CN104533537B

CN104533537B - 大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮

Info

Publication number: CN104533537B
Application number: CN201510005201.5A
Authority: CN
Inventors: 赵巍; 赵庆军; 雒伟伟; 张华彪; 徐建中
Original assignee: Institute of Engineering Thermophysics of CAS
Current assignee: Institute of Engineering Thermophysics of CAS
Priority date: 2015-01-06
Filing date: 2015-01-06
Publication date: 2016-08-24
Anticipated expiration: 2035-01-06
Also published as: CN104533537A

Abstract

本发明公开了一种大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮。该大折转涡轮叶片的表面三维型线由N个叶型沿半径方向积叠而成，其中，N≥3；该N个叶型中每个叶型均包括吸力面型线和压力面型线，该N个叶型中至少一个叶型的吸力面型线在前缘无遮盖段部分存在曲率为0的点。本发明的吸力面前缘无遮盖段减载的大折转涡轮叶片有效降低了高负荷、高通流能力的涡轮在叶片吸力面前缘无遮盖段区的激波与激波诱导的流动分离损失，使涡轮的效率得到提高。

Description

大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，尤其涉及一种吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮。

背景技术

减轻航空发动机涡轮部件的重量对提高发动机的推重比具有重要意义。减轻涡轮重量可以通过提高涡轮通流能力和级载荷实现，前者降低了涡轮叶片的高度，后者减少了涡轮的级数。然而，提高涡轮通流能力需要涡轮采用更高的进口气流速度(0.7马赫～0.9马赫)，但气流速度接近当地音速时，涡轮叶片吸力面局部因过度加速易出现激波损失；提高涡轮的级载荷需要涡轮叶片产生更大的折转，涡轮叶片吸力面上易产生流动分离损失。当这两种手段同时被采用时，还会额外的产生由激波诱导的边界层分离损失。

发明内容

鉴于上述技术问题，本发明的主要目的之一在于提供一种吸力面进口无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮，以降低高负荷、高通流能力的大折转亚音速涡轮在吸力面前缘无遮盖段区的激波与激波诱导的流动分离损失，使涡轮的效率得到提高。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种大折转亚音速涡轮叶片，该大折转亚音速涡轮叶片的表面三维型线由N个叶型沿半径方向积叠而成，其中，N为自然数，N≥3；该N个叶型中每个叶型均包括吸力面型线和压力面型线，该N个叶型中至少一个叶型的吸力面型线在前缘无遮盖段部分存在曲率为0的点。

根据本发明的另一个方面，还提供了一种涡轮。该涡轮包括：涡轮轮盘；以及若干个如上所述的大折转亚音速涡轮叶片，沿周向均匀分布在所述涡轮轮盘的轮毂面上。

从上述技术方案可知，本发明的大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮中，涡轮叶片吸力面型线在其前缘无遮盖段上存在曲率为0的点，在过该点的吸力面垂线上存在马赫数等于1的气流。该点处的0曲率，能够在不出现内凹吸力面型线的前提下(内凹吸力面型线会使音速附近的气流发生过度膨胀，产生激波损失)，使该点前的吸力面被尽可能的减薄、该点后的吸力面被尽可能的增厚，从而降低了吸力面前缘无遮盖段气流的过度加速程度，减小了此区域激波与激波诱导的流动分离损失。该曲率为0的点同时会使吸力面前缘无遮盖段的叶片折转减小、载荷降低。所亏欠的折转和载荷被分配至叶片通道内实现。由于叶片通道的前部是渐扩的，所以亚音速主流的速度能够得到降低，叶片通道内的吸力面表面并不易产生激波，有利于整个涡轮叶片的效率提高。

附图说明

图1A和图1B均为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片在不同视角下的三维立体图；

图1C为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片的三维叶型积叠图；

图2为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片与相邻叶片的叶型图；

图3为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片一个叶型的吸力面型线贝塞尔曲线控制点的分布图；

图4为本发明实施例的涡轮的三维立体图。

附图标记说明：

1-叶型； 2-吸力面型线；

3-压力面型线； 4-吸力面前缘无遮盖段第一子段；

5-吸力面前缘无遮盖段第二子段； 6-吸力面前缘无遮盖段；

7-遮盖段； 8-叶型通道；

9-叶型前缘； 10-叶型尾缘；

11-吸力面尾缘无遮盖段； 12-重心；

13-积叠线；

A-吸力面型线起点；

B-吸力面前缘无遮盖段0曲率点；

C-叶型通道吸力面起点；

D-叶型通道吸力面终点；

E-吸力面型线终点；

F-压力面型线起点；

G-压力面型线终点；

L-吸力面前缘无遮盖段的轴向长度；

L₁-吸力面前缘无遮盖段第一子段的轴向长度；L₂-吸力面前缘无遮盖段第二子段的轴向长度；

P₁、P₂、P₃、P₄、P₅、P₆、P₇、P₈、P₉、P₁₀-贝塞尔曲线控制点。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，在附图或说明书描述中，相似或相同的部分都使用相同的图号。附图中未绘示或描述的实现方式，为所属技术领域中普通技术人员所知的形式。另外，虽然本文可提供包含特定值的参数的示范，但应了解，参数无需确切等于相应的值，而是可在可接受的误差容限或设计约束内近似于相应的值。实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本发明的保护范围。

图1A和图1B为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片在不同视角下的立体图。图1C为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片三维叶型的积叠图。请参照图1A、图1B和图1C，本实施例的大折转亚音速涡轮叶片的表面三维型线由5个叶型沿半径方向(r方向)积叠而成，每个叶型由吸力面型线2和压力面型线3通过前缘、尾缘的圆弧平滑连接而成，且吸力面型线的前缘无遮盖段上存在曲率为0的点。

以下对本实施例的大折转亚音速涡轮叶片的叶型进行详细说明。

图2为本实施例的大折转亚音速涡轮叶片与相邻叶片的叶型图。请参照图2，大折转亚音速涡轮叶片的叶型1由吸力面型线2和压力面型线3通过叶型前缘9、叶型尾缘10的圆弧平滑连接。其中，该圆弧的半径介于0.1mm～5mm之间，优选为0.2mm～2mm之间。

大折转亚音速涡轮叶片的压力面型线3与相邻叶片叶型的吸力面型线2构成宽度先增大再减小的叶型通道8。该大折转亚音速涡轮叶片叶型的前缘F与相邻叶片同一半径位置叶型的吸力面前缘无遮盖段的终点C之间构成叶型通道8的进口。

请继续参照图2，叶型1的吸力面型线2沿轴向(z方向)包括：吸力面前缘无遮盖段6，为吸力面型线2位于叶型通道之前的部分，如图2中点A与点C之间的部分；遮盖段7，为吸力面型线2位于叶型通道内的部分，如图2中点C与点D之间的部分；尾缘无遮盖段11，为吸力面型线2位于叶型通道之后的部分，如图2中点D与点E之间的部分。当前大折转亚音速涡轮叶片叶型的点D与相邻叶片同一半径位置叶型上的点G之间构成叶型通道8的出口。

请继续参照图2，前缘无遮盖段6沿轴向(z方向)又包括：第一子段4，如图2中点A与点B之间的部分；第二子段5，如图2中点B与点C之间的部分。

请参照图2和图3，第一子段4和第二子段5相连接。第一子段4和第二子段5连接点B的曲率为0，该连接点两侧的第一子段4和第二子段5具有正负符号相同的曲率。

本实施例中，吸力面型线由10个控制点的贝塞尔曲线生成。图3为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片一个叶型的吸力面型线贝塞尔曲线控制点的分布图。请参照图3，控制点P₂、P₃位于吸力面型线2的内侧，控制点P₁、P₄、P₅、P₆、P₇、P₈、P₉和P₁₀位于吸力面型线2的外侧，从而在轴向长度为L的吸力面前缘无遮盖段6上构造曲率为0的点B，在所述叶片工作时，在过该点的吸力面垂线上存在马赫数等于1的气流。

本实施例中，叶型的吸力面型线由10个控制点的贝塞尔曲线构造。本领域技术人员应当清楚，贝塞尔曲线的控制点可以取3～无数个之间。对于该控制点取4～无数个的贝塞尔曲线，其需要满足以下条件，才可以构成本发明的大折转亚音速涡轮叶片的吸力面型线：

(1)轴向前端部分的控制点中至少有一个位于吸力面型线的内侧；

(2)轴向后端部分的控制点中至少有一个位于吸力面型线上或吸力面型线外侧。

本领域技术人员应当清楚，由贝塞尔曲线确定吸力面型线只是本发明实现方式中的一种，本领域技术人员还可以由其他的曲率至少二阶连续的样条曲线或圆弧曲线等来构造本发明的吸力面型线，同样应当在本发明的保护范围之内，此处不再赘述。

此外，本发明中对压力面型线的形状不予限制，可以采用各种本领域公知的形状。

吸力面前缘无遮盖段的轴向长度占叶型轴向长度的2～40％，其中第一子段的轴向长度占叶型轴向长度的1～20％；第二子段的轴向长度占叶型轴向长度的1～20％。在一个优选实施例中，请参照图2和图3，前缘无遮盖段的轴向长度L占叶型1轴向长度的19.2％。其中，在前缘无遮盖段中，第一子段的轴向长度L₁占叶型1轴向长度的7.9％；第二子段的轴向长度L₂占叶型1轴向长度的11.3％。

请参照图1A、图1B和图1C，本实施例的大折转亚音速涡轮叶片由5个叶型沿半径方向积叠而成。本领域技术人员应当清楚，叶型的个数N与设计要求、工艺难度有关，一般情况下，叶型数目N为自然数，其下限取3，上限为无限大。而在本发明的优选实施例中，叶型的个数N介于4～1 00之间。优选地，叶型个数N介于4～20之间。最优选地，叶型数N可取4、5、6、7、8、9、10、11、12、13、14、15、50、100等等。

所述叶型的进口和出口几何气流角为30～70度，或者所述叶型与涡轮轴向的夹角为30～70度。

请参照图1C和图2，本实施例的大折转亚音速涡轮叶片中，将5个吸力面前缘无遮盖段存在0曲率点的叶型1以通过各叶型1重心12的连线13积叠，得到叶片表面的三维曲面，即积叠线13为各叶型重心的连线，且为直线，但本发明并不以此为限。在本发明的其他实施例中，各叶型还可以沿其重心、前缘、尾缘、弦线上的等比分点或中弧线上的等比分点积叠得到所述渐缩流道跨音速涡轮叶片表面的三维型线。并且，积叠线不仅可以是直线，还可以是任意形状的空间曲线。

在本发明的另一个实施例中，还提供了一种应用上述大折转亚音速涡轮叶片的涡轮。该涡轮包括：涡轮轮盘和沿周向均匀分布在涡轮轮盘的轮毂面上的渐缩流道跨音速涡轮叶片。

本领域技术人员应当清楚，本实施例的涡轮中大折转亚音速涡轮叶片的数目和尺寸可以根据需要进行调整，此处不再赘述。

以上所述的具体实施例，对本发明的技术方案进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片，其特征在于，其表面三维型线由N个叶型沿半径方向积叠而成，其中，N为自然数，N≥3；

该N个叶型中每个叶型均包括吸力面型线和压力面型线，所述吸力面型线的遮盖段与相邻叶片叶型的压力面型线之间构成宽度先逐渐增大再减小的叶型通道；以及

该N个叶型中至少一个叶型的吸力面型线在其前缘无遮盖段上存在曲率为0的点，该吸力面型线沿轴向包括：

前缘无遮盖段，为所述吸力面型线位于涡轮前缘与叶型通道吸力面起点之间的部分，包括：

第一子段，涡轮前缘与曲率为0的点之间的部分；

第二子段，曲率为0的点与叶型通道吸力面起点之间的部分；

遮盖段，为所述吸力面型线位于叶型通道吸力面起点与终点之间的部分；

尾缘无遮盖段，为所述吸力面型线位于叶型通道吸力面终点与涡轮尾缘之间的部分。

2.根据权利要求1所述的吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片，其特征在于，所述吸力面型线为至少二阶连续的样条曲线、圆弧曲线或贝塞尔曲线。

3.根据权利要求2所述的吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片，其特征在于，所述吸力面型线为贝塞尔曲线，该贝塞尔曲线中：

轴向前端部分的控制点至少有一个位于吸力面前缘无遮盖段型线的内侧；

轴向后端部分的控制点位于吸力面前缘无遮盖段型线上或外侧。

4.根据权利要求3所述的吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片，其特征在于，所述吸力面前缘无遮盖段的轴向长度占所述叶型的轴向长度的2～40％，其中：

所述第一子段的轴向长度占所述叶型的轴向长度的1～20％；

所述第二子段的轴向长度占所述叶型的轴向长度的1～20％。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片，其特征在于：

所述叶型的个数N介于3～100之间；所述吸力面型线和压力面型线通过叶型前缘、叶型尾缘的圆弧平滑连接，其中，该圆弧的半径介于0.2mm～2mm之间；以及

所述叶型的进口和出口几何气流角为30～70度。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片，其特征在于，所述N个叶型中全部叶型的吸力面型线在前缘无遮盖段部分存在曲率为0的点。

7.根据权利要求1至4中任一项所述的吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片，其特征在于，所述N个叶型沿其重心、前缘、尾缘、弦线上的等比分点或中弧线上的等比分点积叠得到所述大折转亚音速涡轮叶片的表面三维型线，所述积叠的积叠线为直线或空间曲线。

8.一种涡轮，其特征在于，包括：

涡轮轮盘；以及

若干个如权利要求1至7任一项所述的吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片，沿周向均匀分布在所述涡轮轮盘的轮毂面上。

9.如权利要求8所述的涡轮，其特征在于，所述沿周向均匀分布在所述涡轮轮盘的轮毂面上的大折转亚音速涡轮叶片为渐缩流道的跨音速涡轮叶片。