CN106050319A - 用于航空燃气涡轮发动机的大攻角包容性涡轮叶片 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，所述涡轮叶片包括前缘、尾缘、吸力面和压力面，所述涡轮叶片由不同叶高的多个叶型截面在径向上积叠而成，形成波纹型涡轮叶片。本发明的新型涡轮叶片相比于常规涡轮叶片，抑制了非设计大攻角条件下的涡轮出口总压损失，提升了涡轮大攻角包容性。

Description

用于航空燃气涡轮发动机的大攻角包容性涡轮叶片

技术领域

本发明涉及航空燃气涡轮发动机技术领域，具体地涉及一种用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，更具体地涉及一种大攻角包容性涡轮叶片的气动设计。

背景技术

现代高性能军民用航空燃气涡轮发动机为了追求高推重比、低耗油率、低污染和低排放等性能指标，其发动机涡轮部件在多种工况条件下(巡航设计点，起飞及着陆等非设计点)均能实现高性能运行已成为航空燃气涡轮发动机的发展趋势。尤其是目前正在兴起的一种新型的具有短距起降功能的飞机——旋翼-固定翼一体化飞机，其特有的旋翼能够从垂直低速工作(起飞状态，30％设计转速)向轴向高速工作(巡航状态，100％设计转速)转化，使得航空燃气涡轮发动机的涡轮转子进口气流攻角变化范围从+10°到-30°，这对涡轮的气动性能带来了巨大挑战。因此，亟需寻求一种能够包容这种大攻角工作范围(从+10°到-30°)的涡轮叶片及设计方法，这已经成为高性能航空燃气涡轮发动机设计中的一个关键性问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术缺陷，提供一种用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其能够包容大攻角工作范围。

本发明的目的还在于提供一种用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其总压损失显著减小，且能够满足非设计状态下良好的攻角特性要求，能够实现航空燃气涡轮发动机涡轮部件在多工况下高性能地运行，能够提高发动机推重比，降低耗油率，适用于未来高性能军民用航空燃气涡轮发动机。

本发明的目的还在于提供一种大推重比、低耗油率的航空燃气涡轮发 动机。

根据本发明的一个方面的实施例，提出了一种用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，所述涡轮叶片包括前缘、尾缘、吸力面和压力面，所述涡轮叶片由不同叶高的多个叶型截面在径向上积叠而成，形成波纹型涡轮叶片。

根据本发明的一个优选实施例，所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的前缘在轴向上前后交错，在周向上保持一致；所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的尾缘在轴向上保持一致，在周向上相互交错；所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的压力面在轴向上保持一致，在周向上也保持一致；并且所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的吸力面在轴向上相互交错，在周向上也相互交错。

根据本发明的一个优选实施例，所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的前缘半径保持不变，所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的尾缘半径也保持不变，并且前缘半径是尾缘半径的3倍以上。

根据本发明的一个优选实施例，所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的最大厚度均位于距前缘30％轴向弦长位置，并且所述最大厚度为前缘半径的6倍以上。

根据本发明的一个优选实施例，所述前缘半径与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距的比值被配置为小于0.4。

根据本发明的一个优选实施例，前缘的轴向交错幅度与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距的比值被配置为小于0.2。

根据本发明的一个优选实施例，所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的周向交错幅度的最大值与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距的比值被配置为不小于0.1。

根据本发明的一个优选实施例，前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距与所述涡轮叶片的叶高的比值被配置为小于或等于1.0，优选地等于0.5。

根据本发明的一个优选实施例，所述涡轮叶片的进气角度范围被配置为-37°至15°，出口气角度范围被配置为60°至80°。

根据本发明的另一个方面的实施例，提出了一种航空燃气涡轮发动机，包括前述涡轮叶片。

本发明的新型波纹型涡轮叶片尤其适用于高性能航空燃气涡轮发动机，相比于原型直列式涡轮叶片，能大幅度提升涡轮攻角包容性，克服了发动机涡轮部件在设计状态下气动性能优异而在非设计状态下气动性能显著恶化的问题，进而提高了发动机推重比，降低了耗油率。

附图说明

图1(a)为根据现有技术的涡轮叶片原型的示意图；

图1(b)为示出根据现有技术的涡轮叶片原型的流场的示意图；

图2(a)为根据本发明的实施例的涡轮叶片的示意图；

图2(b)为示出根据本发明的实施例的涡轮叶片的流场的示意图；

图3为示出根据本发明的实施例的涡轮叶片的叶型截面的积叠的示意图；

图4为根据本发明的实施例的涡轮叶片的叶型截面的示意图；

图5为根据本发明的实施例的涡轮叶片的沿周向的局部示意图；

图6为根据本发明的实施例的涡轮叶片与现有技术的涡轮叶片原型的攻角特性对比图；以及

图7为根据本发明的各实施例的涡轮叶片与现有技术的涡轮叶片原型的总压损失对比图。

具体实施方式

下面结合附图详细描述本发明的示例性的实施例，其中相同或相似的标号表示相同或相似的元件。另外，在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本披露实施例的全面理解。然而明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。在其他情况下，公知的结构和装置以图示的方式体现以简化附图。

图1(a)为根据现有技术的涡轮叶片原型的示意图；图1(b)为示出根据现有技术的涡轮叶片原型的流场的示意图。如图1(a)所示，涡轮叶片原型10被设计为直列式，直列式涡轮叶片在非设计工况下的出口压力损失较大。

根据本发明总体上的发明构思，提供了一种用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，所述涡轮叶片包括前缘、尾缘、吸力面和压力面，所述涡轮 叶片由不同叶高的多个叶型截面在径向上积叠而成，形成波纹型涡轮叶片。

在详细描述本发明的实施例之前，对本发明所涉及的技术术语作以下简要说明。在本发明中，涡轮叶片的轴向、径向、周向以航空燃气涡轮发动机的轴向、径向、周向为准，即涡轮叶片的径向是指当涡轮叶片安装在涡轮轴上时指向涡轮轴的径向的方向，涡轮叶片的轴向是指当涡轮叶片安装在涡轮轴上时指向涡轮轴的轴向的方向，涡轮叶片的周向是指当涡轮叶片安装在涡轮轴上时指向涡轮轴的周向的方向。涡轮叶片的叶高是沿涡轮叶片的径向的高度。叶型截面为在垂直于涡轮叶片的径向的平面上截取的截面。

图2(a)为根据本发明的实施例的涡轮叶片的示意图；图2(b)为示出根据本发明的实施例的涡轮叶片的流场的示意图。如图2(a)所示，涡轮叶片20呈波纹型，具体地，涡轮叶片20的前缘形成波浪线，具有波峰和波谷，尾缘同样形成波浪线，具有波峰和波谷，并且涡轮叶片20的吸力面呈现波纹曲面，压力面为正常曲面(未示出)。

根据本发明的波纹型涡轮叶片，由于新型涡轮叶片形状类似波纹型结构，沿叶高方向压力场不均匀，产生涡系结构，从而加强涡轮低能尾迹流湍动能，降低涡轮出口损失能力，提高了新型涡轮叶片攻角适应性能力，即使在大攻角状态下，流场也能够很好地吸附在吸力面上，减小分离损失，因此抑制了非设计大攻角条件下的涡轮出口总压损失，提升了涡轮大攻角包容性。进而实现了发动机的减重，非常适合用于高性能军民用航空燃气涡轮发动机上。

图3为示出根据本发明的实施例的涡轮叶片的叶型截面的积叠的示意图。如图3所示，所述涡轮叶片20的在不同叶高处的叶型截面的前缘21在轴向上前后交错，在周向上保持一致；所述涡轮叶片20的在不同叶高处的叶型截面的尾缘22在轴向上保持一致，在周向上相互交错；所述涡轮叶片20的在不同叶高处的叶型截面的压力面24在轴向上保持一致，在周向上也保持一致；并且所述涡轮叶片20的在不同叶高处的叶型截面的吸力面23在轴向上相互交错，在周向上也相互交错。在图3中，实线所示的叶型截面与虚线所示的叶型截面大体上重叠，但是在局部上非对齐，例如在前缘21、吸力面23和尾缘22处；其中在尾缘22处，沿图中的上 下方向(即周向)实线所示的尾缘和虚线所示的尾缘相互交错(由于尾缘半径较小，图3仅示意性地示出这种交错)。如此形成如图2(a)所示的涡轮叶片，前缘21在轴向上的前后交错可呈规律分布，例如前缘21在轴向上的前后交错使涡轮叶片20的前缘形成周期性的波浪线，波浪线具有波峰和波谷，其中沿叶高方向(即径向)可以设计一至多个波峰或波谷，即在涡轮叶片20的总长度上具有一至多个周期的波浪。相似地，涡轮叶片20的尾缘22的在周向上相互交错使涡轮叶片20的尾缘形成周期性的波浪线，波浪线具有波峰和波谷，其中沿叶高方向(即径向)可以设计一至多个波峰或波谷，即在涡轮叶片20的总长度上具有一至多个周期的波浪。在涡轮叶片20的总长度上，前缘21的周期数可以与尾缘22的周期数相同。

以这种方式，根据本发明的实施例的涡轮叶片给出了更好的减小出口总压损失的效果，这在后面结合图6-7的说明中将被更好地示出。

图4为根据本发明的实施例的涡轮叶片的叶型截面的示意图；图5为根据本发明的实施例的涡轮叶片的沿周向的局部示意图。如图4-5所示，所述涡轮叶片20的在不同叶高处的叶型截面的前缘半径R保持不变，所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的尾缘半径r也保持不变，并且前缘半径R是尾缘半径r的3倍以上。优选地，所述涡轮叶片20的在不同叶高处的叶型截面的最大厚度T均位于距前缘30％轴向弦长L位置，并且所述最大厚度T为前缘半径R的6倍以上。

发明人发现涡轮叶片的不同波纹型形状对气动性能存在影响，为进一步提高涡轮叶片的性能，发明人对波纹型涡轮叶片的不同交错程度进行了对比，得到了更优选的涡轮叶片，具体地，所述前缘半径R与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距P(如图5所示，即前缘波浪的一个周期的长度)的比值被配置为小于0.4；前缘的轴向交错幅度a与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距P的比值被配置为小于0.2；所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的周向交错幅度的最大值b与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距P的比值被配置为不小于0.1；前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距P与所述涡轮叶片的叶高H的比值被配置为小于或等于1.0，优选地等于0.5(即在涡轮叶片的总长度上存在两个完整的波浪)。

通过上述尺寸、比例进一步限定了涡轮叶片的形状，并且利用上述尺寸、比例的相互配合所得到的涡轮叶片具有显著减小的总压损失，即使在非设计状态下，也能够实现航空燃气涡轮发动机涡轮部件的高性能运行。

根据本发明的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，涡轮叶片的进气角度范围可以被配置为-37°至15°，出口气角度范围可以被配置为60°至80°。

本发明通过实验对比了根据本发明的实施例的涡轮叶片与现有技术的涡轮叶片原型的攻角特性，如图6所示。图6示出了在不同攻角下本发明的涡轮叶片20(新型1)和现有技术的涡轮叶片原型的总压损失系数，其中新型1在涡轮叶片的总长度上存在两个完整的波浪，即前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距P与所述涡轮叶片的叶高H的比值为0.5。从图中可以看出，现有技术的涡轮叶片原型10在-37°至+3°的攻角范围内具有较低的总压损失系数，而在大于+3°后，总压损失系数迅速升高，作为对比，本发明的涡轮叶片20在-37°至+10°的攻角范围内总压损失系数没有突变，并且均小于现有技术的涡轮叶片原型的总压损失系数。

为进一步分析不同叶片形状对总压损失系数的影响，本发明对比了不同波纹化程度的涡轮叶片的总压损失系数，参见图7，图7为根据本发明的各实施例的涡轮叶片与现有技术的涡轮叶片原型的总压损失对比图。其中，新型1在涡轮叶片的总长度上存在两个完整的波浪，即前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距P与所述涡轮叶片的叶高H的比值为0.5；新型2在涡轮叶片的总长度上存在2.5个完整的波浪，即前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距P与所述涡轮叶片的叶高H的比值为0.4；新型3在涡轮叶片的总长度上存在4个完整的波浪，即前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距P与所述涡轮叶片的叶高H的比值为0.25。

在攻角5°下，现有技术的涡轮叶片原型具有约0.125的总压损失系数，而本发明的波纹型的涡轮叶片总压损失系数较低，并且新型1的技术方案具有最低的总压损失系数，约为0.06。

可见，根据本发明的新型波纹型涡轮叶片相比于原型直列式涡轮叶片，能大幅度提升涡轮攻角包容性，克服了发动机涡轮部件在设计状态下气动性能优异而在非设计状态下气动性能显著恶化的问题，进而提高了发 动机推重比，降低了耗油率，因而尤其适用于高性能航空燃气涡轮发动机。

本发明还提供了一种航空燃气涡轮发动机，包括根据前述任一实施例所述的涡轮叶片20。采用根据本发明的波纹型的涡轮叶片20的航空燃气涡轮发动机提高了发动机推重比，降低了耗油率。

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。本发明的适用范围由所附权利要求及其等同物限定。

附图标记列表：

10 涡轮叶片原型

20 涡轮叶片(波纹型)

21 前缘

22 尾缘

23 吸力面

24 压力面

b 周向交错幅度的最大值

R 前缘半径

r 尾缘半径

T 最大厚度

L 轴向弦长

a 前缘的轴向交错幅度

H 叶高

P 前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距 。

Claims (10)

1.一种用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，所述涡轮叶片包括前缘、尾缘、吸力面和压力面，其特征在于：

所述涡轮叶片由不同叶高的多个叶型截面在径向上积叠而成，形成波纹型涡轮叶片。

2.根据权利要求1所述的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其特征在于：

所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的前缘在轴向上前后交错，在周向上保持一致；

所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的尾缘在轴向上保持一致，在周向上相互交错；

所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的压力面在轴向上保持一致，在周向上也保持一致；并且

所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的吸力面在轴向上相互交错，在周向上也相互交错。

3.根据权利要求2所述的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其特征在于：

所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的前缘半径(R)保持不变，所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的尾缘半径(r)也保持不变，并且前缘半径(R)是尾缘半径(r)的3倍以上。

4.根据权利要求3所述的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其特征在于：

所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的最大厚度(T)均位于距前缘30％轴向弦长(L)位置，并且所述最大厚度(T)为前缘半径(R)的6倍以上。

5.根据权利要求4所述的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其特征在于：

所述前缘半径(R)与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距(P)的比值被配置为小于0.4。

6.根据权利要求5所述的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其特征在于：

前缘的轴向交错幅度(a)与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距(P)的比值被配置为小于0.2。

7.根据权利要求6所述的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其特征在于：

所述涡轮叶片的在不同叶高处的叶型截面的周向交错幅度的最大值(b)与前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距(P)的比值被配置为不小于0.1。

8.根据权利要求7所述的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其特征在于：

前缘的相邻的轴向波峰点之间的径向间距(P)与所述涡轮叶片的叶高(H)的比值被配置为小于或等于1.0，优选地等于0.5。

9.根据权利要求8所述的用于航空燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其特征在于：

所述涡轮叶片的进气角度范围被配置为-37°至15°，出口气角度范围被配置为60°至80°。

10.一种航空燃气涡轮发动机，包括根据权利要求1-9中任一项所述的涡轮叶片。