用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型

摘要

一种轴流压缩机技术领域的用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型，其最大厚度与翼型的弦长之比为0.0809，最大厚度位置与翼型的弦长之比为0.33，弯度与翼型的弦长之比为0.0422，最大弯度位置与翼型的弦长之比为0.45。本发明完全适应工业用大型轴流压缩机的实际运行条件，而且还能提高压缩机的压比以及运行范围。

权利要求

1.一种用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型，其特征在于，其最大厚度与翼型的弦长之比为0.0809，最大厚度位置与翼型的弦长之比为0.33，弯度与翼型的弦长之比为

0.0422，最大弯度位置与翼型的弦长之比为0.45。

2.根据权利要求1所述的用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型，其特征是，所述的翼型的前缘设有前缘圆弧。

3.根据权利要求2所述的用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型，其特征是，所述的前缘圆弧具体位于翼型的弦长的1/100处且其半径与翼型的弦长的比值为0.015。

4.根据权利要求1所述的用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型，其特征是，所述的翼型的后缘设有后缘圆弧。

5.根据权利要求4所述的用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型，其特征是，所述的后缘圆弧具体位于翼型的弦长的98/100处且其半径与翼型的弦长的比值为0.004。

说明书

用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型

技术领域

[0001] 本发明涉及的是一种轴流压缩机技术领域的装置，具体是一种用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型。

背景技术

[0002] 19世纪中期，轴流压缩机就开始用于工业生产中，经过长期的研究开发，技术上得到长足的进步。它以其卓越的高效率、动、静叶可调带来的宽广的工况范围，以及大流量的特点，在工业、国防、农业等领域被广泛的应用，并且，近年来大举进入以前被认为是离心压缩机的传统领域，如大空分、大催化裂化、大高炉等项目。随着工业要求的提高，轴流压缩机在气动设计、机械制造、运行监控等方面得到了飞速的发展。

[0003] 不同于航空用轴流压缩机，大型工业用轴流压缩机往往工作在亚音速的工作范围内，气流马赫数相对较低，因此，如采用一般的高速翼型，往往效率很低。另一方面，现有的低速翼型，由于升阻力系数不理想，往往造成级数过多、结构尺寸大、气流损失大、效率低、重量大、启动困难。另外，由于翼型与工作条件不匹配，气流在大攻角下，将很快在叶片表面分离。此时，翼型的升力系数将大幅度下降，阻力系数急遽增大，效率将大大降低，压缩机的变工况性能很难达到设计要求。目前，用于轴流压缩机的翼型设计，往往限制在一个较小的工况范围内，在工况范围内，翼型具有较大的升力系数和较小的阻力系数，但是，一旦离开该工况范围，翼型发生失速，性能迅速恶化。因此，必须设计一种专门用于大型工业用轴流压缩机的翼型，使压缩机不但在设计点具有较高的效率，同时还具有宽广的工况范围。

[0004] 经过对现有技术的检索发现，很少有研究关于轴流压缩机翼型，尤其针对大型工业用轴流压缩机翼型的专门研究和专利申请。附件为发明专利申请(200810237016.9)：一种具有高升阻比的翼型(ref2.pdf)。该申请通过建立翼型型线的泛函集成方程，来设计通用翼型型线，主要应用于风力机的设计。该专利申请是针对风力发电中所涉及的风力机的特点进行相关内容的设计和创新的，因此，其翼型不能适用于轴流压缩机的叶片设计。另外，该专利提出的翼型设计方法中没有针对风力机运行中对于翼型气动性能的特殊要求，因此，翼型虽然具有较高的升阻比，但不能适应风力机的实际运行状况。其次，专利中没有相关的实验数据进行验证。

发明内容

[0005] 本发明针对现有技术存在的上述不足，提供一种用于大型工业用高压比轴流压缩机的翼型，使其能够完全适应大型工业用轴流压缩机的实际运行条件，能够提高压缩机的压比以及运行范围。

[0006] 本发明是通过以下技术方案实现的，本发明其最大厚度与翼型的弦长之比为0.0809，最大厚度位置与翼型的弦长之比为0.33，弯度与翼型的弦长之比为0.0422，最大弯度位置与翼型的弦长之比为0.45。

[0007] 所述的翼型的前缘设有前缘圆弧，该前缘圆弧具体位于翼型的弦长的1/100处且半径与翼型的弦长的比值为0.015。

[0008] 所述的翼型的后缘设有后缘圆弧，该后缘圆弧具体位于翼型的弦长的98/100处且半径与翼型的弦长的比值为0.004。

[0009] 本发明通过增加翼型的最大厚度和最大弯度来增大升力参数，提高翼型的做功能力，但最大厚度和最大弯度的增大会影响翼型在非设计条件下的流动性能；本发明通过增大前、后缘的圆弧过渡半径来改善翼型的变工况性能，这样在大攻角时，能够有效控制逆压梯度，在使近壁流体减速从而获得升力的同时，也使得气流分离得以抑制，由此降低的阻力以及气动损失，并且后缘以钝的圆弧过渡，减小外物对翼型的损伤；本发明通过后移最大厚度的位置来改善翼型的总体性能，最大厚度点后移以后，会将压力最小值的位置尽可能推向翼型的后部，使得翼型前段边界层稳定，分离点推迟，有利于翼型前段背弧面做功，从而使翼型的性能从总体上可以得到改善。

附图说明

[0010] 图1为本发明翼型示意图。

[0011] 图2为翼型升力系数曲线图。

[0012] 图3为翼型阻力系数曲线图。

具体实施方式

[0013] 下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

[0014] 如图1所示，本实施例包括：1为翼型的吸力面，2为翼型的压力面，3为翼型的中弧线，c为翼型的弦长，d为翼型的最大厚度，xd为翼型最大厚度处翼型的横坐标值，f为翼型的最大弯度，xf为翼型最大弯度处翼型的横坐标值.

[0015] 升力系数体现了翼型的做功能力。随着攻角的提高，升力系数逐渐增大。因此设计压缩机时，希望通过增大升力系数来提高压缩机的做功能力。所以设计点往往取在最大升力系数附近。但当攻角增大到一定程度，翼型出现失速，升力系数骤降。因此，优良的翼型，能够推迟翼型的失速，在较大的攻角下，保持较高的升力系数，这样在变工况下(非设计点)，也能保证压缩机的性能，提高压缩机的变工况性能。如图2所示，cy为升力系数，α5
为翼型攻角，其中：当Re为5×10 时，当攻角α＝14°时，最大升力系数达到cy＝1.356，当压缩机设计点在该攻角附近时，压缩机可望获得较大的压比；当攻角α＝20°时，升力系数还有cy＝1.03，表明了翼型具有较宽的工况范围。

[0016] 阻力系数体现了翼型的效率，在设计点附近，升力系数越高，阻力系数越小(或者升阻比越高)，说明翼型的损失小，效率较高。如图3所示，cx为阻力系数，α为翼型攻角，5
其中：当Re为5×10 时，当攻角α＝14°时，升阻比可达：cy/cx＝11.07。这说明。翼型的相对阻力损失较小，采用该翼型的压缩机可望获得较高的气动效率。

[0017] 取翼型弦长c为单位1，对本实施例的具体实施方式作进一步的描述。

[0018] 取翼型弦长c为单位1后，叶片坐标如表1所列。

[0019] 表1

[0020]

[0021]

[0022]

[0023] 该翼型的最大厚度约为：d＝0.0809，最大厚度位置为：xd＝0.33；弯度为：f＝0.0422，xf＝0.45。在前缘x＝0.01处，以半径R＝0.015的圆弧过渡；在后缘x＝0.98处，以半径为R＝0.004的圆弧过渡。

[0024] 在本实施例中，通过增大翼型的弯度和厚度来提高翼型的作功能力。为了改善翼型在非设计条件下的流动性能，增大前、后缘的圆弧过渡半径，这样在大攻角时，能够有效控制逆压梯度，在使近壁流体减速从而获得升力的同时，也使得气流分离得以抑制，由此降低的阻力以及气动损失；本实施例中将最大厚度的位置后移，从气流流动角度分析，会将压力最小值的位置尽可能推向翼型的后部，使得翼型前段边界层稳定，分离点推迟，有利于翼型前段背弧面做功，从而使翼型的性能从总体上可以得到改善；后缘以钝的圆弧过渡，使的外物对翼型的损伤降至最小，且易于加工。