一种高低压涡轮的过渡段结构制造技术

本实用新型专利技术公开了一种能够实现发动机减重和性能提升的超紧凑高低压涡轮过渡段，其关键在于过渡段支板长叶片与低压涡轮导向器短叶片采用大小叶片一体化结构布局，其中长叶片用于实现支板功能，而短叶片用于实现低压涡轮导向器功能。该发明专利技术可直接用于高性能航空燃气涡轮发动机，相比于传统的支板+低压涡轮导向器过渡段结构布局，采用支板与低压涡轮导向器叶片大小叶片布局的过渡段能够在大幅度提高高低压涡轮过渡段紧凑性的同时提高过渡段的气动性能。（*该技术在2023年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本技术公开了一种能够实现发动机减重和性能提升的超紧凑高低压涡轮过渡段，其关键在于过渡段支板长叶片与低压涡轮导向器短叶片采用大小叶片一体化结构布局，其中长叶片用于实现支板功能，而短叶片用于实现低压涡轮导向器功能。该专利技术可直接用于高性能航空燃气涡轮发动机，相比于传统的支板+低压涡轮导向器过渡段结构布局，采用支板与低压涡轮导向器叶片大小叶片布局的过渡段能够在大幅度提高高低压涡轮过渡段紧凑性的同时提高过渡段的气动性能。【专利说明】一种高低压涡轮的过渡段结构
本技术涉及一种高低压涡轮的过渡段结构，尤其涉及一种支板长叶片与低压涡轮导向器短叶片大小叶片一体化布局的高低压涡轮过渡段结构，能够大幅度提高高低压涡轮过渡段的紧凑性和气动性能，特别适用于大涵道比航空燃气涡轮发动机。
技术介绍
为了追求更高的经济性(高效率、低燃油消耗率等)和环境友好性(低排放、低噪音等)，现代高性能民用涡扇发动机通常采用较高的涵道比，低压涡轮与风扇共轴，受风扇强度和切线速度(进口激波和噪声)的限制，低压转子的转速较低，使得发动机高压与低压之间的径向跨距相对较大，因此，对于民用大涵道比涡扇发动机的膨胀系统而言，在高压涡轮和低压涡轮之间通常存在较长的过渡段，典型高低压涡轮过渡段如图1所示，主要由过渡段内端壁和过渡段外端壁构成的环形通道，为了满足发动机冷却和润滑要求(允许各种油管和气管通过)和发动机结构支撑要求，过渡段内会通常会内置若干厚度较大的支板叶片。为了进一步提高发动机性能，降低发动机重量，超紧凑过渡段已经成为了现代高性能航空发动机的一个必然选择，然而超紧凑过渡段的大曲率和高扩压度特征，导致过渡段内存在复杂的径向压力梯度和轴向压力梯度，流体减速扩压，很容易引起附面层分离，诱导出强的二次流动和各种涡系结构。而过渡段上游客观存在的高压涡轮出口流场(出口预旋、尾迹、叶顶间隙泄漏流等)以及过渡段内若干厚度较大支板的引入，进一步强化了超紧凑过渡段内部的二次流动，使得超紧凑过渡段内部容易出现附面层分离，在急剧降低过渡段气动性能的同时增加了低压涡轮进口流场畸变和旋流强度，增加了低压涡轮设计难度。因此，超紧凑过渡段已经成为民用大涵道比涡扇发动机设计中一个关键性问题，在目前压气机和涡轮等部件性能提升难度加大的情况下，过渡段蕴藏的巨大潜能已经逐渐受到国内外研究者的关注。为了抑制高低压涡轮过渡段内部流动分离，提高高低压涡轮过渡段的气动性能，US7137245和EP1914385A2分别提出了采用喷气和等离子体激励来抑制高低压涡轮过渡段内部流动分离，这些控制手段对于抑制端壁附面层分离、降低过渡段总压损失均取得了一定的成效。然而，上述各流动控制手段在提高高低压涡轮过渡段性能的同时，不可避免带来结构和安装复杂等问题，极大地限制了其在实际发动机型号中的应用。因此，亟需寻求一种过渡段支板与低压涡轮导向器的合理布局，达到提高高低压涡轮过渡段性能和紧凑性的双重目的。
技术实现思路
本技术所要解决的技术问题是提供一种能够兼顾过渡段紧凑性和气动性能，同时结构简单的用于航空发动机高低压涡轮之间的过渡段结构布局。本技术解决上述技术问题所采用的技术方案是:—种高低压涡轮的过渡段结构，所述过渡段是由过渡段内端壁和过渡段外端壁构成的一个环形通道，其进口与高压涡轮级出口联接，其出口与低压涡轮级进口联接，在所述环形通道内置有由支板长叶片和低压涡轮导向器短叶片构成的大小叶片排；其结构特点是:所述支板长叶片与低压涡轮导向器短叶片的大小叶片呈一体化结构布局，所述支板长叶片沿周向均布在所述环形通道内，相邻两片支板长叶片之间沿周向均布有若干片低压涡轮导向器短叶片，且各低压涡轮导向器短叶片的尾缘与各支板长叶片的尾缘对齐布置，且所述支板长叶片与低压涡轮导向器短叶片的具有相同的尾缘叶片形状，以确保过渡段出口流场的流动品质。本技术的高低压涡轮的过渡段结构尤其适用于高性能航空发动机，相比于传统的支板+低压涡轮导向器的过渡段结构布局，在大幅度提高高低压涡轮过渡段紧凑性的同时可提高高低压涡轮过渡段的气动性能。克服了 “过渡段紧凑性增加以牺牲过渡段气动性能为代价”的传统观念和技术偏见。本技术所述高低压涡轮过渡段的中位角Θ大于35°，高低压涡轮过渡段的出口 /进口面积比Aout/Ain大于1.3，高低压涡轮过渡段的无量纲轴向长度L/Η小于1.5。其中，Aout为过渡段的出口面积，Ain为过渡段的进口面积，L为过渡段的轴向长度，H为高压涡轮转子叶片径向高度。本技术所述支板长叶片和低压涡轮导向器短叶片采用大小叶片一体化布局，其中长叶片用于实现支板功能，短叶片用于实现低压涡轮导向器功能，同时支板长叶片尾缘与低压涡轮导向器短叶片具有相同叶片形状，以确保过渡段出口流动品质。进一步地，所述过渡段的中位角Θ大于35°，所述过渡段的出口与进口的面积比Aout/Ain大于1.3，所述过渡段的无量纲轴向长度L/Η小于1.5，其中，Aout为过渡段的出口面积，Ain为过渡段的进口面积，L为过渡段的轴向长度，H为过渡段的径向高度(请在此补充L、H的准确含义)。进一步地，所述过渡段内沿周向均布有7-16片支板长叶片，每相邻两片所述支板长叶片之间沿周向均布有3?5片低压涡轮导向器短叶片。进一步地，所述支板大叶片的轴向弦长为位于其上游的高压转子叶片中部轴向弦长的2.5?3倍，所述低压涡轮导向器短叶片轴向弦长为所述高压涡轮转子叶片中部轴向弦长的1.2?1.5倍。进一步地，所述支板长叶片与低压涡轮导向器短叶片具有相同的叶片型面。与传统的支板+低压涡轮导向器过渡段结构布局相比，本技术的高低压涡轮的过渡段结构能够大幅度提高高低压涡轮过渡段的紧凑性，实现过渡段更大的径向跨距、更短的轴向长度以及更大的出口 /进口面积比，达到如下效果:(I)增加低压涡轮的做功能力，从而减少涡轮级(叶片)数，降低热端部件的重量和制造加工成本，或者在保证低压涡轮级数或者叶片数不变的前提下，有效降低低压涡轮的负荷系数，提高低压涡轮效率；(2)降低低压涡轮进口流量系数，有效提高低压涡轮效率，降低低压涡轮设计难度；(3)有效缩短低压转子轴向跨距，在降低热端部件重量的同时降低了低压轴转子动力学设计及调试难度。【专利附图】【附图说明】图1为传统的高低压涡轮过渡段结构示意简图，其中(a)为纵剖图，(b)为展向剖视图。图2为本技术的高低压涡轮的过渡段结构示意简图，其中(a)为纵剖图，(b)为展向剖视图。标号说明:过渡段内端壁1、过渡段外端壁2、高压涡轮导向器3、高压涡轮转子4、过渡段支板5、低压涡轮导向器6、低压涡轮转子7、发动机旋转轴8、高压涡轮导向器叶片9、高压涡轮转子叶片10、支板长叶片11、低压涡轮导向器短叶片12，低压涡轮转子13。【具体实施方式】下面结合实施例对本技术做进一步的详细说明，以下实施例是对本技术的解释而本技术并不局限于以下实施例。如图2所示，本技术的用于航空发动机的高低压涡轮过渡段是由过渡段内端壁I和过渡段外端壁2构成的一个环形通道，其进口与高压涡轮级出口联接，其出口与低压涡轮级进口联接，在环形通道设置有由过渡段支板5和低压涡轮导向器6构成的大小叶片排。且各低压涡轮导向器短叶片的尾缘与各支板本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高低压涡轮的过渡段结构，所述过渡段是由过渡段内端壁和过渡段外端壁构成的一个环形通道，其进口与高压涡轮级出口联接，其出口与低压涡轮级进口联接，在所述环形通道内置有由支板长叶片和低压涡轮导向器短叶片构成的大小叶片排；其特征在于，所述支板长叶片与低压涡轮导向器短叶片的大小叶片呈一体化结构布局，所述支板长叶片沿周向均布在所述环形通道内，相邻两片支板长叶片之间沿周向均布有若干片低压涡轮导向器短叶片，且各低压涡轮导向器短叶片的尾缘与各支板长叶片的尾缘对齐布置，且所述支板长叶片与低压涡轮导向器短叶片具有相同的尾缘型面。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：卢新根，张燕峰，朱俊强，
申请(专利权)人：中国科学院工程热物理研究所，
类型：实用新型
国别省市：