CN104895618B - 超高负荷低压涡轮叶片、高负荷低压涡轮、航空燃气涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及超高负荷低压涡轮叶片，在叶片基元级叶型截面中，吸力面形成有S形曲线，S形曲线例如始于距离前缘5％轴向弦长的位置处、止于距离前缘在10％轴向弦长的位置处以形成鹅头型突跃，S形曲线与其两端的吸力面所成的线平滑相接。本发明还涉及一种具有上述叶片的航空燃气涡轮发动机。超高负荷低压涡轮吸力面采用“鹅头型突跃”设计的叶片“头部加载”方式，既可以大幅减少低压涡轮叶片(级)数，也保证了低压涡轮在高空低雷诺数工况下的气动性能。利用该发明的航空燃气涡轮发动机，在大幅度减轻低压涡轮重量的同时可提高低压涡轮低雷诺数工况下气动性能，从而实现航空发动机大幅度减重和性能提升。

Description

超高负荷低压涡轮叶片、高负荷低压涡轮、航空燃气涡轮发 动机

技术领域

本发明的实施例涉及航空发动机领域，尤其涉及一种超高负荷低压涡轮叶片、具有其的高负荷低压涡轮、以及具有该高负荷低压涡轮的航空燃气涡轮发动机。

技术背景

民用大涵道比航空燃气涡轮发动机中，低压涡轮是发动机主要部件之一，不仅重量占整机的30％以上，同时也对发动机性能具有显著的影响。研究表明，如果低压涡轮效率提高1％，发动机的耗油率将下降1.0％左右，而整机重量可以减轻0.3％。因此，现代高性能民用航空燃气涡轮发动机为了追求经济性和环境友好性(高效率、低燃油消耗率，低污染低排放等)、显著提高发动机推重比，低压涡轮超高负荷、大转折角叶片成了气动设计的一个新趋势。

然而随着低压涡轮从常规负荷(Zweifel数≈1.0)向高负荷(Zweife数≥1.2)化发展，吸力面逆压梯度逐渐增大，且由于低压涡轮在高空巡航状态下雷诺数普遍较低，吸力面附面层急剧增厚并可能诱发分离危险。低压涡轮吸力面附面层一旦分离，将导致叶型损失直线上升，涡轮效率急剧下降，进而影响发动机整机性能。近些年，随着人们对低压涡轮内部复杂流动机理研究的深入，基本理清了低压涡轮内部流动损失机理。在此基础之上，一些新的设计技术被逐渐应用到高负荷涡轮设计中，最具代表性当属涡轮上游尾迹(Wake)扫掠的应用。通过借助涡轮内部固有的高湍动能尾迹扫掠低压涡轮吸力面，能够有效地抑制附面层的分离，使得低压涡轮负荷一定提高的前提下(Zweifel≈1.1)，损失保持不变或者一定程度上小幅增加，进而减轻低压涡轮重量，提高发动机推重比。

然而，进一步通过提高低压涡轮负荷系数，Zweife数≥1.2，低压涡轮吸力面逆压梯度将急剧增强，在低雷诺数工作条件下即便能充分利用尾迹扫掠，超高负荷低压涡轮吸力面仍然存在强烈附面层分离，损失急剧增加，极大地限制了超高负荷低压涡轮叶片在高性能民用大涵道比航空燃气涡轮发动机上的应用价值。

因此，寻求一种能够抑制高空低雷诺数条件下性能衰减的超高负荷低压涡轮叶型已经成为高性能民用大涵道比涡扇发动机设计体系中一个关键性问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种具有抑制高空巡航条件下低雷诺数性能衰减特性的超高负荷(例如Zweifel数≥1.2甚至≥1.4)低压涡轮叶型，使得吸力面附面层无分离现象，叶片损失大小与常规负荷(Zweifel数≈1.0)接近，从而大幅度减少低压涡轮叶片(级)数目，该低压涡轮叶型适用于高性能民用大涵道比航空燃气涡轮发动机。

根据本发明的实施例的一个方面，提出了一种超高负荷低压涡轮叶片，包括前缘；压力面；尾缘；和吸力面，其中，在叶片基元级叶型截面中，吸力面形成有S形曲线，S形曲线始于距离前缘4％-6％轴向弦长的位置处而形成鹅头型突跃，S形曲线与其两端的吸力面所成的线平滑相接。

可选地，所述S形曲线始于距离前缘5％轴向弦长的位置处。

进一步地，所述S形曲线止于距离前缘8％-12％轴向弦长的位置处，且S形曲线在轴向上的距离为5％轴向弦长。可选地，所述S形曲线止于距离前缘10％轴向弦长的位置处。进一步地，所述S形曲线的拐点在距离前缘7.5％轴向弦长的位置处。

上述叶片中，可选地，所述S形曲线由内曲率圆的一部分和外曲率圆的一部分彼此相接形成，内曲率圆和外曲率圆的曲率半径相同。可选地，所述曲率半径为前缘厚度的2-4倍。进一步地，所述曲率半径为前缘厚度的3倍。可选地，S形曲线的终端与叶片最大厚度位置光滑连接，且保证曲率连续。

上述叶片中，可选地，内曲率圆的一部分和外曲率圆的一部分在S形曲线在轴向弦长方向上的中间位置处彼此相接。

上述叶片中，可选地，所述叶片的最大厚度在25％轴向弦长位置。

上述叶片中，可选地，所述叶片的叶型为超高负荷设计，Zweifel数≥1.4，且进口气流与出口气流折转角度大于120°。

上述叶片中，可选地，所述吸力面最大马赫数位于10％轴向弦长处。

上述叶片中，可选地，所述叶片基于Pritchard或者Bezier模型，叶片根部最大厚度为叶片轴向弦长的6％～9％，前缘最大厚度为叶片轴向弦长的3％～4％，最大相对厚度沿径向分布均为双曲线分布规律。

例如，本发明的超高负荷低压涡轮吸力面前缘“鹅头型突跃”的起始位置距离前缘5％轴向弦长，然后由两个半径3倍于前缘厚度的内外曲率圆组成，内外曲率圆交汇于7.5％轴向弦长位置，呈S型曲线过渡至10％轴向弦长，然后与叶片最大厚度25％位置实现光滑连接，且保证曲率连续。

根据本发明的实施例的另一方面，提出了一种高负荷低压涡轮，包括上述的超高负荷低压涡轮叶片。

根据本发明的实施例的再一方面，提出了一种航空燃气涡轮发动机，包括上述的超高负荷低压涡轮。可选地，所述航空燃气涡轮发动机为民用大涵道比航空燃气涡轮发动机。

与传统高负荷低压涡轮叶片相比，本发明采用的超高负荷低压涡轮叶片，可以达到至少如下效果之一：(1)大幅度减少涡轮级(叶片)数，降低热端部件的制造加工成本；(2)大幅度减轻低压涡轮重量，提高了发动机推重比；(3)抑制高负荷低压涡轮的高空低雷诺数性能衰减特性，从而有效提高发动机高空低雷诺数下气动性能，降低油耗率，实现高性能民用航空燃气涡轮发动机环境友好性要求。

附图说明

图1为常规高负荷低压涡轮叶片的叶型结构的示意简图。

图2为根据本发明的一个示例性实施例的具有抑制低雷诺数工况下性能衰减的超高负荷低压涡轮叶片的叶型结构的示意简图。

图3为图2中的超高负荷低压涡轮吸力面“鹅头型突跃”放大示意图。

图4为常规高负荷低压涡轮叶片的等熵马赫数分布图，也即载荷分布图。

图5为图2中的超高负荷低压涡轮叶片的等熵马赫数分布图，也即载荷分布图。

图6为常规高负荷低压涡轮叶片和图2中的超高负荷低压涡轮叶片有尾迹及没有尾迹扫掠条件下损失对比的示意图。

附图标记说明：前缘-1、压力面-2、尾缘-3、吸力面-4、叶片最大厚度位置-5、鹅头型突跃-6、外曲率圆-7、内曲率圆-8。

具体实施方式

下面通过实施例，并结合附图，对本发明的技术方案作进一步具体的说明。在说明书中，相同或相似的附图标号指示相同或相似的底部件。下述参照附图对本发明实施方式的说明旨在对本发明的总体发明构思进行解释，而不应当理解为对本发明的一种限制。

如图2-3所示，根据本发明的超高负荷低压涡轮叶片包括：前缘1；压力面2；尾缘3；和吸力面4，其中，在叶片基元级叶型截面(即图2所示的图)中，吸力面4形成有S形曲线，S形曲线始于距离前缘1的5％轴向弦长的位置处而形成鹅头型突跃，S形曲线与其两端的吸力面所成的线平滑相接。

虽然在图2-3中，S形曲线的起始位置在距离前缘1的5％轴向弦长的位置处，但是，S形曲线的起始位置在距离前缘1的4％轴向弦长的位置处、或在距离前缘1的6％轴向弦长的位置处、或在距离前缘1的4％-6％之间的另外轴向弦长的位置处。

使得S形曲线的起始位置在距离前缘1的4％-6％之间的轴向弦长的位置处，可以消除或减少吸力面上的鹅头型突跃设计对进口气流角的影响。

虽然在图2-3中，S形曲线由曲率半径相同的内曲率圆7和外曲率圆8相接而成，但是，S形曲线可以是其他的形状，只要形成鹅头型突跃即可。所述曲率半径可以为前缘厚度的2-4倍，有利的，3倍。

在图2-3中，所述S形曲线止于距离前缘1的10％轴向弦长的位置处。不过，所述S形曲线可以止于距离前缘8％轴向弦长的位置处、或者止于距离前缘12％轴向弦长的位置处、或者止于距离前缘8％-12％之间的另外轴向弦长的位置处。更进一步地，S形曲线在轴向上的距离为约5％轴向弦长。

在图2-3中，所述S形曲线的拐点可以在距离前缘7.5％轴向弦长的位置处。换言之，内曲率圆7的一部分和外曲率圆8的一部分在S形曲线在轴向弦长方向上的中间位置处彼此相接。

可选地，S形曲线的终端与叶片最大厚度位置光滑连接，且保证曲率连续。如图2-3所示，可选地，叶片的最大厚度在25％轴向弦长位置。

可选地，叶片的叶型为超高负荷设计，Zweifel数≥1.4，且进口气流与出口气流折转角度大于120°。

可选地，吸力面最大马赫数位于10％轴向弦长处。

可选地，所述叶片基于Pritchard或者Bezier模型，叶片根部最大厚度为叶片轴向弦长的6％～9％，前缘最大厚度为叶片轴向弦长的3％～4％，最大相对厚度沿径向分布均为双曲线分布规律。

在一个具体的示例中，压力面在距离叶片前缘5％轴向弦长采用由两个半径3倍于前缘厚度的内外曲率圆组成的“鹅头型突跃”呈S型曲线过渡到10％轴向弦长，并在保持曲率连续情况下延伸至叶片最大厚度25％轴向弦长处，以确保低压涡轮在高空低雷诺数工况下的气动性能，同时叶片负荷系数Zweifel数大于1.4，进口气流与出口气流折转角度大于120°，以大幅度减少低压涡轮叶片(级)数，实现低压涡轮减重。压力面类似常规超高负荷叶型从最大厚度位置光滑过渡到尾缘。

图4-6示出了本发明的技术方案的一个具体示例相对于常规高负荷低压涡轮叶片的技术效果。图4为常规高负荷低压涡轮叶片的等熵马赫数分布图，也即载荷分布图。图5为图2中的超高负荷低压涡轮叶片的等熵马赫数分布图，也即载荷分布图。图6为常规高负荷低压涡轮叶片和图2中的超高负荷低压涡轮叶片有尾迹及没有尾迹扫掠条件下损失对比的示意图。

本发明中，利用“鹅头型突跃”的“头部加载”超高负荷低压涡轮叶片，可以在大幅度减少低压涡轮叶片(级)数的同时，抑制低雷诺数性能衰减，从而减轻低压涡轮重量，提高发动机推重比和降低油耗率。

本发明也涉及一种高负荷低压涡轮，包括上述的超高负荷低压涡轮叶片。

本发明的超高负荷低压涡轮尤其适用于高性能航空燃气涡轮发动机，尤其是民用大涵道比航空燃气涡轮发动机，相比于常规高负荷低压涡轮，在大幅度减少低压涡轮叶片(级)数的同时可提高低压涡轮低雷诺数工况下气动性能。克服了“高负荷低压涡轮实现涡轮大幅度减重的同时，低压涡轮低雷诺数工况下性能急剧衰减”的传统观念和技术偏见。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行变化，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (17)

1.一种超高负荷低压涡轮叶片，包括：

前缘；

压力面；

尾缘；和

吸力面，

其特征是：

在叶片基元级叶型截面中，吸力面形成有S形曲线，S形曲线始于距离前缘4％-6％轴向弦长的位置处而形成鹅头型突跃，S形曲线与其两端的吸力面所成的线平滑相接。

2.根据权利要求1所述的叶片，其特征是：

所述S形曲线始于距离前缘5％轴向弦长的位置处。

3.根据权利要求2所述的叶片，其特征是：

所述S形曲线止于距离前缘8％-12％轴向弦长的位置处，且S形曲线在轴向上的距离为5％轴向弦长。

4.根据权利要求3所述的叶片，其特征是：

所述S形曲线止于距离前缘10％轴向弦长的位置处。

5.根据权利要求4所述的叶片，其特征是：

所述S形曲线的拐点在距离前缘7.5％轴向弦长的位置处。

6.根据权利要求1所述的叶片，其特征是：

所述S形曲线由内曲率圆的一部分和外曲率圆的一部分彼此相接形成，内曲率圆和外曲率圆的曲率半径相同。

7.根据权利要求6所述的叶片，其特征是：

所述曲率半径为前缘厚度的2-4倍。

8.根据权利要求7所述的叶片，其特征是：

所述曲率半径为前缘厚度的3倍。

9.根据权利要求6所述的叶片，其特征是：

S形曲线的终端与叶片最大厚度位置光滑连接，且保证曲率连续。

10.根据权利要求6所述的叶片，其特征是：

内曲率圆的一部分和外曲率圆的一部分在S形曲线在轴向弦长方向上的中间位置处彼此相接。

11.根据权利要求1-10中任一项所述的叶片，其特征是：

所述叶片的最大厚度在25％轴向弦长位置。

12.根据权利要求1-10中任一项所述的叶片，其特征是：

所述叶片的叶型为超高负荷设计，负荷系数≥1.4，且进口气流与出口气流折转角度大于120°。

13.根据权利要求1-10中任一项所述的叶片，其特征是：

所述吸力面最大马赫数位于10％轴向弦长处。

14.根据权利要求1-10中任一项所述的叶片，其特征是：

所述叶片基于普里查德或者贝塞尔模型，叶片根部最大厚度为叶片轴向弦长的6％～9％，前缘最大厚度为叶片轴向弦长的3％～4％，最大相对厚度沿径向分布均为双曲线分布规律。

15.一种高负荷低压涡轮，包括根据权利要求1-14中任一项所述的超高负荷低压涡轮叶片。

16.一种航空燃气涡轮发动机，包括根据权利要求15所述的高负荷低压涡轮。

17.根据权利要求16所述的航空燃气涡轮发动机，其特征是：

所述航空燃气涡轮发动机为民用大涵道比航空燃气涡轮发动机。