一种低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法与流程

本发明涉及航空发动机，公开了一种低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法。

背景技术：

1、高速涡轮发动机为增大高速状态推力，对高空巡航工况压气机的流量需求大，其高空巡航工况的流量为地面工况下的60%左右（常规压气机为30~40%），但是此时由于压气机进口总温高，加之最高物理转速的限制，导致其换算转速较低，压气机在低换算转速下总的工作特征是“前喘后堵”，而且增大低换算转速流量后会进一步加剧堵塞。此外，高速涡轮发动机又要求压气机保持高压比，压比需要达到地面工况下的36%左右（常规压气机为27%），这样会导致压气机的稳定工作裕度大幅度下降。

2、现有的压气机设计参数取值在常规范围内，然而，该常规范围的参数取值对于低换算转速大流量高压比压气机的设计并不适用。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，所设计的低换算转速大流量高压比压气机能减缓中低换算转速前喘后堵的问题；能够兼顾高空巡航工况和地面工况的性能，使得低换算转速大流量高压比压气机能同时满足高空巡航工况和地面工况的高效率和高稳定裕度的要求。

2、为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：

3、一种低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，包括：

4、步骤1、根据低换算转速大流量高压比压气机总压比的指标要求，构建所述低换算转速大流量高压比压气机的负荷分配；其中所述低换算转速大流量高压比压气机为高空巡航工况流量占地面工况流量的58%～62%、高空巡航工况压比占地面工况压比的35%～40%且高空巡航工况的相对换算转速为70%～75%的压气机；构建的所述低换算转速大流量高压比压气机的负荷分配为：所述低换算转速大流量高压比压气机从第一级到出口级的载荷系数逐级降低，所述低换算转速大流量高压比压气机的第一级载荷系数为常规压气机第一级载荷系数的93%～96%，且从中间级开始，低换算转速大流量高压比压气机的载荷系数高于常规压气机的载荷系数；所述中间级，为所述低换算转速大流量高压比压气机中间级的级数，为压气机总级数，为四舍五入取整函数；所述常规压气机在相同的低换算转速条件下的流量占地面工况流量的30%～40%，压比占地面工况压比的25%～30%；

5、步骤2、根据所述低换算转速大流量高压比压气机高空巡航工况流量与常规压气机在相同的低换算转速条件下的流量的比值，确定所述低换算转速大流量高压比压气机转子的出口级转子叶中截面攻角、出口级转子叶中截面落后角；并根据所述低换算转速大流量高压比压气机出口级转子叶尖截面叶型的轴向弦长比例，确定所述低换算转速大流量高压比压气机的中弧线无量纲几何转折角的变化趋势；

6、步骤3、根据常规压气机的设计叶型参数，确定压气机静子的出口级静子叶中截面攻角、出口级静子叶中截面落后角和出口级静子叶中截面的中弧线弯度比；

7、步骤4、根据所述低换算转速大流量高压比压气机的高空巡航工况流量要求，确定所述低换算转速大流量高压比压气机的级间引气率以及零级可调导叶角度相对打开量。

8、进一步地，步骤1中，所述低换算转速大流量高压比压气机的出口级载荷系数为常规压气机出口级载荷系数的1.05～1.1倍。

9、进一步地，步骤2中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级转子叶中截面的攻角为常规压气机出口级转子叶中截面的攻角的倍；所述低换算转速大流量高压比压气机出口级转子叶中截面的落后角为常规压气机出口级转子叶中截面的落后角的倍，其中为所述低换算转速大流量高压比压气机高空巡航工况流量与常规压气机在相同的低换算转速条件下的流量的比值。

10、进一步地，步骤2中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级转子尖部截面叶型的中弧线无量纲几何转折角随轴向弦长比例增加而增加，且0.2倍轴向弦长的中弧线无量纲几何转折角超过0.2，0.2倍轴向弦长范围内的中弧线无量纲几何转折角增加速率大于0.2倍轴向弦长后的中弧线无量纲几何转折角增加速率。

11、进一步地，步骤3中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级静子叶中截面的攻角为常规压气机出口级静子叶中截面的攻角的1.25～1.5倍。

12、进一步地，步骤3中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级静子叶中截面的落后角为常规压气机出口级静子叶中截面的落后角的1.05～1.1倍。

13、进一步地，步骤3中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级静子叶中截面的中弧线弯度比为常规压气机出口级静子的叶中截面的中弧线弯度比的1.12～1.2倍。

14、进一步地，步骤4中，所述低换算转速大流量高压比压气机在高空巡航工况对应相对换算转速的零级可调导叶角度相对打开量为50%～70%，且所述低换算转速大流量高压比压气机零级可调导叶角度相对打开量随流量要求增加而增加。

15、进一步地，步骤4中，所述低换算转速大流量高压比压气机在高空巡航工况对应相对换算转速的级间引气率为常规压气机对应相对换算转速的级间引气率的5～8倍，且级间引气率的增加量随流量要求增加而增加。

16、与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：

17、1、本发明根据低换算转速大流量高压比压气机总压比的指标要求，所设计的压气机负荷分配相较于常规压气机的前面级压比低，且从中间级开始，低换算转速大流量高压比压气机的载荷系数高于常规压气机的载荷系数，而出口级压比相较于常规压气机的出口级压比高，能减缓中低换算转速前喘后堵的问题；此外通过合理给定所述低换算转速大流量高压比压气机的相关叶型参数，能够兼顾高空巡航工况和地面工况的性能，使得低换算转速大流量高压比压气机能同时满足高空巡航工况和地面工况的高效率和高稳定裕度的要求。

18、2、本发明的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法不仅设计周期短，设计效率高，而且能够提升发动机的工作包线。

技术特征：

1.一种低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，步骤1中，所述低换算转速大流量高压比压气机的出口级载荷系数为常规压气机出口级载荷系数的1.05～1.1倍。

3.根据权利要求1所述的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，步骤2中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级转子叶中截面的攻角为常规压气机出口级转子叶中截面的攻角的倍；所述低换算转速大流量高压比压气机出口级转子叶中截面的落后角为常规压气机出口级转子叶中截面的落后角的倍，其中为所述低换算转速大流量高压比压气机高空巡航工况流量与常规压气机在相同的低换算转速条件下的流量的比值。

4.根据权利要求1所述的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，步骤2中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级转子尖部截面叶型的中弧线无量纲几何转折角随轴向弦长比例增加而增加，且0.2倍轴向弦长的中弧线无量纲几何转折角超过0.2，0.2倍轴向弦长范围内的中弧线无量纲几何转折角增加速率大于0.2倍轴向弦长后的中弧线无量纲几何转折角增加速率。

5.根据权利要求1所述的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，步骤3中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级静子叶中截面的攻角为常规压气机出口级静子叶中截面的攻角的1.25～1.5倍。

6.根据权利要求1所述的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，步骤3中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级静子叶中截面的落后角为常规压气机出口级静子叶中截面的落后角的1.05～1.1倍。

7.根据权利要求1所述的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，步骤3中，所述低换算转速大流量高压比压气机出口级静子叶中截面的中弧线弯度比为常规压气机出口级静子的叶中截面的中弧线弯度比的1.12～1.2倍。

8.根据权利要求1所述的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，步骤4中，所述低换算转速大流量高压比压气机在高空巡航工况对应相对换算转速的零级可调导叶角度相对打开量为50%～70%，且所述低换算转速大流量高压比压气机零级可调导叶角度相对打开量随流量要求增加而增加。

9.根据权利要求1所述的低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，其特征在于，步骤4中，所述低换算转速大流量高压比压气机在高空巡航工况对应相对换算转速的级间引气率为常规压气机对应相对换算转速的级间引气率的5～8倍，且级间引气率的增加量随流量要求增加而增加。

技术总结本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种低换算转速大流量高压比压气机多参数气动设计方法，根据低换算转速大流量高压比压气机总压比的指标要求，所设计的压气机负荷分配相较于常规压气机的前面级压比低，且从中间级开始，低换算转速大流量高压比压气机的载荷系数高于常规压气机的载荷系数，而出口级压比相较于常规压气机的出口级压比高，能减缓中低换算转速前喘后堵的问题；此外通过合理给定所述低换算转速大流量高压比压气机的相关叶型参数，能够兼顾高空巡航工况和地面工况的性能，使得低换算转速大流量高压比压气机能同时满足高空巡航工况和地面工况的高效率和高稳定裕度的要求。技术研发人员：程荣辉,黄磊,郭昶宏,郝玉扬,李璧宇,田小红,罗璇,张军受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院技术研发日：技术公布日：2024/7/29