叶型曲线的连续性对层流压气机叶片性能影响的研究

The frictional resistance of laminar boundary layer is significantly smaller than that of turbulent boundary layer. Therefore, in the design of compressor blade, it is expected that the larger range the laminar boundary layer covers, the better. However, in the actual flow on the blade surface, laminar boundary layer is often easily disturbed and turns into a turbulent boundary layer, due to the difference in the continuity of the curve near the leading edge of the blade, so as to reduce the coverage area of the laminar boundary layer and increase the friction loss. This research is based on this phenomenon. Firstly, according to the finite element theory of variational fields, the researchers reverse design the laminar compressor blade profile. Then, by using the numerical simulation methods such as the LES and the RANS with the transition model, as well as the experimental methods such as PSP with high speed CCD camera and PIV, under the conditions of the different Reynolds number, Mach number and pressure gradient, the researchers investigate the sensitivity of the pressure distribution on the blade surface to the continuity of the first and the second derivatives of the blade profile, and reveal its basic law. Lastly, the aerodynamic performance of high performance laminar flow blades with different accuracy and defects will be analyzed in depth, and the connection criterion of the curves in the process of the blade profile design could be proposed, so as to provide the theoretical support for the design and analysis of laminar flow blades.

层流边界层相比于湍流边界层的摩擦阻力明显偏小，因此，在压气机叶片设计中，希望叶片能够保持较大范围的层流边界层区域。而在实际的叶片表面流动中，由于叶片前缘附近曲线的连续性存在差异，层流边界层往往容易受到扰动而变为湍流边界层，从而减小了层流边界层的覆盖区域，增大了摩擦损失。本课题研究正是针对这种现象，首先基于变域变分有限元理论，反设计出层流压气机叶片型线的外形，然后利用大涡模拟方法和雷诺时均转捩模型方法等数值模拟方法，以及利用高速CCD相机的压敏漆压力测量方法和粒子图像速度场测量技术等试验方法，深入分析不同雷诺数、不同马赫数及不同压力梯度条件下，叶型表面压力分布对叶片型线的一阶导数和二阶导数的连续性的敏感程度，揭示其基本规律。最后，对不同加工精度和不同缺陷的高性能层流叶片的气动性能进行深入分析，提出叶型设计过程中曲线的连接准则，为层流叶片的设计和分析提供理论支撑。

气动外形决定了叶片的气动性能，叶片的气动性能对其几何形状参数的敏感性是一个非常重要的问题，以NACA0012翼型和RAE2822翼型为对象，对其局部进行一定的几何形状设计，并对相应工况下的气动情况进行模拟，系统研究不同压力系数区域的局部型线一、二阶导数的变化程度对其气动性能的影响，找出他们之间客观规律。结果表明：叶型表面一阶导数和二阶导数的变化都会引起叶型表面压力系数的波动，局部一、二阶导数变化程度越大，则叶型表面压力系数的波动幅值就越大，对叶片的气动性能产生显著影响；靠近翼型前缘的位置、RAE2822翼型的激波位置等都对一、二阶导数的变化比较敏感，因此在设计翼型时，应当特别注意这类位置处的型线一、二阶导数的变化程度。研究结果对翼型的气动外形设计提供了参考。.提出了一种针对大型水平轴风力机专用翼型的多目标、多工况的优化设计方法：结合层流翼型和钝尾缘翼型的特点，叶型曲线的连续性对层流压气机叶片性能影响，通过Hicks-Henne型函数和钝尾缘叠加法对基准层流翼型进行参数化改型，采用Isight平台调用Matlab编程软件和Xfoil气动分析程序，实现了基于多岛遗传算法的自动化优化过程。通过对层流翼型设置钝尾缘并以其气动参数为目标进行优化，得到的新翼型不仅具有较高的抗弯扭强度，并且能够在较大的工况范围内具有较高的气动性能。.利用该优化设计方法对NACA63921风力机翼型的气动性能进行了优化，得到的层流钝尾缘翼型的升阻比在多数攻角下均高于同厚度的FFA、DU系列等现有风力机翼型，在同样的升力系数下具有更大的升阻比，尤其是在升力系数较高时其升阻比保持在较高水平，保证翼型在该工况下具有更大的做功能力。结果表明本文提出的优化设计方法能够显著提升风力机翼型的气动性能。.然后，参考大型风力机叶片的运行工况，利用该优化设计方法对不同厚度的NACA63系列层流翼型进行了优化，得到了由9个不同厚度翼型组成的适用于大型风力机的高性能翼型族，并采用Transition SST转捩模型对优化设计的结果进行了验证。新翼型族具备了层流翼型减阻与钝尾缘翼型提高升力的特点。