【技术实现步骤摘要】
本申请属于舰用或船用动力涡轮，特别涉及一种动力涡轮、动力涡轮叶栅及其设计方法。
技术介绍
1、燃气轮机是舰船及工业动力系统中常用的装备，随着舰船对功率需求在逐渐增大，这使得大功率燃气轮机的设计及制造更加困难。动力涡轮是燃气轮机输出功率的唯一部件，其性能高低直接影响到整机热效率水平，由于动力涡轮尺寸较大、级数较多，其对整机重量影响也尤为明显。近年来为了实现大尺寸多级动力涡轮性能提升的同时降低成本，采用较大幅度降低叶片数目的措施，使得动力涡轮各排叶栅弦长较大，zweifel系数较高的介于0.8～1.2，远高于常规低亚音速叶栅0.6～0.8的zweifel系数，从而形成一种特别叶栅——即宽弦高负荷叶栅，现有的低亚音速叶栅设计方法无法有效降低叶栅流动损失，对涡轮效率的提升有限。
2、图1所示为基于常规的叶栅12参数造型方法的参数示意图，运用该12参数造型方法进行叶栅气动设计时，首先需要分别完成栅距叶片数z、叶型截面半径r、前缘直径d1、尾缘直径d2、弦长b(或轴向弦长b)、安装角βy、前楔角w1、尾楔角w2、尾缘弯折角δ、进口几何角β1、出口几何角β2、喉部宽度o等造型参数的设计，并最终通过叶盆采用1段bezier曲线、叶背采用2段bezier曲线的方法实现叶型的唯一且连续性设计。
3、舰用及工业燃气轮机动力涡轮进口温度和压力水平一般较低，多数为非气冷叶片涡轮，各排叶栅的叶片数一般采用80～120片，这使得动力涡轮叶栅为常见的低亚音速叶栅、弦长较小或中等，叶栅通道内不存在超音速流动，最大马赫数在0.7～0.85左
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种动力涡轮、动力涡轮叶栅及其设计方法，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
2、第一方面，本申请的技术方案是：一种动力涡轮叶栅设计方法，该设计方法适用于宽弦高负荷叶栅，所述宽弦高负荷叶栅为zweifel系数介于0.8～1.2的叶栅，所述设计方法包括：
3、按气流流动方向将叶栅分为前部区域、喉部区域和扩散区域三个区域，三个区域的分界线为叶栅通道进口、喉部宽度线、叶栅通道出口；
4、调节所述前部区域的型线曲率以及安装角，使所述前部区域的型线曲率增加，以及降低喉部区域的马赫数，使叶栅峰值马赫数不超过预定值；
5、调节所述叶栅的造型参数，使叶栅喉部位置前移至叶栅轴向弦长的预定位置处，从而使叶片载荷前移，并使叶片最佳速度分布形式形成对勾形式；
6、将叶片喉部位置前移后得到较长的喉部后扩散段，调整所述较长的喉部后扩散段控制参数，使较长的喉部后扩散段的曲率为直线或近似直线；
7、调节叶栅的弦厚控制参数，使叶栅轴向弦长增加、最大厚度减小，完成动力涡轮叶栅设计。
8、在本申请优选实施方式中，所述叶栅峰值马赫数不超过1.0。
9、在本申请优选实施方式中，所述预定位置为叶栅轴向弦长的50％～60％处。
10、在本申请优选实施方式中，所述造型参数包括安装角、喉部宽度、尾缘弯折角。
11、在本申请优选实施方式中，所述喉部后扩散段控制参数包括bezier曲线控制点、尾楔角、尾缘弯折角、出口几何角。
12、在本申请优选实施方式中，所述弦厚控制参数包括安装角、弦长或轴向弦长、前缘直径、尾缘直径。
13、在本申请优选实施方式中，所述叶栅的最大厚度范围为3mm～7mm，所述前缘直径的范围为2.0mm～5.0mm，所述尾缘直径的范围约为0.6mm～1.2mm。
14、在本申请优选实施方式中，所述方法还包括仅适用于动叶叶栅的设计过程，该过程为：
15、通过调节叶栅旋转角度以减小反力度，通过控制叶栅喉部前后的载荷整体分配实现均匀加载式速度分布。
16、第二方面，本申请提供了一种动力涡轮叶栅，所述动力涡轮叶栅采用如上任一所述的动力涡轮叶栅设计方法得到。
17、第三方面，本申请提供了一种动力涡轮，其特征在于，所述动力涡轮包括如上所述的动力涡轮叶栅。
18、相比现有技术的叶栅设计方法方案，本申请的叶栅设计方法可以在宽弦高负荷叶栅设计中有效降低马赫数峰值、控制喉部位置，减小叶栅损失，实现涡轮效率的提升，为大尺寸多级动力涡轮气动设计奠定基础。
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1.一种动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，该设计方法适用于宽弦高负荷叶栅，所述宽弦高负荷叶栅为Zweifel系数介于0.8～1.2的叶栅，所述设计方法包括：
2.如权利要求1所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述叶栅峰值马赫数不超过1.0。
3.如权利要求1所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述预定位置为叶栅轴向弦长的50％～60％处。
4.如权利要求3所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述造型参数包括安装角、喉部宽度、尾缘弯折角。
5.如权利要求1所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述喉部后扩散段控制参数包括Bezier曲线控制点、尾楔角、尾缘弯折角、出口几何角。
6.如权利要求1所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述弦厚控制参数包括安装角、弦长或轴向弦长、前缘直径、尾缘直径。
7.如权利要求6所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述叶栅的最大厚度范围为3mm～7mm，所述前缘直径的范围为2.0mm～5.0mm，所述尾缘直径的范围约为0.6mm～1.2mm。
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9.一种动力涡轮叶栅，其特征在于，所述动力涡轮叶栅采用如权利要求1至8任一所述的动力涡轮叶栅设计方法得到。
10.一种动力涡轮，其特征在于，所述动力涡轮包括如权利要求9所述的动力涡轮叶栅。
...【技术特征摘要】
1.一种动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，该设计方法适用于宽弦高负荷叶栅，所述宽弦高负荷叶栅为zweifel系数介于0.8～1.2的叶栅，所述设计方法包括：
2.如权利要求1所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述叶栅峰值马赫数不超过1.0。
3.如权利要求1所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述预定位置为叶栅轴向弦长的50％～60％处。
4.如权利要求3所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述造型参数包括安装角、喉部宽度、尾缘弯折角。
5.如权利要求1所述的动力涡轮叶栅设计方法，其特征在于，所述喉部后扩散段控制参数包括bezier曲线控制点、尾楔角、尾缘弯折角、出口几何角。
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【专利技术属性】
技术研发人员：张勇，张兵兵，陈云，李鑫，王雷，殷林林，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：
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