一种涡轮转子叶顶泄漏流协同抑制结构制造技术

本发明专利技术公开了一种涡轮转子叶顶泄漏流协同抑制结构，包括涡轮机匣以及与涡轮机匣间隙配合的叶片，叶片的两侧分别形成吸力面和压力面，叶片正对涡轮机匣的叶顶平面上设有叶顶凹槽，叶片顶部外侧设有外伸的叶顶小翼，叶顶小翼的上表面与叶顶平面重合，叶顶小翼的侧面与叶片侧面形成夹角；位于压力面一侧的叶顶小翼上设有若干用于逆向射流的自发射流孔，自发射流孔连接叶顶小翼的侧面和上表面。本发明专利技术将叶顶凹槽，小翼，自发射流孔三者有机结合，大幅提高了对泄漏流的抑制作用；不需要外接气源，属于被动控制方法，既省去了复杂管路连接，减轻发动机重量，又省去了外接气源带来的发动机效率损失；整体结构简单，加工和工程应用比较方便。便。便。

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮转子叶顶泄漏流协同抑制结构


[0001]本专利技术涉及叶轮机结构，具体为一种涡轮转子叶顶泄漏流的协同抑制结构。

技术介绍

[0002]轴流涡轮是能源转化，推进领域经常采用的机械部件。高压涡轮转子是整个涡轮中最为关键的部件。为防止叶尖与机匣的碰磨，在涡轮转子叶片叶尖与涡轮机匣之间需预留一定的间隙，一般的叶尖间隙高度约占叶栅通道的1％，而且其高度在涡轮不同的运行状态下也会发生变化。叶尖间隙处于整个涡轮流场中，它的两侧分别联通了叶片吸力面和压力面，且由于叶片相对厚度较小，使得压力侧的流体会在间隙两侧巨大压差的作用下，经过间隙进入吸力侧，形成叶顶间隙泄漏流。泄漏流进入吸力面一侧后，会在与主流掺混过程中，向叶片中部旋转形成泄漏涡。由于间隙泄漏流在间隙内由压力面流向吸力面，不经历在涡轮转子主流场中的膨胀，推动涡轮叶片做功的过程，因而其存在必然使得单级涡轮做功能力下降。同时，间隙泄漏流本身的流动分离和与主流的流动掺混不可避免的给涡轮带来更多的二次流损失，导致涡轮效率降低。而且，涡轮叶片工作在热环境最为苛刻的燃烧室出口，间隙泄漏流的存在，涡轮转子叶尖受到与高温主流的接触面积变大，进一步加剧了涡轮叶片的热负荷，因此需要采用必要的泄漏流控制手段以降低叶尖间隙泄漏流带来的影响。然而，目前常规的被动控制方法，如叶顶凹槽等，对泄漏流的抑制效果仍然有很大的改进空间，针对不同叶顶结构，一些控制方法甚至会出现反效果。封严篦齿等带冠叶顶结构尽管对泄漏流有较好的抑制效果，但由于自身结构复杂，存在加工难度大，机械强度低等问题。
专利技术内容
[0003]专利技术目的：本专利技术的目的在于提供一种应用固体叶片修型结合流体自发控制的涡轮转子叶顶泄漏流抑制结构。
[0004]技术方案：本专利技术的一种涡轮转子叶顶泄漏流协同抑制结构，包括涡轮机匣以及与涡轮机匣间隙配合的叶片，所述叶片的两侧分别形成吸力面和压力面，所述叶片正对涡轮机匣的叶顶平面上设有叶顶凹槽，所述叶片顶部外侧设有外伸的叶顶小翼，所述叶顶小翼的上表面与叶顶平面重合，叶顶小翼的侧面与叶片侧面形成夹角；位于压力面一侧的叶顶小翼上设有若干用于逆向射流的自发射流孔，所述自发射流孔连接叶顶小翼的侧面和上表面。
[0005]进一步地，利用自发射流孔将压力侧高压流体引入间隙内形成射流，射流在间隙内部形成逆流，并进入泄漏流中心主流区，逆流结构对主流流动形成显著的阻碍作用。压力面一侧的叶顶小翼上的自发射流孔的结构因素包括自发射流孔孔型和等效直径d，自发射流孔的进口与叶顶小翼的侧面夹角β，自发射流孔的出口与叶顶小翼的上表面的夹角α，自发射流孔的出口与叶顶小翼边缘距离w3以及射流孔间距l。在同一平面射流孔控制效果随孔间距l减小而增大，所述的自发射流孔为等间隔布置，自发射流孔间距l与自发射流孔等效直径d的比值为4～16。合理的自发射流孔的等效直径d取值与间隙h大小成正相关，自发
射流孔的等效直径d为涡轮机匣与叶片间形成的间隙高度h的0.5～5倍，可以通过调整出口孔型改善控制效果。自发射流孔的进口与叶顶小翼的侧面夹角β须保证在满足射流量的前提下，流动阻力尽可能小，优选的范围是45～135
°
；自发射流孔的出口与叶顶小翼的上表面的夹角α须保证射流出流方向与泄漏流当地流动方向在同一平面，优选的，自发射流孔为圆弧型，自发射流孔的出口方向与泄漏流的运动方向相反，α的取值范围是30～75
°
；自发射流孔的出口与叶顶小翼边缘距离w3与间隙高度h有关，优选为涡轮机匣与叶片间形成的间隙高度h的2～10倍。
[0006]进一步地，叶顶凹槽结构主要的结构参数为凹槽深度d1以及凸肩的宽度w1。凹槽的控制效果随凹槽深度增加而增大，但凹槽深度达到一定程度后，控制效果随深度不在明显改变；凸肩的宽度w1的与叶形和间隙大小有关，还需满足强度条件。优选的，叶顶凹槽的深度d1为叶片高度的2.5％～10％；凹槽两侧为凸肩结构，凸肩的宽度w1为涡轮机匣与叶片间形成的间隙h的1～4倍。
[0007]进一步地，为了进一步提高抑制性能，叶顶凹槽的底部为平凹槽结构或阶梯型凹槽结构，其中，阶梯型凹槽采用直角阶梯，直角阶梯的阶梯面正对压力面或吸力面，阶梯形凹槽的深度可以调整，但须保证阶梯部位对凹槽内回旋涡产生作用，阶梯型凹槽采用直角阶梯，直角阶梯的阶梯面正对压力面或吸力面，直角阶梯的阶梯高度d2为为叶顶凹槽的深度d1的25％～75％，但应根据实际叶形结构选取。
[0008]进一步地，叶顶小翼的结构因素主要包括叶顶小翼外伸的距离w2和叶顶平面与叶顶小翼的侧面和上表面的夹角γ。外伸距离w2越大，小翼对泄漏流的控制效果越好，但过大会对叶形强度不利；叶顶小翼的侧面和上表面的夹角γ决定了小翼的几何构型，γ角越小，小翼控制效果越好，但过小的γ角对小翼强度不利。同时还需考虑小翼与自发射流孔的相对位置关系。优选的，叶顶小翼外伸的距离w2为涡轮机匣与叶片间形成的间隙h的3～15倍，叶顶小翼的侧面和上表面的夹角γ为25～75
°
。
[0009]工作原理：本专利技术利用一方面通过调整泄漏流流动边界度泄漏流进行抑制的叶顶修型结构，包括叶顶凹槽和叶顶小翼，另一方面引导自发控制射流生成的叶顶结构，具体结构为压力面一侧的叶顶小翼上设置自发射流孔。其协同抑制的特征是凹槽
‑
小翼结构改变泄漏流流动边界，增加泄漏流沿程的流动距离，减小间隙通流面积；将自发射流孔设置在压力侧小翼上，增加射流孔不是空间，引导叶片压力面的高压流体喷射进入间隙泄漏流中心主流区，对泄漏流主流流动形成显著阻隔。
[0010]有益效果：本专利技术和现有技术相比，具有如下显著性特点：本专利技术将叶顶凹槽，小翼，自发射流孔三者有机结合，大幅提高了对泄漏流的抑制作用；固体叶片修型和流体自发控制均不需要外接气源，属于被动控制方法，既省去了复杂管路连接，减轻发动机重量，又省去了外接气源带来的发动机效率损失；整体结构相对简单，加工和工程应用比较方便；应用范围较广，由于其采用协同控制方案，应对不同尺寸的叶顶间隙均有显著的控制效果。
附图说明
[0011]图1为本专利技术叶片结构构型俯视图；
[0012]图2为本专利技术叶片结构的正视图；
[0013]图3为图2中A
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A方向的协同控制叶顶结构示意图；
[0014]图4为本专利技术的叶顶凹槽结构示意图；
[0015]图5为图4中对应的凹槽结构的间隙泄漏流量示意图；
[0016]图6为叶顶凹槽
‑
叶顶小翼组合的叶顶泄漏流流量对比图；
[0017]图7为叶顶凹槽
‑
叶顶小翼
‑
自发射流孔组合的叶顶叶顶泄漏流流量对比图。
具体实施方式
[0018]下面结合实施例和附图对本专利技术作进一步说明。
[0019]参见图1
‑
3所示的具有应用固体叶片修型和流体自发控制协同控制原理设计的涡轮转子叶顶泄漏流协同抑制结构，包括涡轮机匣7和叶片1，叶片1的整体高度s为122本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种涡轮转子叶顶泄漏流协同抑制结构，包括涡轮机匣(7)以及与涡轮机匣(7)间隙配合的叶片(1)，所述叶片(1)的两侧分别形成吸力面(3)和压力面(2)，其特征在于：所述叶片(1)正对涡轮机匣(7)的叶顶平面上设有叶顶凹槽(4)，所述叶片(1)顶部外侧设有外伸的叶顶小翼(5)，所述叶顶小翼(5)的上表面与叶顶平面重合，叶顶小翼(5)的侧面与叶片(1)侧面形成夹角；位于压力面(2)一侧的叶顶小翼(5)上设有若干用于逆向射流的自发射流孔(6)，所述自发射流孔(6)连接叶顶小翼(5)的侧面和上表面。2.根据权利要求1所述的涡轮转子叶顶泄漏流协同抑制结构，其特征在于：所述的自发射流孔(6)为等间隔布置，自发射流孔(6)的等效直径d为涡轮机匣(7)与叶片(1)间形成的间隙高度h的0.5～5倍，自发射流孔(6)间距l与自发射流孔(6)等效直径d的比值为4～16。3.根据权利要求2所述的涡轮转子叶顶泄漏流协同抑制结构，其特征在于：所述自发射流孔(6)的进口与叶顶小翼(5)的侧面夹角β为45～135
°
，所述自发射流孔(6)的出口与叶顶小翼(5)的上表面的夹角α为30～75
°
，所述自发射流孔(6)为圆弧型...

【专利技术属性】
技术研发人员：宣益民，王天壹，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：