CN110145370A - 一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片 - Google Patents

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刘俭
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    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
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Abstract

本发明公开了一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片，适用于降低航空发动机高负荷及超高负荷低压涡轮叶片叶型损失，所述低压涡轮叶片包括叶片前缘、叶片吸力侧、叶片压力侧和叶片尾缘，所述的叶片吸力侧的形状为沿叶高方向延伸的波浪面，波浪面始于叶片前缘，终于叶片尾缘，波浪面由波峰和波谷交替衔接而成，从叶片前缘到叶片尾缘，波浪形的波峰和波谷之间沿叶栅距方向的距离变化为从0到2A线性增加，再从2A到0线性减少，其中A为波浪面的最大振幅，最大振幅处为流体分离位置。该叶片结构可有效地降低叶片流体分离，减少损失，提高低压涡轮性能。

Description

一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片
技术领域
本发明涉及民用航空技术领域，尤其涉及一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片，适用于航空发动机高负荷及超高负荷低压涡轮叶片。
背景技术
航空发动机被誉为“工业之花”，是一个国家综合国力的体现。低压涡轮是航空发动机的重要部件之一，其重量约为整机重量的25％，成本约为整机成本的15％。如低压涡轮效率提高1％，整机油耗将降低0.5％-1.0％。
现今，低压涡轮效率已超过90％，对其进一步提高已十分困难。对低压涡轮性能提升的主要方式已从单个叶片的气动性能转移到提高低压涡轮的综合性能，其主要包括：提高单个叶片载荷，减少叶片数量，降低低压涡轮重量，进而降低综合成本(制造成本和飞行成本)。然而，提高低压涡轮叶片载荷将增大边界层分离风险，甚至出现开式分离。如设计稍有偏差，超高载荷低压涡轮会大幅增加耗油率和综合成本。出于保守设计，为避免边界层发生分离，传统低压涡轮设计负荷相对较低。但近年来，罗罗/GE等公司尝试采用超高负荷低压涡轮设计理念，超高负荷低压涡轮的设计将大幅降低叶片数量和涡轮重量。
超高载荷低压涡轮虽能大幅降低叶片数量及低压涡轮重量，但研究发现相对传统叶片，超高载荷叶片较难在所有工况下保持高效率运行。已有研究人员开始利用流动控制方法，抑制低压涡轮吸力面分离泡及二次流损失。现有的流动控制方案分为主动控制和被动控制两大类。主动控制有流向动量注入，边界层抽吸，流向涡生成和激发不稳定性等方法。被动控制有涡生成器，端壁拦截(endwall fence)，叶片前缘与端壁面交接处增厚等。本发明属于被动分离方法，利用波浪型吸力面，产生对转涡，增强主流与边界层的动量交换，最终抑制超高载荷低压涡轮吸力面上分离泡的生成，抑制损失，降低落后角。
发明内容
为了克服航空发动机高负荷及超高负荷低压涡轮在低雷诺数工况下运行吸力面流体易于分离，损失加剧的问题。本发明提供一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片，在吸力面增加波浪形设置，可以降低分离泡带来的损失，从而提高涡轮效率。
为了达到上述目的，通过以下技术方案来实现的：一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片，适用于降低航空发动机高负荷及超高负荷低压涡轮叶片叶型损失，所述低压涡轮叶片包括叶片前缘、叶片吸力侧、叶片压力侧和叶片尾缘，所述的叶片吸力侧的形状为沿叶高方向延伸的波浪面，波浪面始于叶片前缘，终于叶片尾缘，波浪面由波峰和波谷交替衔接而成，从叶片前缘到叶片尾缘，波浪面的波峰和波谷之间沿叶栅距方向的距离变化为从0到2A线性增加，再从2A到0线性减少，其中A为波峰面和波谷面的最大振幅，最大振幅处为流体分离位置。
优选的，所述波浪面沿叶高方向的一个界面的形状为正弦波。
本发明的有益效果是：本发明提供的低压涡轮叶片表面波浪形状在尾缘附近形成对转涡，将能量低的部分通过对转涡代入主流中，有效强化主流与边界层之间的动能交换，增加边界层动能，抑制分离泡生成，将原来分离损失转变成损失更低的对转涡损失，同时由于对转涡的存在，尾缘处平均气流偏离角和损失系数比原来涡轮叶片小，实现低压涡轮性能的提升。
附图说明
图1为本发明提供的低压涡轮叶片原有叶型、波峰叶型和波谷叶型示意图；
图2为本发明提供的低压涡轮叶片三维示意图；
图3为本发明提供的低压涡轮叶片主视图；
图4为本发明提供的低压涡轮叶片立体图。
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，下面结合附图和具体实施例对本发明的低压涡轮叶片进行详细说明。
本发明提供一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片，适用于降低航空发动机高负荷及超高负荷低压涡轮叶片叶型损失，所述低压涡轮叶片包括叶片前缘1、叶片吸力侧2、叶片压力侧3和叶片尾缘4，所述的叶片吸力侧2的形状为沿叶高方向延伸的波浪面，波浪面始于叶片前缘1，终于叶片尾缘4，波浪面的波峰和波谷交替衔接而成，从叶片前缘到叶片尾缘，波浪面的波峰和波谷之间沿叶栅距方向的距离变化为从0到2A线性增加，再从2A到0线性减少，其中A为波峰面和波谷面的最大振幅，最大振幅处为流体分离位置。
下面本发明提供的一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片的设计思路，当然不限于以下描述的；如图1-图3所示，本实施例中本发明提供的叶型通过原有叶片二维叶型5为参照，得到波峰叶型6和波谷叶型7。首先，确定流体分离位置(0.6Cx，Cx为轴向弦长)，该位置由原始叶型的叶栅实验或数值模拟确定，然后由该位置沿叶栅方向距离叶片外侧A得到点P(图1)，过该点做一条分别过前缘和尾缘的曲线，该曲线与原二维叶型5吸力侧之间的距离由前缘到分离位置线性增加，再由分离位置到尾缘线性减少，形成的曲线与压力侧曲线连成的封闭曲线称为波峰叶型6。在得到的波峰叶型6基础上，沿叶高方向距离半个波长(λ/2)位置，在该位置以原二维叶型5为基准，在分离位置沿叶栅方向距离叶片内侧长度为A得到点T(图1)，通过T点得到的叶型称为波谷叶型7。以上所述的波峰叶型6和波谷叶型7，沿叶高方向交替设置，最终得到吸力面带有波浪型的降低损失低压涡轮叶片，如图4所示。
现将本发明提供的提高低压涡轮性能叶片结构的工作原理阐述如下：来流经过这种结构的低压涡轮叶片，通过波浪突起在流体中产生多组对转涡，增加主流与边界层能量交换，达到抑制分离泡的效果。在叶片尾缘位置，损失由原来的边界分离损失转变对转涡损失，局部位置损失大于原来叶片在此处的损失，但是平均损失下降，气流偏离角也存在局部变大，但整体减小的现象。波浪形叶片未减小端壁二次流损失，仅在二维流动区域起作用。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (2)

1.一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片，适用于降低航空发动机高负荷及超高负荷低压涡轮叶片叶型损失，所述低压涡轮叶片包括叶片前缘、叶片吸力侧、叶片压力侧和叶片尾缘等，其特征是：所述的叶片吸力侧的形状为沿叶高方向延伸的波浪面，波浪面始于叶片前缘，终于叶片尾缘，波浪面的波峰和波谷交替衔接而成，从叶片前缘到叶片尾缘，波浪面的波峰和波谷之间沿叶栅距方向的距离变化为从0到2A线性增加，再从2A到0线性减少，其中A为波浪面的最大振幅，最大振幅处为流体分离位置。
2.根据权利要求1所述的一种吸力面波浪形的低压涡轮叶片，其特征在于，所述波浪面沿叶高方向的一个截面的形状为正弦形或余弦形。
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