CN105673097B - 一种低进气度部分进气涡轮级间过渡段结构及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构及其设计方法，该过渡段内、外端壁半径沿轴向保持不变，仅在过渡段周向方向减速扩压；顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面扩压能力大于另一侧周向壁面扩压能力。为克服由部分进气导致的过渡段进口顺着气流预旋方向侧壁面处的逆压梯度，该侧周向壁面先收缩后扩张，通过加速气流的方式克服部分进气导致的逆压梯度，减小过渡段流动损失。该发明可以直接用于低进气度多级部分进气涡轮级间，气流进入过渡段后，在过渡段周向方向减速扩压增加气体体积流量，进而提升过渡段后面级涡轮进气度，后面级涡轮气动性能由此得以提升。

Description

一种低进气度部分进气涡轮级间过渡段结构及其设计方法

技术领域

本发明涉及一种低进气度部分进气涡轮级间过渡段结构及其设计方法，该过渡段适用于低进气度的多级部分进气轴流涡轮。采用该级间过渡段结构能够提升过渡段后面级涡轮的进气度，进而提升过渡段后面级涡轮气动性能。

背景技术

部分进气轴流涡轮的气动性能随进气度的降低而降低，故而设计中希望在许可的条件下保持较大的进气面积，使得涡轮性能不至于降低过多。但在某些应用领域，涡轮进口总压高、体积流量小的特点致使涡轮进气度较小，涡轮效率较低，尤其是多级部分进气时部分进气附加损失沿流向逐渐累积，抑制涡轮性能的提升。为此在部分进气涡轮级间布置过渡段，使得涡轮工质体积流量流出过渡段后有所增加，提升过渡段后面级涡轮进气度，进而提升过渡段后面涡轮级气动性能。

为实现上述目标，涡轮工质在过渡段内沿流向减速扩压，进而使得过渡段出口工质体积流量大于过渡段进口值。由于过渡段内气流流动规律类似于燃气涡轮扩压器内部气流流动特征，因而过渡段的设计可借鉴燃气涡轮扩压器设计经验。然而部分进气涡轮本身的流动特点导致涡轮级间过渡段的气动设计又显著区别于燃气涡轮扩压器，如部分进气时仅有部分导叶流道有气流流过且涡轮过渡段仅仅位于进气区，连接前后级部分进气涡轮，故而部分进气涡轮级间过渡段在几何上不在是一个完整的圆环；部分进气效应导致的非进气区游隙流导致过渡段进口流动均匀性较差，过渡段内流动损失较大；过渡段进口气流预旋较大且过渡段内工质的减速扩压过程主要发生在过渡段周向方向，故而过渡段周向侧壁面的扩张角并不一致；过渡段出口气流流动均匀性对后面级涡轮气动性能有显著影响，故而级间过渡段既要增加工质体积流量，又要保证过渡段出口气流的均匀性；部分进气效应对过渡段气动性能的影响机理也是未知的。基于上述问题，亟需寻求一种低进气度部分进气涡轮级间过渡段的合理及气动设计方法，达到提升低进气度部分进气涡轮气动性能的目的。

发明内容

针对现有技术的上述缺点和不足，本发明旨在提供一种低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构及其设计方法，能够在进气度较低的多级部分进气涡轮级间提升工质体积流量，同时还兼顾了过渡段的紧凑性和气动性能，达到提升低进气度部分进气涡轮气动性能的目的。

本发明解决上述问题所采用的技术方案是：

根据本发明的一方面，提供了一种低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构，所述过渡段包括一过渡段内端壁、一过渡段外端壁和两个相对的过渡段周向侧壁面，所述过渡段内、外端壁及过渡段周向侧壁面构成一两端开口端过渡段气流流道，其特征在于，

--所述过渡段气流流道包括进气口和出气口，所述进气口与过渡段前面级部分进气涡轮的出口联接，所述出气口与过渡段后面级部分进气涡轮的进口联接，所述过渡段前面级部分进气涡轮和过渡段后面级部分进气涡轮沿涡轮轴向同轴布置；

--所述过渡段内、外端壁的半径R1、R2沿涡轮轴向保持不变，所述过渡段周向侧壁面包括一顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面和一逆着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面，其中，所述顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面沿周向先收缩后扩张，扩张角沿周向先减小后增加，其周向扩张角大于另一侧过渡段周向壁面扩张角。

优选地，所述顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面的扩张角按照所述过渡段前面级部分进气涡轮的进气区主流与非进气区游隙流体速度的矢量和确定。

优选地，逆着气流预旋方向的另一侧周向边界的扩张角最佳取值为0～3°

优选地，所述过渡段气流流道的喉口与所述进气口的轴向距离L₀与过渡段轴向长度L之比为0.2～0.4。

进一步地，所述过渡段气流流道的喉口面积与所述进气口面积之比为1:1～1:1.10。

本发明的部分进气涡轮级间过渡段结构，在结构上既是所述多级部分进气涡轮前后级之间的连接部分，同时也起到增加过渡段后面级涡轮进口进气度的目的。所述顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面，其周向扩张角大于另一侧过渡段周向壁面扩张角，以适应过渡段进口高气流预旋条件；所述顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面沿周向先收缩后扩张，通过加速气流的方式克服部分进气效应导致的该侧壁面近过渡段进口处的逆压梯度，减小流动损失；顺着气流预旋方向的过渡段周向壁面扩张角按照进气区主流与非进气区游隙流体速度的矢量和确定，以获取最佳扩张角；通过过渡段进口流道的收缩增强气流之间的动量交换效应，克服部分进气效应导致的气流周向非均匀性。

根据本发明的另一方面，本发明还提供了一种适用于上述低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构的设计方法，其特征在于，所述级间过渡段结构的设计方法包括以下步骤：

SS1.沿过渡段高度方向，将过渡段分为若干层截面，各层截面的过渡段轮廓包括一进口边界、一出口边界及两个周向边界。

SS2.确定过渡段各层截面的进口初始几何参数：

根据过渡段前面级部分进气涡轮的出口进气区的形状和尺寸确定过渡段进口的形状和尺寸，使过渡段进口的形状和尺寸与过渡段前面级部分进气涡轮出口进气区的形状和尺寸相匹配；

根据过渡段前面级部分进气涡轮的出口轮毂半径确定过渡段内端壁半径R1，根据过渡段前面级涡轮出口上端壁半径确定过渡段外端壁半径R2；

根据确定的过渡段内端壁半径R1和过渡段外端壁半径R2形成一圆环结构，根据确定的过渡段进口的形状和尺寸确定过渡段进口面积；

按照步骤SS1确定的过渡段的截面层数，沿过渡段高度方向分层，从而分别确定过渡段各层截面进口边界点A1和A2，其中，A2为顺着气流预旋方向的进口边界点，A1为与A2相对的另一进口边界点。

SS3.确定过渡段各层截面的进口气动参数：根据步骤SS1所确定的过渡段沿高度方向的分层，计算过渡段前面级部分进气涡轮出口对应各层的进气区与非进气区气动参数周向分布，按照质量平均方式获得过渡段各层截面的进口气流预旋与气流速度的平均值。

SS4.设定过渡段各层截面的喉口轴向位置，并设定过渡段各层截面的喉口面积。

过渡段进口顺着气流预旋方向的侧壁面沿周向先收缩后扩张，通过加速气流的方式克服部分进气效应导致的该侧壁面近过渡段进口处的逆压梯度，减小流动损失。故而过渡段横截面积沿轴向先减小后增加。由于部分进气效应导致的近过渡段进口处的逆压梯度仅位于过渡段进口顺着气流预旋方向的侧壁面，故而过渡段横截面积的变化由该侧壁面型线的周向变化实现。

SS5.确定过渡段各层截面的出口边界点几何位置：

首先假定过渡段未在周向方向减速扩压，气流以步骤SS3所确定的入口气流参数流入过渡段，并最终以该气流参数流出过渡段，此时两过渡段周向边界的曲线均为一条由进口平均预旋确定的直线段；

根据过渡段轴向长度L，获得过渡段未扩压时各层截面的出口边界点A3和A4，其中，A4为顺着气流预旋方向的出口边界点，A3为与A4相对的另一出口边界点；

随后，在各层截面的出口边界点A3和点A4的基础上，通过给定过渡段各层截面两侧周向边界的扩张角，确定考虑扩压效应后的过渡段出口边界点C1和C2，其中，C2为顺着气流预旋方向的出口边界点，C1为与C2相对的另一出口边界点。

SS6.确定过渡段各层截面的喉口的边界点B1和B2：

根据步骤SS1确定的过渡段内、外端壁半径R1、R2，确定过渡段最小截面处圆环结构；

根据步骤SS4确定的过渡段各层截面喉口的轴向位置及其面积，确定其形状；

根据步骤SS5确定的未考虑扩压效应的过渡段各层截面周向边界与过渡段各层截面喉口的交点确定逆着气流预旋方向的过渡段周向边界点B2；

根据过渡段各层截面喉口面积及边界点B2，确定顺着气流预旋方向的过渡段周向边界点B1。

SS7.确定过渡段各层截面的几何型线：

根据步骤SS2确定的过渡段各层截面的进口边界点A1和A2、步骤SS5确定的喉口边界点B1和B2、步骤SS6确定的过渡段出口边界点C1和C2，采用贝塞尔曲线将A1、B1和C1光滑连接获得过渡段各层截面的逆着气流预旋方向的周向边界的型线；采用贝塞尔曲线将A2、B2和C2光滑连接获得过渡段各层截面的顺着气流预旋方向的周向壁面型线；采用圆弧将A1和A2连接获得过渡段进口边界型线；采用圆弧将C1和C2连接获得过渡段出口边界型线。

SS8.由过渡段各层截面的几何型线形成最终的过渡段三维几何。

优选地，步骤SS4中，设过渡段各层截面的喉口的轴向位置与过渡段进气口间的轴向距离为L₀，其与过渡段轴向长度L之比的最佳取值为0.2～0.4，过渡段各层截面的喉口面积与过渡段进气口面积之比的最佳取值为1:1～1:1.10。

优选地，步骤SS5中，按照如下方法给定过渡段各层截面两侧周向边界的扩张角：顺着气流预旋方向的周向边界的扩张角，按照对应的过渡段前面级部分进气涡轮出口的进气区主流与非进气区游隙流体速度的矢量和确定；逆着气流预旋方向的另一侧周向边界的扩张角最佳取值为0～3°。

同现有技术相比，本发明的低进气度部分进气涡轮级间过渡段结构及其设计方法能够达到如下效果：首先，增加过渡段后面级涡轮进口进气进气度，进而提升其气动性能；其次，改善由部分进气导致的流动周向非均匀性，提升涡轮气动性能；第三，过渡段进口顺着气流预旋方向的侧壁面沿周向先收缩后扩张，通过加速气流的方式克服部分进气效应导致的该侧壁面近过渡段进口处的逆压梯度，减小流动损失。

附图说明

图1为低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构三维结构图；

图2为低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构基元结构简图；

图3为低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构分层示意图；

图4为低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构基元级设计简图；

图5为低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段实施例中径处马赫数云图；

图6为低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段实施例进口速度云图；

图7为低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段实施例出口速度云图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，以下所述仅为本发明的较佳实施例，并不因此而限定本发明的保护范围。

如图1所示，本发明的低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构，包括一过渡段内端壁3、一过渡段外端壁2和两个相对的过渡段周向侧壁面1、4，过渡段内、外端壁2、3及过渡段周向侧壁面1、4构成一两端开口端过渡段气流流道。

过渡段气流流道包括进气口和出气口，进气口与过渡段前面级部分进气涡轮(图中未示出)的出口联接，出气口与过渡段后面级部分进气涡轮(图中未示出)的进口联接，过渡段前面级部分进气涡轮和过渡段后面级部分进气涡轮沿涡轮轴向同轴布置。

过渡段内、外端壁2、3的半径R1、R2沿涡轮轴向保持不变，过渡段周向侧壁面1、4包括一顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面1和一逆着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面4，其中，顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面1沿周向先收缩后扩张，扩张角沿周向先减小后增加，其周向扩张角大于另一侧过渡段周向壁面4扩张角。顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面1的扩张角按照过渡段前面级部分进气涡轮的进气区主流与非进气区游隙流体速度的矢量和确定，逆着气流预旋方向的另一侧周向侧壁面4的扩张角最佳取值为0～3°。过渡段气流流道的喉口与进气口的轴向距离L₀与过渡段轴向长度L之比为0.2～0.4，过渡段气流流道的喉口面积与进气口面积之比为1:1～1:1.10。

可以按照如下设计方法设计本发明的低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构：

1)沿过渡段高度方向，将过渡段分为3个截面，分别为叶根截面，中径截面及叶尖截面。如图3所示，各层截面的过渡段轮廓由进口边界、出口边界及周向边界组成。

2)如图4所示，根据过渡段前面级涡轮出口进气区面积确定过渡段进口面积，根据过渡段前面级涡轮出口轮毂半径确定过渡段内端壁半径，根据过渡段前面级涡轮出口上端壁半径确定过渡段外端壁半径。根据给定的过渡段内端壁半径和外端壁半径形成一个圆环结构，根据确定的过渡段进口面积确定过渡段进口结构，按照步骤1)确定的层数沿过渡段高度方向分层，从而确定过渡段各层进口边界点A1和A2。

3)根据步骤1)过渡段沿高度方向各层，由过渡段前面级涡轮出口各层进气区与非进气区气动参数周向分布，按照质量平均方式获得过渡段各层进口气流预旋与气流速度的平均值。

4)取过渡段最小截面轴向长度L₀与过渡段轴向长度L之比为0.3，取过渡段最小截面面积与过渡段进口面积之比为1.08.

5)如图4所示，确定过渡段未扩压时的出口边界点A3和A4。

6)根据步骤1)确定的过渡段内外端壁半径确定过渡段最小截面处圆环结构，根据步骤4)过渡段轴向位置及其面积，确定最小截面形状；根据步骤5)所示未考虑扩压效应的过渡段周向壁面型线与过渡段最小截面的交点确定过渡段周向逆着气流预旋方向的周向壁面边界点B2。过渡段周向顺着气流预旋方向周向壁面边界点B1则由最小截面面积及边界点B2共同决定。

7)根据过渡段周向顺着气流预旋方向的周向壁面扩张角按照进气区主流与非进气区游隙流提速度的矢量和确定过渡段出口边界点C1；取过渡段周向逆着气流预旋方向侧壁面周向扩张角1°，确定过渡段出口边界点C2。

8)如图4所示，采用贝塞尔曲线将A1、B1和C1光滑连接获得过渡段周向顺着气流预旋方向的周向壁面型线；采用贝塞尔曲线将A2、B2和C2光滑连接获得过渡段周向逆着气流预旋方向的周向壁面型线；采用圆弧将A1和A2连接获得过渡段进口边界型线；采用圆弧将C1和C2连接过渡段出口边界型线。

9)如图1所示，由过渡段各截面几何型线形成最终的过渡段三维几何。

数值计算结果显示：过渡段顺着气流预旋方向近过渡段进口气流速度显著增加，以克服该处部分进气效应导致的近壁区逆压梯度，抑制分离的发生，减少流动损失。图6-图7所示给本实施例过渡段进出口速度云图。可见过渡段出口气流流动均匀性显著改善，有益于提升过渡段后面级涡轮气动性能。

综上所述，本发明可直接应用于低进气度多级部分进气涡轮，利用涡轮级间过渡段的结构布局，提升过渡段后面级涡轮进气度及其气动性能。此外，采用本发明提出的低进气度部分进气涡轮级间过渡段设计方法，可以在提升过渡段后面级进气度的同时，改善部分进气导致的流动周向非均匀性，克服部分进气效应导致的过渡段进口顺着气流预旋方向的周向壁面处逆压梯度，降低流动损失。

本发明探索了低进气度部分进气涡轮级间过渡段气动布局及设计方法，设计出来一种适用于进气度小于40％的可以提升过渡段后面级涡轮进气度并兼顾气动性能的低进气度部分进气涡轮级间过渡段，而这也是本发明所述工作的初衷。

通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

Claims (8)

1.一种低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构，所述过渡段包括一过渡段内端壁、一过渡段外端壁和两个相对的过渡段周向侧壁面，所述过渡段内端壁、过渡段外端壁及过渡段周向侧壁面构成一两端开口端过渡段气流流道，其特征在于，

--所述过渡段气流流道包括进气口和出气口，所述进气口与过渡段前面级部分进气涡轮的出口联接，所述出气口与过渡段后面级部分进气涡轮的进口联接，所述过渡段前面级部分进气涡轮和过渡段后面级部分进气涡轮沿涡轮轴向同轴布置；

--所述过渡段内端壁的半径R1、过渡段外端壁的半径R2沿涡轮轴向保持不变，所述过渡段周向侧壁面包括一顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面和一逆着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面，其中，所述顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面沿周向先收缩后扩张，扩张角沿周向先减小后增加，其周向扩张角大于另一侧过渡段周向壁面扩张角。

2.根据权利要求1所述的过渡段结构，其特征在于，所述顺着气流预旋方向的过渡段周向侧壁面的扩张角按照所述过渡段前面级部分进气涡轮的进气区主流与非进气区游隙流体速度的矢量和确定。

3.根据权利要求1或2所述的过渡段结构，其特征在于，逆着气流预旋方向的另一侧周向边界的扩张角为0～3°。

4.根据权利要求1或2所述的过渡段结构，其特征在于，所述过渡段气流流道的喉口与所述进气口的轴向距离L₀与过渡段轴向长度L之比为0.2～0.4。

5.根据权利要求4所述的过渡段结构，其特征在于，所述过渡段气流流道的喉口面积与进气口面积之比为1:1～1:1.10。

6.一种适用于上述任一项权利要求所述的低进气度多级部分进气涡轮级间过渡段结构的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：

SS1.沿过渡段高度方向，将过渡段分为若干层截面，各层截面的过渡段轮廓包括一进口边界、一出口边界及两个周向边界；

SS2.确定过渡段各层截面的进口初始几何参数：

根据过渡段前面级部分进气涡轮的出口进气区的形状和尺寸确定过渡段进口的形状和尺寸，使过渡段进口的形状和尺寸与过渡段前面级部分进气涡轮出口进气区的形状和尺寸相匹配；

根据过渡段前面级部分进气涡轮的出口轮毂半径确定过渡段内端壁半径R1，根据过渡段前面级涡轮出口上端壁半径确定过渡段外端壁半径R2；

根据确定的过渡段内端壁半径R1和过渡段外端壁半径R2形成一圆环结构，根据确定的过渡段进口的形状和尺寸确定过渡段进口面积；

按照步骤SS1确定的过渡段的截面层数，沿过渡段高度方向分层，从而分别确定过渡段各层截面进口边界点A1和A2，其中，A2为顺着气流预旋方向的进口边界点，A1为与A2相对的另一进口边界点；

SS3.确定过渡段各层截面的进口气动参数：根据步骤SS1所确定的过渡段沿高度方向的分层，计算过渡段前面级部分进气涡轮出口对应各层的进气区与非进气区气动参数周向分布，按照质量平均方式获得过渡段各层截面的进口气流预旋与气流速度的平均值；

SS4.设定过渡段各层截面的喉口轴向位置，并设定过渡段各层截面的喉口面积；

SS5.确定过渡段各层截面的出口边界点几何位置：

首先假定过渡段未在周向方向减速扩压，气流以步骤SS3所确定的入口气流参数流入过渡段，并最终以该气流参数流出过渡段，此时两过渡段周向边界的曲线均为一条由进口平均预旋确定的直线段；

根据过渡段轴向长度L，获得过渡段未扩压时各层截面的出口边界点A3和A4，其中，A4为顺着气流预旋方向的出口边界点，A3为与A4相对的另一出口边界点；

随后，在各层截面的出口边界点A3和点A4的基础上，通过给定过渡段各层截面两侧周向边界的扩张角，确定考虑扩压效应后的过渡段出口边界点C1和C2，其中，C2为顺着气流预旋方向的出口边界点，C1为与C2相对的另一出口边界点；

SS6.确定过渡段各层截面的喉口的边界点B1和B2：

根据步骤SS1确定的过渡段内、外端壁半径R1、R2，确定过渡段最小截面处圆环结构；

根据步骤SS4确定的过渡段各层截面喉口的轴向位置及其面积，确定其形状；

根据步骤SS5确定的未考虑扩压效应的过渡段各层截面周向边界与过渡段各层截面喉口的交点确定逆着气流预旋方向的过渡段周向边界点B2；

根据过渡段各层截面喉口面积及边界点B2，确定顺着气流预旋方向的过渡段周向边界点B1；

SS7.确定过渡段各层截面的几何型线：

根据步骤SS2确定的过渡段各层截面的进口边界点A1和A2、步骤SS5确定的喉口边界点B1和B2、步骤SS6确定的过渡段出口边界点C1和C2，采用贝塞尔曲线将A1、B1和C1光滑连接获得过渡段各层截面的逆着气流预旋方向的周向边界的型线；采用贝塞尔曲线将A2、B2和C2光滑连接获得过渡段各层截面的顺着气流预旋方向的周向壁面型线；采用圆弧将A1和A2连接获得过渡段进口边界型线；采用圆弧将C1和C2连接获得过渡段出口边界型线；

SS8.由过渡段各层截面的几何型线形成最终的过渡段三维几何。

7.根据权利要求6所述的设计方法，其特征在于，步骤SS4中，设过渡段各层截面的喉口的轴向位置与过渡段进气口间的轴向距离为L₀，其与过渡段轴向长度L之比的最佳取值为0.2～0.4，过渡段各层截面的喉口面积与过渡段进气口面积之比为1:1～1:1.10。

8.根据权利要求6所述的设计方法，其特征在于，步骤SS5中，按照如下方法给定过渡段各层截面两侧周向边界的扩张角：顺着气流预旋方向的周向边界的扩张角，按照对应的过渡段前面级部分进气涡轮出口的进气区主流与非进气区游隙流体速度的矢量和确定；逆着气流预旋方向的另一侧周向边界的扩张角为0～3°。