CN109441554A - 一种适用于航空发动机的涡轮叶片 - Google Patents

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Abstract

一种适用于航空发动机的涡轮叶片。其上具有叶片前缘、叶片吸力面、叶片压力面和叶片尾缘；叶片吸力面上安装有至少两个垂直设置的涡流发生器；所述的涡流发生器为1/4椭圆形板状结构，其中长轴边和短轴边的长度分别为涡轮叶片弦长的7％和5％，厚度为涡轮叶片弦长的0.5％，并且长轴边固定在叶片吸力面上。本发明提供的适用于航空发动机的涡轮叶片在原有涡轮叶片基础上安装了具有特定数量和特定角度的涡流发生器，以此来控制泄漏涡的强度，通过涡流发生器诱导形成与泄漏涡方向相反的涡流减弱泄漏涡的强度，从而降低了泄漏气流掺混到主流区而引起的混合损失，提高了涡轮叶片的效率。

Description

一种适用于航空发动机的涡轮叶片
技术领域
本发明属于航空发动机部件制造技术领域，特别是涉及一种适用于航空发动机的涡轮叶片。
背景技术
涡扇发动机是航空发动机中的一种，其在亚音速飞行时具有较低的耗油量和优良的推力特性，因此在现代民航客机中得到了广泛的应用。当前涡扇发动机由于机匣和涡轮叶片叶尖间存在间隙，因此涡轮叶片的两侧存在非常大的压力差，故高负荷下的涡轮叶片存在非常大的泄漏损失。传统航空发动机通过减小涡轮叶片叶尖和机匣的间隙来减小泄漏的质量流量，从而减小泄漏损失。但由于涡轮叶片和机匣之间始终存在相对运动，所以机匣和涡轮叶片叶尖的间隙不能无限减小，该间隙必须保证发动机在起动、运行、停车的各个阶段涡轮叶片和机匣不发生摩擦，故而产生了泄漏损失，从而降低了航空发动机涡轮叶片的效率。
在涡轮叶片叶尖和机匣间间隙引起的泄漏损失中，泄漏的燃气进入主流区引起的混合损失远远大于泄漏的质量流量本身的损失，因此需要对原有涡轮叶片结构进行改进。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种适用于航空发动机的涡轮叶片。
为了达到上述目的，本发明提供的适用于航空发动机的涡轮叶片上具有叶片前缘、叶片吸力面、叶片压力面和叶片尾缘；所述的叶片吸力面上安装有至少两个垂直设置的涡流发生器；所述的涡流发生器为1/4椭圆形板状结构，其中长轴边和短轴边的长度分别为涡轮叶片弦长的7％和5％，厚度为涡轮叶片弦长的0.5％，并且长轴边固定在叶片吸力面上。
所述的涡流发生器的安装数量按照如下规律进行确定：按照涡轮级数，第一级涡轮叶片上安装2个，依次每级递增一个，直至涡轮叶片最后一级。
所述的涡流发生器安装在涡轮叶片95％叶高处的涡轮叶片基准线上，且至少两个涡流发生器在位于叶片弦长30—70％的区域内等间距安装。
所述的涡流发生器的长轴边与涡轮叶片基准线呈40度夹角。
同现有技术相比，本发明提供的适用于航空发动机的涡轮叶片在原有涡轮叶片基础上安装了具有特定数量和特定角度的涡流发生器，以此来控制泄漏涡的强度，通过涡流发生器诱导形成与泄漏涡方向相反的涡流减弱泄漏涡的强度，从而降低了泄漏气流掺混到主流区而引起的混合损失，提高了涡轮叶片的效率。
附图说明
图1为本发明提供的适用于航空发动机的涡轮叶片示意图；
图2为适用于航空发动机的涡轮叶片上涡流发生器结构示意图。
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。
如图1、图2所示，本发明提供的适用于航空发动机的涡轮叶片上具有叶片前缘1、叶片吸力面2、叶片压力面3和叶片尾缘4；所述的叶片吸力面2上安装有至少两个垂直设置的涡流发生器5；所述的涡流发生器5为1/4椭圆形板状结构，其中长轴边L2和短轴边L3的长度分别为涡轮叶片弦长的7％和5％，厚度为涡轮叶片弦长的0.5％，并且长轴边L2固定在叶片吸力面2上。
本发明人进行了如下实验：
1.涡流发生器5尺寸的确定
本发明根据涡轮叶片叶尖与机匣间隙引起的泄漏涡强度和涡轮叶片尺寸来确定涡流发生器5的尺寸，间隙的大小和涡轮叶片的尺寸决定了航空发动机在高负荷及超高负荷下涡轮叶片泄漏涡的强度，而诱导涡流的强度与涡流发生器5的尺寸成正相关，本发明以涡流发生实验为基础，取涡轮叶片弦长的7％和5％分别作为涡流发生器5上长轴边L2和短轴边L3的长度，取涡轮叶片弦长的0.5％作为涡流发生器5的厚度。
2.涡流发生器5数量的确定
对于高负荷及超高负荷涡轮叶片，由于涡轮转速较高，涡流发生器5承受着比较大的离心力，故涡流发生器5的重量和尺寸受到限制。对涡轮叶片叶型进行风洞试验，以此来确定涡流发生器5的数量，按照涡轮级数，第一级涡轮叶片上安装2个，依次每级递增一个，直至涡轮叶片最后一级。
3.涡流发生器5角度、位置的确定
对涡流发生器5在不同角度下进行风洞试验，以此来确定涡流发生器5的最佳朝向，发现当涡流发生器5安装在涡轮叶片95％叶高处的涡轮叶片基准线上，且至少两个涡流发生器在位于叶片弦长30—70％的区域内等间距安装，涡流发生器5的长轴边L2与涡轮叶片基准线L1呈40度夹角时效果最佳。
以上所述仅为本发明的较佳实例而已，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范围之内。

Claims (4)

1.一种适用于航空发动机的涡轮叶片，其上具有叶片前缘(1)、叶片吸力面(2)、叶片压力面(3)和叶片尾缘(4)；其特征在于：所述的叶片吸力面(2)上安装有至少两个垂直设置的涡流发生器(5)；所述的涡流发生器(5)为1/4椭圆形板状结构，其中长轴边L2和短轴边L3的长度分别为涡轮叶片弦长的7％和5％，厚度为涡轮叶片弦长的0.5％，并且长轴边L2固定在叶片吸力面(2)上。
2.根据权利要求1所述的适用于航空发动机的涡轮叶片，其特征在于：所述的涡流发生器(5)的安装数量按照如下规律进行确定：按照涡轮级数，第一级涡轮叶片上安装2个，依次每级递增一个，直至涡轮叶片最后一级。
3.根据权利要求1所述的适用于航空发动机的涡轮叶片，其特征在于：所述的涡流发生器(5)安装在涡轮叶片95％叶高处的涡轮叶片基准线L1上，且至少两个涡流发生器(5)在位于叶片弦长30—70％的区域内等间距安装。
4.根据权利要求1所述的适用于航空发动机的涡轮叶片，其特征在于：所述的涡流发生器(5)的长轴边L2与涡轮叶片基准线L1呈40度夹角。
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