(3πx)+a4cos4πx+b4sin4πx；x＝ξ/C；其中，y″为中弧线的相对弯角∈[‑1,1]；x为中弧线弦线的方向无量纲化坐标；ξ为中弧线弦线的方向坐标；C为中弧线的弦长；a<subgt;0</subgt;、a<subgt;1</subgt;、a<subgt;2</subgt;、a<subgt;3</subgt;、a<subgt;4</subgt;、b<subgt;1</subgt;、b<subgt;2</subgt;、b<subgt;3</subgt;、b<subgt;4</subgt;为拟合系数；确定叶根、叶中、叶尖中弧线的相对弯角分布；在叶根、叶中、叶尖中弧线上对称叠加厚度，得到叶型，其中，叶型厚度采用二次函数确定：p(x)＝ax<supgt;2</supgt;+bx+c；其中，p(x)为中弧线上x处的叶型厚度；a、b、c为叶型厚度二次函数控制参数。

技术研发人员：王姝朗,刘杰,吴松洋,孟德君,尹海宝
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/2/1