具有高空性能的发动机涡轮及其设计方法技术

本发明专利技术属于航空发动机技术领域，特别涉及一种具有高空性能的发动机涡轮及其设计方法，其中，发动机涡轮包括一级涡轮、二级涡轮、内流道和外流道，一级涡轮和二级涡轮分别沿环形通道的径向方向均匀分布，一级涡轮包括一级转子和一级导向器，二级涡轮包括二级转子和二级导向器，一级导向器、一级转子、二级导向器和二级转子沿靠近火焰筒的一侧向远离火焰筒的一侧依次布置；本发明专利技术的涡轮叶型可有效适应跨音速强激波下的流动，有效的降低了流动损失，减小排气损失，提升涡轮性能；另外本发明专利技术涡轮的膨胀比、载荷系数选取更为合理，可兼顾高空工作时涡轮的性能，提升涡轮末级适应高空膨胀比急剧增大、高空低雷诺数等恶劣条件，极大地改善了涡轮性能。了涡轮性能。了涡轮性能。

【技术实现步骤摘要】
具有高空性能的发动机涡轮及其设计方法


[0001]本专利技术属于航空发动机
，特别涉及一种具有高空性能的发动机涡轮及其设计方法。

技术介绍

[0002]航空发动机动机从结构上可分为压气机、燃烧室及涡轮三大部件，气流在压气机中增压进入燃烧室中燃烧，最后进入涡轮膨胀做功，产生飞机需要的动力。涡轮作为三大部件之一，其主要功能是提取流体工质中的能量并通过旋转方式输出机械功，燃气涡轮发动机及航空辅助动力装置中。当前燃气涡轮发动机的一大发展趋势，是逐渐向更高功重比，更高的热力循环参数，结构更紧凑的方向发展，导致涡轮部件的工作条件日益苛刻和恶劣。并且随着对全天候多用途飞机需求的日益迫切，飞机的使用环境将越来越复杂，其工作包线也逐渐扩大，对发动机的使用范围有更高的要求。因此，涡轮设计过程中不但要考虑日益增加的涡轮负荷，还要兼顾多种复杂环境下的工作情况，如高空环境下的使用。
[0003]为了提高发动机输出功率，降低发动机重量，涡轮前的温度及涡轮的膨胀比不断提高。涡轮前温度由于受到叶片材料的耐温限制，通常涡轮前温度会低于某个限定值，而不能继续提高。因此，为提高整个发动机的输出功率，只能依靠增加涡轮的膨胀比，即提高单排叶片的负荷。但是，过度的提高涡轮膨胀比，会使涡轮整个叶栅通道的流动状态发生较大的变化。特别是对于双级涡轮膨胀比超过7时的轴流涡轮，涡轮导向器及转子流道内均处于跨音速甚至超音速流动状态，导致涡轮叶栅通道内存在很强的激波，极大地增加了整个涡轮的流动损失，若不能对涡轮各级之间的负荷进行有效及良好地分配，必将导致该涡轮性能变差。同时，跨音速涡轮出口排气速度高，使排气损失大，会影响涡轮的整个性能。
[0004]另一方面，现在的飞机飞行高度越来越高，特别是民用客机、大型运输机及轰炸机等，其工作包线越来越广，工作高度可达到20km。现有技术方案中，发动机在高空环境工作时，涡轮效率急剧下降，涡轮工作状态严重偏离设计点，且跨音速涡轮内部流动损失大，排气速度高，影响涡轮功率的正常输出，极大地恶化了涡轮的性能。

技术实现思路

[0005]针对上述问题，一方面，本专利技术公开了一种具有高空性能的发动机涡轮，所述发动机涡轮布设在所述发动机的燃烧室火焰筒末端的环形通道中，所述环形通道以发动机轴线为中心，靠近轴线的一侧设为内流道，远离轴线的一侧设为外流道，所述发动机涡轮包括一级涡轮、二级涡轮、内流道和外流道，所述一级涡轮和二级涡轮分别沿环形通道的径向方向均匀分布，其中，
[0006]所述一级涡轮包括一级转子和一级导向器，所述二级涡轮包括二级转子和二级导向器，所述一级导向器、一级转子、二级导向器和二级转子沿靠近火焰筒的一侧向远离火焰筒的一侧依次布置。
[0007]进一步的，所述一级转子和二级转子的转子叶片包括叶根和沿转子叶片本体延伸
的叶尖，所述叶尖方向相对于叶根方向顺时针旋转，所述叶尖和所述叶根之间的弯扭角度为25
‑
35
°
，优选为30
°
。
[0008]进一步的，所述一级转子和二级转子的叶根延伸向叶尖的过程中转子叶片本体逐渐变窄。
[0009]进一步的，所述一级导向器和二级导向器的叶根延伸向叶尖的过程中导向器叶片本体逐渐变宽。
[0010]进一步的，所述一级转子的转子叶片的叶尖端面设有叶尖凹槽。
[0011]进一步的，所述一级导向器靠近火焰筒一侧的切面与所述一级导向器的本体之间的交线设为第一前缘型线，所述第一前缘型线与竖直方向之间的夹角A取值为5
‑
10
°
。
[0012]进一步的，所述二级导向器靠近火焰筒一侧的的切面与所述二级导向器的本体之间的交线设为第二前缘型线，所述第二前缘型线与外流道之间的夹角B取值为90
°
。
[0013]再进一步的，所述二级转子末端的环形通道设为扩张型，沿气流方向远离火焰筒一侧的外流道和内流道之间的气流流通面积逐渐增大。
[0014]另外一方面，本专利技术还提出一种具有高空性能的发动机涡轮的设计方法，所述设计方法包括：
[0015]零维参数分析；根据发动机涡轮的设计指标分别确定一级涡轮和二级涡轮的载荷系数、流量系数和能量反力度；
[0016]一维参数计算；根据涡轮气动基本原理，分别获取发动机的一级涡轮和二级涡轮的涡轮叶片的气动参数和几何参数；
[0017]三维造型设计；根据所述载荷系数、流量系数和能量反力度以及所述气动参数和几何参数计算一级涡轮和二级涡轮的进出口气动参数和几何参数，并进行发动机涡轮的三维建模设计。
[0018]进一步的，所述发动机涡轮的设计指标包括一级涡轮和二级涡轮的流量指标、膨胀比指标和绝热效率指标
[0019]本专利技术的涡轮叶型可有效适应跨音速强激波下的流动，有效的降低了流动损失，减小排气损失，提升涡轮性能；另外本专利技术涡轮的膨胀比、载荷系数选取更为合理，可兼顾高空工作时涡轮的性能，提升涡轮末级适应高空膨胀比急剧增大、高空低雷诺数等恶劣条件，极大地改善了涡轮性能。
[0020]本专利技术的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本专利技术而了解。本专利技术的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
[0021]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0022]图1示出了根据本专利技术实施例的燃烧室结构示意图；
[0023]图2示出了根据本专利技术实施例的涡轮导向器和转子叶片示意图；
[0024]图3示出了根据本专利技术实施例的涡轮导向器叶根、叶中及叶尖截面叶型示意图；
[0025]图4示出了根据本专利技术实施例的涡轮转子叶根、叶中及叶尖截面叶型示意图；
[0026]图5示出了根据本专利技术实施例的一级转子的结构示意图；
[0027]图6示出了根据本专利技术实施例的涡轮设计流程示意图；
[0028]图7示出了根据本专利技术实施例的优选示例的涡轮的效率膨胀比曲线图。
[0029]附图中：1、燃烧室；100、火焰筒；101、火焰筒头部；102、火焰筒外环；103、火焰筒内环；104、大弯管；105、小弯管；110、环形通道；111、外流道；112、内流道；121、一级转子；122、二级转子；12a、涡轮转子叶根截面；12b、涡轮转子叶中截面；12c、涡轮转子叶尖截面；131、一级导向器；1311、第一前缘型线；132、二级导向器；1321、第二前缘型线；13a、涡轮导向器叶根截面；13b、涡轮导向器叶中截面；13c、涡轮导向器叶尖截面。
具体实施方式
[0030]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种具有高空性能的发动机涡轮，所述发动机涡轮布设在所述发动机的燃烧室(1)的火焰筒(100)末端的环形通道(110)中，所述环形通道(110)以发动机轴线为中心，靠近轴线的一侧设为内流道(112)，远离轴线的一侧设为外流道(111)，其特征在于，所述发动机涡轮包括一级涡轮、二级涡轮、内流道(112)和外流道(111)，所述一级涡轮和二级涡轮分别沿环形通道(110)的径向方向均匀分布，其中，所述一级涡轮包括一级转子(121)和一级导向器(131)，所述二级涡轮包括二级转子(121)和二级导向器(132)，所述一级导向器(131)、一级转子(121)、二级导向器(132)和二级转子(121)沿靠近火焰筒(100)的一侧向远离火焰筒(100)的一侧依次布置。2.根据权利要求1所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级转子(121)和二级转子(121)的转子叶片包括叶根和沿转子叶片本体延伸的叶尖，所述叶尖方向相对于叶根方向顺时针旋转，所述叶尖和所述叶根之间的弯扭角度为25
‑
35
°
。3.根据权利要求2所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级转子(121)和二级转子(121)的叶根延伸向叶尖的过程中转子叶片本体逐渐变窄。4.根据权利要求1所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级导向器(131)和二级导向器(132)的叶根延伸向叶尖的过程中导向器叶片本体逐渐变宽。5.根据权利要求2所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级转子(121)的转子叶片的叶尖端面设有叶尖凹槽。6.根据权利要求1所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级导向器(131...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋友富，曾飞，屈彬，张绍文，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：