專利名稱：用于大型工業(yè)用高壓比軸流壓縮機的翼型的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及的是一種軸流壓縮機技術(shù)領(lǐng)域的裝置，具體是一種用于大型工業(yè)用高 壓比軸流壓縮機的翼型。
背景技術(shù)：
19世紀中期，軸流壓縮機就開始用于工業(yè)生產(chǎn)中，經(jīng)過長期的研究開發(fā)，技術(shù)上得 到長足的進步。它以其卓越的高效率、動、靜葉可調(diào)帶來的寬廣的工況范圍，以及大流量的 特點，在工業(yè)、國防、農(nóng)業(yè)等領(lǐng)域被廣泛的應(yīng)用，并且，近年來大舉進入以前被認為是離心壓 縮機的傳統(tǒng)領(lǐng)域，如大空分、大催化裂化、大高爐等項目。隨著工業(yè)要求的提高，軸流壓縮機 在氣動設(shè)計、機械制造、運行監(jiān)控等方面得到了飛速的發(fā)展。不同于航空用軸流壓縮機，大型工業(yè)用軸流壓縮機往往工作在亞音速的工作范圍 內(nèi)，氣流馬赫數(shù)相對較低，因此，如采用一般的高速翼型，往往效率很低。另一方面，現(xiàn)有的 低速翼型，由于升阻力系數(shù)不理想，往往造成級數(shù)過多、結(jié)構(gòu)尺寸大、氣流損失大、效率低、 重量大、啟動困難。另外，由于翼型與工作條件不匹配，氣流在大攻角下，將很快在葉片表面 分離。此時，翼型的升力系數(shù)將大幅度下降，阻力系數(shù)急遽增大，效率將大大降低，壓縮機的 變工況性能很難達到設(shè)計要求。目前，用于軸流壓縮機的翼型設(shè)計，往往限制在一個較小的 工況范圍內(nèi)，在工況范圍內(nèi)，翼型具有較大的升力系數(shù)和較小的阻力系數(shù)，但是，一旦離開 該工況范圍，翼型發(fā)生失速，性能迅速惡化。因此，必須設(shè)計一種專門用于大型工業(yè)用軸流 壓縮機的翼型，使壓縮機不但在設(shè)計點具有較高的效率，同時還具有寬廣的工況范圍。經(jīng)過對現(xiàn)有技術(shù)的檢索發(fā)現(xiàn)，很少有研究關(guān)于軸流壓縮機翼型，尤其針對大型工 業(yè)用軸流壓縮機翼型的專門研究和專利申請。附件為發(fā)明專利申請O00810237016.9) — 種具有高升阻比的翼型(ref2.pdf)。該申請通過建立翼型型線的泛函集成方程，來設(shè)計通 用翼型型線，主要應(yīng)用于風力機的設(shè)計。該專利申請是針對風力發(fā)電中所涉及的風力機的 特點進行相關(guān)內(nèi)容的設(shè)計和創(chuàng)新的，因此，其翼型不能適用于軸流壓縮機的葉片設(shè)計。另 外，該專利提出的翼型設(shè)計方法中沒有針對風力機運行中對于翼型氣動性能的特殊要求， 因此，翼型雖然具有較高的升阻比，但不能適應(yīng)風力機的實際運行狀況。其次，專利中沒有 相關(guān)的實驗數(shù)據(jù)進行驗證。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)存在的上述不足，提供一種用于大型工業(yè)用高壓比軸流壓縮 機的翼型，使其能夠完全適應(yīng)大型工業(yè)用軸流壓縮機的實際運行條件，能夠提高壓縮機的 壓比以及運行范圍。本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的，本發(fā)明其最大厚度與翼型的弦長之比為 0. 0809，最大厚度位置與翼型的弦長之比為0. 33，彎度與翼型的弦長之比為0. 0422，最大 彎度位置與翼型的弦長之比為0. 45。所述的翼型的前緣設(shè)有前緣圓弧，該前緣圓弧具體位于翼型的弦長的1/100處且半徑與翼型的弦長的比值為0. 015。所述的翼型的后緣設(shè)有后緣圓弧，該后緣圓弧具體位于翼型的弦長的98/100處 且半徑與翼型的弦長的比值為0. 004。本發(fā)明通過增加翼型的最大厚度和最大彎度來增大升力參數(shù)，提高翼型的做功能 力，但最大厚度和最大彎度的增大會影響翼型在非設(shè)計條件下的流動性能；本發(fā)明通過增 大前、后緣的圓弧過渡半徑來改善翼型的變工況性能，這樣在大攻角時，能夠有效控制逆壓 梯度，在使近壁流體減速從而獲得升力的同時，也使得氣流分離得以抑制，由此降低的阻力 以及氣動損失，并且后緣以鈍的圓弧過渡，減小外物對翼型的損傷；本發(fā)明通過后移最大厚 度的位置來改善翼型的總體性能，最大厚度點后移以后，會將壓力最小值的位置盡可能推 向翼型的后部，使得翼型前段邊界層穩(wěn)定，分離點推遲，有利于翼型前段背弧面做功，從而 使翼型的性能從總體上可以得到改善。


圖1為本發(fā)明翼型示意圖。圖2為翼型升力系數(shù)曲線圖。圖3為翼型阻力系數(shù)曲線圖。
具體實施例方式下面對本發(fā)明的實施例作詳細說明，本實施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進行 實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保護范圍不限于下述的實施 例。如圖1所示，本實施例包括1為翼型的吸力面，2為翼型的壓力面，3為翼型的中 弧線，C為翼型的弦長，d為翼型的最大厚度，Xd為翼型最大厚度處翼型的橫坐標值，f為翼 型的最大彎度，Xf為翼型最大彎度處翼型的橫坐標值.升力系數(shù)體現(xiàn)了翼型的做功能力。隨著攻角的提高，升力系數(shù)逐漸增大。因此設(shè) 計壓縮機時，希望通過增大升力系數(shù)來提高壓縮機的做功能力。所以設(shè)計點往往取在最大 升力系數(shù)附近。但當攻角增大到一定程度，翼型出現(xiàn)失速，升力系數(shù)驟降。因此，優(yōu)良的翼 型，能夠推遲翼型的失速，在較大的攻角下，保持較高的升力系數(shù)，這樣在變工況下(非設(shè) 計點)，也能保證壓縮機的性能，提高壓縮機的變工況性能。如圖2所示，Cy為升力系數(shù)，α 為翼型攻角，其中當Re為5Χ IO5時，當攻角α =14°時，最大升力系數(shù)達到cy = 1. 356， 當壓縮機設(shè)計點在該攻角附近時，壓縮機可望獲得較大的壓比；當攻角α =20°時，升力 系數(shù)還有Cy= 1.03，表明了翼型具有較寬的工況范圍。阻力系數(shù)體現(xiàn)了翼型的效率，在設(shè)計點附近，升力系數(shù)越高，阻力系數(shù)越小(或者 升阻比越高)，說明翼型的損失小，效率較高。如圖3所示，Cx為阻力系數(shù)，α為翼型攻角， 其中當Re為5Χ IO5時，當攻角α =14°時，升阻比可達cy/cx = 11. 07。這說明。翼型 的相對阻力損失較小，采用該翼型的壓縮機可望獲得較高的氣動效率。取翼型弦長c為單位1，對本實施例的具體實施方式
作進一步的描述。取翼型弦長c為單位1后，葉片坐標如表1所列。表 1
權(quán)利要求
1.一種用于大型工業(yè)用高壓比軸流壓縮機的翼型，其特征在于，其最大厚度與翼型的 弦長之比為0. 0809，最大厚度位置與翼型的弦長之比為0. 33，彎度與翼型的弦長之比為 0. 0422，最大彎度位置與翼型的弦長之比為0. 45。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于大型工業(yè)用高壓比軸流壓縮機的翼型，其特征是，所述 的翼型的前緣設(shè)有前緣圓弧。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的用于大型工業(yè)用高壓比軸流壓縮機的翼型，其特征是，所述 的前緣圓弧具體位于翼型的弦長的1/100處且其半徑與翼型的弦長的比值為0. 015。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于大型工業(yè)用高壓比軸流壓縮機的翼型，其特征是，所述 的翼型的后緣設(shè)有后緣圓弧。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的用于大型工業(yè)用高壓比軸流壓縮機的翼型，其特征是，所述 的后緣圓弧具體位于翼型的弦長的98/100處且其半徑與翼型的弦長的比值為0. 004。
全文摘要
一種軸流壓縮機技術(shù)領(lǐng)域的用于大型工業(yè)用高壓比軸流壓縮機的翼型，其最大厚度與翼型的弦長之比為0.0809，最大厚度位置與翼型的弦長之比為0.33，彎度與翼型的弦長之比為0.0422，最大彎度位置與翼型的弦長之比為0.45。本發(fā)明完全適應(yīng)工業(yè)用大型軸流壓縮機的實際運行條件，而且還能提高壓縮機的壓比以及運行范圍。
文檔編號F04D29/38GK102094848SQ20111006882
公開日2011年6月15日 申請日期2011年3月22日 優(yōu)先權(quán)日2011年3月22日
發(fā)明者楊波, 王彤, 谷傳綱 申請人:上海交通大學