3.2.3 基元叶型

压气机叶型设计以构建满足一维/准三维方案设计意图的几何实体为目标，是压气机研发中非常关键的环节。考虑到直接进行三维造型难以总结提炼参数、设计变量多、调整困难，压气机叶型设计是逐步进行的，基本过程如下：

1）根据准三维分析结果，沿叶高方向选择一系列对气动性能影响大的基元二维截面。

2）根据气动参数选择已有的叶型，或利用定制的参数化方法设计二维基元截面型线。

3）按一定的规律径向积叠所设计的基元截面。

4）生成三维叶片型面。

二维基元叶型是压气机叶型设计的基础。在最开始设计压气机叶型时，其设计理论是机翼的升力理论，叶片的叶型设计采用了经过修改的翼型。目前，常用的经典叶型有NACA-65系列、C系列和双圆弧（DCA）等叶型。

1）NACA-65系列。该系列叶型是由低阻力飞机翼型发展起来的，其通过中弧线和厚度分布的选择，使得从前缘到尾缘处的载荷保持均匀，即静压沿弦长在很大一部分区域内保持基本一致，使得层流的区域扩大。NACA-65中的6表示系列，而5表示层流区域占到整个弦长的50%。虽然NACA-65系列叶型被大量地用于压气机的设计，但它显然并不完全适合叶栅的流动情况。因此，为了满足叶栅的设计要求，需要采用特殊的中弧线和厚度分布。

2）C系列叶型。C系列叶型最早是由Power Jets公司在20世纪40年代整理得到的。C4叶型的前缘比较钝，结构比较坚固，但不适用于高来流马赫数情况。C系列叶型的中弧线一般采用圆弧或者抛物线，弯角和最大挠度的位置由具体设计给定。厚度分布按照中弧线给定，厚度与当地中弧线方向垂直，相对厚度按照与中弧线的比例进行缩放。

3）可控扩散叶型。可控扩散叶型（CDA叶型）也称为定制速度叶型（PVD叶型）。随着对压气机内部流动认识的加深，特别是计算技术的发展，在压气机设计中越来越感觉到没有必要一定按系列叶型（标准叶型）来设计叶片，中弧线和厚度分布完全可以采用任意的形式以使速度（或者马赫数、压力）达到预期的分布规律，这种叶型设计方法广义上讲应称为定制叶型设计方法。

为了减小高亚声速来流翼型的阻力，在飞机机翼翼型的设计中，发展了超临界叶型，实现了翼型吸力面虽然有局部超声速区，但没有激波存在，而通过控制吸力面的表面等熵马赫数分布又实现了在设计点及其附近吸力面分界层不发生分离。如图3-2所示，流体在吸力面前缘附近加速，使得边界层保持层流状态，最高马赫数不超过1.3，然后流体迅速减速，边界层发生转捩；流体减速过程先快后慢，这样的压力分布形式有利于减缓边界层的增厚。在压力面，速度尽量不变，目的同样是尽可能保持层流状态。

图3-2 可控扩散叶型表面设计马赫数分布示意图

在相同的速度下，层流边界层的损失要远低于湍流边界层。为了得到最大范围内的层流边界层，超临界叶型早期设计中曾追求在吸力面吸力峰前有一段速度近似恒定的高速区，但试验表明在跨声速条件下这样并不理想。超临界叶型的形状比较特别，其弯角主要集中在前部，尾缘区域是一个平直区域。对于上文所述的C系列、NACA-65系列和双圆弧这几种叶型叶栅，当具有相同负荷时，超临界叶型叶栅的稠度只有0.83，而其他叶型叶栅的稠度均为1.0，这是超临界叶型的损失较其他叶型小的一个重要原因。

4）超声叶型。在20世纪50年代，为了提高轴流压气机的负荷，开始尝试跨声压气机的研制，但当时叶型依然选择的是传统系列叶型。到了20世纪60年代，跨声叶栅的设计准则被总结出来。随着对跨声叶栅内部流动规律认识的深入，人们清楚地意识到利用传统叶型不可能设计出成功的跨声压气机，并发展出了新的叶型设计方法。在传统系列叶型中，双圆弧叶型在高速条件下的特性最好，但在超声速来流条件下，双圆弧叶型性能恶化。

为了避免超声速来流在叶栅喉道前进一步加速，一种自然的做法是将叶型的吸力面前段设计成直线，由于超声叶型弯角很小，所以叶型的压力面也可以设计成直线，只在吸力面后部用一段曲线过渡，这也是气流折转最大的地方。

基于同样的原理，改进双圆弧叶型的一种有效方法就是将其双圆弧中弧线改为多圆弧，这样就可以很好地控制叶型前段和后段的转角分配，从而减少叶栅喉道前的气流折转，减小叶型表面上的最大马赫数，降低激波强度，进而降低总压损失。

为了适应更高的来流Ma数，例如Ma超过1.6，人们又发展和研究了预压缩叶型，即为了降低波前马赫数，一种可行的做法是将叶栅喉道前的入口段吸力面型线做成凹曲线，使得超声速来流在喉道前能够被压缩，从而能够降低其马赫数。