CN109386313A - 一种可调涡轮导向叶片端壁结构、机匣端壁结构及涡轮 - Google Patents

一种可调涡轮导向叶片端壁结构、机匣端壁结构及涡轮 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种可调涡轮导向叶片端壁结构，所述端壁结构为多段式回转面结构，所述多段式回转面结构为：自叶片旋转轴线至叶片边缘延伸的多段线为基线，所述基线以叶片旋转轴线为中心向叶片偏转方向回转构成回转面。本申请的具有端壁结构的可调涡轮导向叶片及内外机匣采用等距分段回转面端壁设计，保证了涡轮导向叶片转动过程中间隙均匀，变化小，降低了泄漏损失；机匣上设计型槽，增加了气流流动阻力，形成气流涡旋，减小导向叶片安装角变化引起的附加损失，有效提升了涡轮效率；多段直线圆弧拟合回转面结构设计简单，适用于不同扩张角度的子午流道设计，更能提高涡轮性能，生产工艺性可行，具有更为广阔的工程应用价值。

Description

一种可调涡轮导向叶片端壁结构、机匣端壁结构及涡轮
技术领域
本申请属于变循环发动机技术领域，特别涉及一种一种可调涡轮导向叶片端壁结构、机匣端壁结构及涡轮。
背景技术
变循环发动机是一种通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环特性的发动机。变几何涡轮是变循环发动机的最主要部件之一，通过涡轮导向叶片喉道面积的改变来控制发动机的流量，调节发动机工作点，使发动机的性能与效率最大化。
变几何涡轮虽然会提高燃气轮机整体的机动性和变工况下的适应能力，但由于其特殊的结构以及工作过程，变几何涡轮相比定几何涡轮会产生一些额外的损失。如图1所示，常规定几何涡轮叶片叶身2与缘板1(流道面)为一体结构，而为了使可调导向叶片在控制的角度下实线转动，叶片端部必须留有一定的间隙以防止叶片端壁4和机匣壁面3发生刮碰或者卡滞，如图2所示。导向叶片端部间隙的大小直接影响着泄漏损失，角度调节过程中间隙的变化势必会使损失增加。
压气机通过可调静子叶片以防止压气机喘振及减轻旋转失速所带来的影响。静子叶片端壁与机匣壁面(即流道面)形状近似，沿发动机中心线回转形成。压气机静子叶片为实心薄叶片，作为冷端部件，温度的影响只在选取叶片材料性能参数时加以考虑，其旋转过程中的最小间隙可达0.05～0.1mm。
涡轮可调导向叶片的设计难度远大于压气机可调静子叶片，近年来随着高性能发动机涡轮前温度的不断提升，涡轮导向叶片均为气冷空心厚叶片，叶片几何形状和结构形式复杂，工作条件恶劣，需要确保涡轮可调导向叶片在高温、高压工作环境下灵活可靠工作。由于涡轮导向叶片叶身各截面扭转角度和流道上、下端壁倾角均大于压气机静子叶片，按照常规端壁叶片设计，其最大偏转角度下的径向间隙远大于压气机静子叶片。在角度调节过程中，涡轮导向叶片端壁与机匣壁面(即流道面)之间的间隙会发生显著改变，使得漏气损失增加，降低涡轮效率。
由于涡轮导向叶片各截面扭转角度较大，按照常规导向叶片端壁设计，导向叶片安装角变化过程中间隙变化较大，需要一种新型有效的可调涡轮导向叶片端壁结构控制端部间隙泄漏损失。
发明内容
本申请的目的是提供了一种一种可调涡轮导向叶片端壁结构、机匣端壁结构及涡轮，以解决上述任一问题。
本申请的技术方案是：一种可调涡轮导向叶片端壁结构，所述端壁结构为多段式回转面结构，所述多段式回转面结构为：自叶片旋转轴线至叶片边缘延伸的多段线为基线，所述基线以叶片旋转轴线为中心向叶片偏转方向回转构成回转面。
本申请中，所述多段线至少为三段，且至少包括一段直线和一段圆弧。
本申请还提供了一种可调涡轮机匣端壁结构，所述机匣端壁具有如上所示的多段式回转面结构相匹配的多段式回转面型槽，且所述多段式回转面型槽的基线与叶片端部的多段式回转面基线相同。
本申请还提供了一种可调导向涡轮，所述可调导向轮涡包括机匣和导向叶片，所述机匣具有如权利要求3所述的多段式回转面型槽，所述导向叶片具有如权利要求1或2所述的端壁结构，且所述导向叶片延伸入所述机匣中。
本申请的可调涡轮导向叶片及内外机匣采用等距分段回转面端壁设计，保证了涡轮导向叶片转动过程中间隙均匀，变化小，降低了泄漏损失；机匣上设计型槽，增加了气流流动阻力，形成气流涡旋，减小导向叶片安装角变化引起的附加损失，有效提升了涡轮效率；多段直线圆弧拟合回转面结构设计简单，适用于不同扩张角度的子午流道设计，更能提高涡轮性能，生产工艺性可行，具有更为广阔的工程应用价值。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为常规定几何涡轮叶片图。
图2为现有的涡轮可调导向叶片端壁结构示意图。
图3为本申请的可调涡轮导向叶片示意图。
图4为本申请中回转基线示意图。
图5为本申请的导向叶片上端壁结构示意图。
图6为本申请的导向叶片下端壁结构示意图。
图7为本申请中叶片延伸量示意图。
图8为本申请中机匣上型槽结构示意图。
图9为本申请中机匣下型槽结构示意图。
图10为本申请中外机匣型槽端面示意图。
图11为本申请中内机匣型槽端面示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
如图3至图11，本申请提供了一种可调涡轮导向叶片端壁结构、与导向叶片端壁结构匹配的机匣端壁结构和可调导向涡轮，其中，可调涡轮导向叶片1两端采用延伸设计，分别伸入外机匣2和内机匣3相应的上型槽4和下型槽6内，增大气流流动阻力，形成气流涡旋，减少气流损失。
可调涡轮导向叶片1的上端壁7、下端壁8采用分段式回转面设计，回转上基线9和回转下基线10均为多段直线及圆弧的组合，根据导向叶片旋转过程中的伸入型槽的延伸量进行设计，可与任意形状的流道进行匹配，保证角度调节过程中导向叶片端壁相对流道面18的延伸量17在适宜的范围内。涡轮可调导向叶片1上端壁前回转面13、上端壁后回转面14和下端壁前回转面15、下端壁后回转面16的回转中心线均为导向叶片旋转轴中心线5。
外机匣2和内机匣3上的上型槽4和下型槽6的形状根据叶片角度调节范围内叶片上、下端壁的极限位置确定，根据槽底圆角、加工极限误差与导向叶片的热态膨胀量，以避免可调导向叶片1转动过程中发生卡滞为准。
与导向叶片端壁配合的外机匣型槽端面21、内机匣型槽端面22分别采用与叶片上下端壁的等距分段回转面19、20和23、24，其机匣回转上基线11、机匣回转下基线12由叶片上下端壁对应回转上基线9、回转下基线10偏置形成，回转中心线均为旋转轴中心线5，保证涡轮导向叶片在角度调节过程中端壁间隙均匀，无变化。
本申请的可调涡轮导向叶片及内外机匣采用等距分段回转面端壁设计，保证了涡轮导向叶片转动过程中间隙均匀，变化小，降低了泄漏损失；机匣上设计型槽，增加了气流流动阻力，形成气流涡旋，减小导向叶片安装角变化引起的附加损失，有效提升了涡轮效率；多段直线圆弧拟合回转面结构设计简单，适用于不同扩张角度的子午流道设计，更能提高涡轮性能，生产工艺性可行，具有更为广阔的工程应用价值。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种可调涡轮导向叶片端壁结构，其特征在于，所述端壁结构为多段式回转面结构，所述多段式回转面结构为：自叶片旋转轴线至叶片边缘延伸的多段线为基线，所述基线以叶片旋转轴线为中心向叶片偏转方向回转构成回转面。
2.如权利要求1所述的可调涡轮导向叶片端壁结构，其特征在于，所述多段线至少为三段，且至少包括一段直线和一段圆弧。
3.一种可调涡轮机匣端壁结构，其特征在于，所述机匣端壁具有如权利要求1或2所示的多段式回转面结构相匹配的多段式回转面型槽，且所述多段式回转面型槽的基线与叶片端部的多段式回转面基线相同。
4.一种可调导向涡轮，其特征在于，所述可调导向轮涡包括机匣和导向叶片，所述机匣具有如权利要求3所述的多段式回转面型槽，所述导向叶片具有如权利要求1或2所述的端壁结构，且所述导向叶片延伸入所述机匣中。
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