專利名稱：帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種葉輪機(jī)械技術(shù)領(lǐng)域的翼型，具體是一種帶吸力邊噴氣的葉輪 機(jī)械翼型。
背景技術(shù)：
葉輪機(jī)械不僅廣泛應(yīng)用于能源動力、化工石油、礦山冶金、交通運(yùn)輸、建 筑空調(diào)、食品醫(yī)藥，水利工程等國民經(jīng)濟(jì)的各生產(chǎn)部門，與人們的日常生活息 息相關(guān)；而且在航空航天等國防尖端技術(shù)領(lǐng)域也有重要的用途，如此廣泛的應(yīng) 用使得葉輪機(jī)械在國民經(jīng)濟(jì)和國防建設(shè)中占有重要的地位，也因此吸引了人們 對葉輪機(jī)械的性能倍加關(guān)注。與此同時，葉輪機(jī)械的運(yùn)轉(zhuǎn)，尤其是航空發(fā)動機(jī) 產(chǎn)生的高分貝噪聲影響人們的正常生活，葉輪機(jī)械的噪聲問題也日益受到人們 的關(guān)注。因此，提高葉輪機(jī)械的效率、擴(kuò)大其運(yùn)行范圍、提高運(yùn)行的安全和可 靠性、降低運(yùn)行噪聲，不僅在提高效益和環(huán)境保護(hù)方面有著舉足輕重的地位， 而且在提高我國工業(yè)發(fā)展水平方面具有重要而深遠(yuǎn)的意義。在壓縮機(jī)、航空發(fā) 動機(jī)等葉輪機(jī)械的流動中，葉片尾緣壓力面和吸力面處存在邊界層的分離，在 葉片尾部形成速度虧損的尾跡區(qū)。邊界層分離流動以及尾跡區(qū)流動是復(fù)雜的氣 動現(xiàn)象，它對下游葉片有很大的影響，非定常尾跡與葉片相互作用，不僅影響 葉片的性能，還將產(chǎn)生干涉噪聲。
經(jīng)對現(xiàn)有技術(shù)的文獻(xiàn)檢索發(fā)現(xiàn)，Minton在其碩士論文《Wake Filling Techniques for Reducing Rotor-Stator Interaction Noise》(維吉尼亞理 工大學(xué)2005年碩士學(xué)位論文《降低動靜干涉噪聲的尾跡填充技術(shù)》)提出通過 翼型吸力邊吹氣能夠降低動靜葉片相互干涉的噪聲，通過在翼型吸力面開一些 等直徑的小孔，從翼型的底部和頂部同時供氣，從小孔噴出的氣體能減小翼型 尾緣處的邊界層分離。但是其存在不足之處小孔是等直徑的，使從小孔噴出 的氣體沿葉高分布不均勻，另外，小孔成圓形結(jié)構(gòu)，噴出的氣體與主流形成馬
蹄渦結(jié)構(gòu)，影響下游葉片性能，并且小孔噴射氣流在主流中的穿透率較大。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，使 其能夠有效地改善翼型尾部的流動，改善吸力面處的邊界層分離以及翼型的尾 部流動，減小對下游葉片的影響，改善氣動性能，降低動靜干涉噪聲。
本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的，本發(fā)明包括控制氣體輸入管、氣體 主流道、氣體分支流道、導(dǎo)流部件、翼型本體、吸力邊噴氣孔，連接關(guān)系為 翼型本體內(nèi)部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置于空腔內(nèi)，控制氣體輸入 管置于翼型本體外側(cè)，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流 道另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設(shè)有導(dǎo)流部件，吸力邊噴氣 孔設(shè)置一扇形突片，使吸力邊噴氣孔呈扇形結(jié)構(gòu)，吸力邊噴氣孔等距離設(shè)置在 翼型本體吸力邊靠近尾緣處，吸力邊噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣從翼型本
體設(shè)有控制氣體輸入管一端到翼型本體另一端成等差數(shù)列分布。
所述吸力邊噴氣孔中，靠近控制氣體輸入管的吸力邊噴氣孔直徑最大，最 大直徑d為翼型本體最大厚度的1/5 — 1/4，最小直徑X). 3d。
所述吸力邊噴氣孔之間距離為0. 8d—l. 2d。 所述吸力邊噴氣孔中心連線與翼型尾緣的距離為2. 5d—4d。 所述突片，為扇形結(jié)構(gòu)，扇形的圓心和吸力邊噴氣孔的圓心重合。 所述突片，其扇形的圓心角角度為60。 一110° 。
所述導(dǎo)流部件，其與氣體主流道內(nèi)壁的距離從氣體主流道連接控制氣體輸 入管一端到氣體主流道另一端逐漸減小，使得氣體主流道成漸縮結(jié)構(gòu)，從而吸 力邊噴氣孔徑向出氣均勻。
所述導(dǎo)流部件，其與氣體主流道相連的處為月牙形結(jié)構(gòu)，其壓力面處半徑 為0.5d—ld，吸力面處半徑為0.8d—1.5d，并且壓力面處半徑大于吸力面處半 徑。
所述氣體主流道，其截面為方形結(jié)構(gòu)。
所述氣體分支流道，與氣體主流道相連處截面是方形結(jié)構(gòu)，在氣體分支流道 出口處截面過渡為圓形結(jié)構(gòu)。
本發(fā)明在工作時，通過控制氣體輸入管氣體的輸入，在導(dǎo)流部件的作用下， 氣體流經(jīng)氣體主流道以及氣體分支流道，然后從吸力邊噴氣孔噴出，噴出的氣 流與主流摻混，使得尾跡區(qū)的速度虧損降低，翼型本體的出口流動均勻，減小 翼型本體吸力邊邊界層的分離，并能減小翼型的阻力和壓力損失，在吸力邊噴
氣孔噴口處的突片，使圓孔成扇形結(jié)構(gòu)，有利于降低噴氣射流在橫流中穿透率， 避免馬蹄渦的形成。由于輸入的氣體量較少，對風(fēng)機(jī)的整體氣動性能基本上沒 有影響，但能降低動靜葉之間的干涉效應(yīng)，降低干涉噪聲。
本發(fā)明不改變原有翼型本體的外型，保證了原有翼型的氣動性能。翼型當(dāng) 作壓縮機(jī)或者航空發(fā)動機(jī)的進(jìn)口導(dǎo)葉使用時，可以減小進(jìn)口導(dǎo)葉的邊界層分離， 減小尾跡對下游動葉的沖擊影響，降低導(dǎo)葉表面的非定常力，降低干涉噪聲。 翼型當(dāng)作轉(zhuǎn)子使用時， 一方面減小轉(zhuǎn)子尾跡對下游靜葉的影響，而且對溫度較 高的轉(zhuǎn)子有一定的降溫作用。
與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計(jì)合理，在保留原有翼型結(jié)構(gòu)參數(shù) 的前提下，通過在翼型本體吸力面靠近尾緣處布置孔徑成等差數(shù)列分布的吸力 邊噴氣孔，并且在孔出氣邊設(shè)置突片使吸力邊噴氣孔成扇形結(jié)構(gòu)，氣體從吸力 邊噴氣孔噴出后，在主流中的穿透率較小，并且使翼型本體尾緣的速度虧損減 小，減小邊界層的分離，同時噴氣使下游葉片入口速度均勻，降低葉片非定常 脈動力，從而降低動靜干涉噪聲。本發(fā)明的翼型相對一般形式的翼型，能降低 動靜葉的干涉噪聲5 — 10dB，同時能減輕對下游葉片的脈動力沖擊。


圖l為本發(fā)明的翼型整體結(jié)構(gòu)圖2為本發(fā)明的翼型內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖3為本發(fā)明的導(dǎo)流部件局部放大圖4為本發(fā)明的吸力邊噴氣孔的形狀圖5為本發(fā)明的翼型尾緣吸力邊噴氣孔分布位置圖。
具體實(shí)施例方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實(shí)施例作詳細(xì)說明本實(shí)施例在以本發(fā)明技術(shù)方案 為前提下進(jìn)行實(shí)施，給出了詳細(xì)的實(shí)施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保
護(hù)范圍不限于下述的實(shí)施例。
如圖1所示，本實(shí)施例包括控制氣體輸入管l、氣體主流道2、氣體分支 流道3、導(dǎo)流部件4、吸力邊噴氣孔5、翼型本體6，連接關(guān)系為翼型本體6
內(nèi)部是空腔，氣體主流道2、氣體分支流道3置于空腔內(nèi)，控制氣體輸入管l置 于翼型本體6外側(cè)，控制氣體輸入管1 一端與氣體主流道2 —端相通，氣體主 流道2另一端與氣體分支流道3相通，氣體分支流道3之間設(shè)有導(dǎo)流部件4，吸 力邊噴氣孔5中設(shè)置一突片7，使吸力邊噴氣孔5呈扇形結(jié)構(gòu)，吸力邊噴氣孔5 等距離設(shè)置在翼型本體6吸力邊靠近尾緣處，吸力邊噴氣孔5的直徑沿翼型本 體的尾緣從翼型本體6設(shè)有控制氣體輸入管1 一端到翼型本體6另一端成等差 數(shù)列分布。
所述吸力邊噴氣孔5中，靠近控制氣體輸入管1的吸力邊噴氣孔5直徑最 大，最大直徑d為翼型本體6最大厚度的1/5—1/4，最小直徑》0.3d。 所述吸力邊噴氣孔5之間距離L為0. 8d_l. 2d。 所述吸力邊噴氣孔5中心連線與翼型6尾緣的距離S為2. 5d—4d。 所述突片7，為扇形結(jié)構(gòu)，扇形的圓心和吸力邊噴氣孔5的圓心重合。 所述突片7，其扇形的圓心角角度e為60。 一110° 。
所述導(dǎo)流部件4，其與氣體主流道2內(nèi)壁的距離D從氣體主流道2連接控制 氣體輸入管1 一端到氣體主流道2另一端逐漸減小，使得氣體主流道2成漸縮 結(jié)構(gòu)，從而吸力邊噴氣孔5徑向出氣均勻。
所述導(dǎo)流部件4，其與氣體主流道2相連的處為月牙形結(jié)構(gòu)，其壓力面處半 徑Rl為O. 5d—ld，吸力面處半徑R2為0.8d—1.5d，并且R2〉R1。
所述氣體主流道2，其截面為方形結(jié)構(gòu)。
所述氣體分支流道3，其與氣體主流道2相連處截面是方形結(jié)構(gòu)，在氣體分 支流道3出口處截面過渡為圓形結(jié)構(gòu)。
本實(shí)施例在工作時，通過控制氣體輸入管1氣體的輸入，在導(dǎo)流部件4的 作用下，氣體流經(jīng)氣體主流道2流入氣體分支流道3，然后從吸力邊噴氣孔5噴 出，噴出的氣流與主流摻混，使得尾跡區(qū)的速度虧損降低，吸力邊噴氣孔5出 口流動均勻，減小翼型本體6吸力邊邊界層的分離，并能減小翼型本體6的阻
力和壓力損失，在吸力邊噴氣孔5噴口處設(shè)置突片7，使圓孔成扇形結(jié)構(gòu)，有利 于降低噴氣射流在橫流中穿透率，避免馬蹄渦的形成。由于輸入的氣體量較少， 對風(fēng)機(jī)的整體氣動性能基本上沒有影響，但能降低動靜葉之間的干涉效應(yīng)，降 低干涉噪聲。
與現(xiàn)有技術(shù)相比，本實(shí)施例結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計(jì)合理，在保留原有翼型結(jié)構(gòu)參 數(shù)的前提下，通過在翼型本體6吸力面靠近尾緣處布置孔徑成等差數(shù)列分布的 吸力邊噴氣孔5，并且在孔出氣邊設(shè)置突片7使吸力邊噴氣孔5成扇形結(jié)構(gòu)，氣 體從吸力邊噴氣孔5噴出后，在主流中的穿透率較小，并減小邊界層的分離， 同時噴氣使下游葉片入口速度均勻，降低葉片非定常脈動力，從而降低動靜干 涉噪聲。本實(shí)施例的翼型相對一般形式的翼型，能降低動靜葉的干涉噪聲5 — 10dB，同時能減輕對下游葉片的脈動力沖擊。
權(quán)利要求
1、一種帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，包括翼型本體、控制氣體輸入管、氣體主流道、氣體分支流道、導(dǎo)流部件、吸力邊噴氣孔，翼型本體內(nèi)部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置于空腔內(nèi)，控制氣體輸入管置于翼型本體外側(cè)，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流道另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設(shè)有導(dǎo)流部件，其特征在于，吸力邊噴氣孔設(shè)置一扇形突片，吸力邊噴氣孔呈扇形結(jié)構(gòu)，吸力邊噴氣孔等距離設(shè)置在翼型本體吸力邊靠近尾緣處，吸力邊噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣從翼型本體設(shè)有控制氣體輸入管一端到翼型本體另一端成等差數(shù)列分布。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述吸力邊噴氣孔，其靠近控制氣體輸入管為最大直徑d，最大直徑d大小為翼型最大厚度的1/5 — 1/4，最小直徑^0.3d。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是， 所述吸力邊噴氣孔之間距離為0.8d—1.2d。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是， 所述吸力邊噴氣孔中心連線與翼型尾緣的距離為2.5d—4d。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述 突片，為扇形結(jié)構(gòu)，扇形的圓心和吸力邊噴氣孔的圓心重合。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1或5所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是， 所述突片，其扇形的圓心角為60。一110。。
7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述 導(dǎo)流部件，其與氣體主流道內(nèi)壁的距離從氣體主流道連接控制氣體輸入管一端 到氣體主流道另一端逐漸減小。
8. 根據(jù)權(quán)利要求1或7所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是， 所述導(dǎo)流部件，其與氣體主流道相連處為月牙形結(jié)構(gòu)，導(dǎo)流部件壓力面處半徑 為0. 5d ld，吸力面處半徑為0. 8d 1. 5d，并且壓力面處半徑大于吸力面處半 徑，d為吸力邊噴氣孔靠近控制氣體輸入管的最大直徑。
9. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述 氣體主流道，其截面為方形結(jié)構(gòu)。
10. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，其特征是，所述 氣體分支流道，其與氣體主流道相連處截面是方形結(jié)構(gòu)，在氣體分支流道出口 處截面過渡為圓形結(jié)構(gòu)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種葉輪機(jī)械技術(shù)領(lǐng)域的帶吸力邊噴氣的葉輪機(jī)械翼型，包括翼型本體、控制氣體輸入管、氣體主流道、氣體分支流道、導(dǎo)流部件、吸力邊噴氣孔，翼型本體內(nèi)部是空腔，氣體主流道、氣體分支流道置于空腔內(nèi)，控制氣體輸入管置于翼型本體外側(cè)，控制氣體輸入管一端與氣體主流道一端相通，氣體主流道另一端與氣體分支流道相通，氣體分支流道之間設(shè)有導(dǎo)流部件，吸力邊噴氣孔設(shè)置一扇形突片，使吸力邊噴氣孔呈扇形結(jié)構(gòu)，吸力邊噴氣孔等距離設(shè)置在翼型本體吸力邊靠近尾緣處，吸力邊噴氣孔的直徑沿翼型本體的尾緣成等差數(shù)列分布。本發(fā)明填補(bǔ)了翼型本體尾緣的速度虧損，減小尾跡區(qū)的速度脈動，減小翼型的尾跡寬度，降低干涉噪聲。
文檔編號F01D9/02GK101109395SQ20071004470
公開日2008年1月23日 申請日期2007年8月9日 優(yōu)先權(quán)日2007年8月9日
發(fā)明者吳亞東, 杜朝輝, 歐陽華, 竺曉程 申請人:上海交通大學(xué)