CN111611658A - 一种空气涡轮起动机涡轮叶片及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种空气涡轮起动机涡轮叶片及其设计方法，通过选定合适的设计转速N_des，并迭代调整叶片造型参数，使得功率峰值出现的转速N_t提前，并结合小前缘半径、低前缘楔角等叶片设计特征，使得涡轮叶片在大转速下的抗分离能力降低，提高大转速下的涡轮攻角敏感性，从而在保证涡轮峰值的前提下，达到减小自由运转转速的目的。

Description

一种空气涡轮起动机涡轮叶片及其设计方法

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种空气涡轮起动机涡轮叶片及其设计方法，该叶片能够在不增加其他转速制动附件的条件下，有效降低空气涡轮起动机自由运转转速。

背景技术

空气涡轮起动机(ATS)是一种将高压空气的压力能转化为动能，从而为飞机主发动机的起动提供轴功率的装置。结构上通常由进气装置、涡轮、减速器、输出轴、包容环及排气装置等组成。在主发动机起动时，源自机载辅助动力装置(APU)或地面气源车的高压空气进入空气涡轮起动机后驱动涡轮转子旋转，经减速器将扭矩传递给输出轴，从而带转飞机主发动机，将主发动机的转速提高至起动转速。由于ATS具有起动功率高，时间短，重量轻，可靠性高的特点，在现有的航空发动机中得到了广泛应用。

涡轮自由运转转速(free-run)可通俗理解为当空气涡轮起动机进口控制阀失灵，无法正常关闭时，在稳定的进口气流条件下，涡轮转子所能达到的最大转速。达到自由运转转速时的涡轮转子做功近似为零。根据相关的ATS设计要求规定，ATS必须具备在最大自由运转转速下正常工作多个循环且无损坏的能力。因此，自由运转转速大小对ATS正常安全工作至关重要。如果自由运转转速过大，一方面导致轮盘的强度裕度不足，影响涡轮部件的强度和疲劳循环寿命；另一方面，为了保证起动机的安全可靠运行，在涡轮结构设计时必须保证转子屈服转速要大于最大自由运转转速，因此，如果自由运转转速过大，那么为了提高转子屈服转速，便需要采用更好的材料，更厚的轮盘，这导致起动机重量和成本的增加；此外，由于ATS还必须具备自由运转转速下转子包容的能力，过高的自由运转转速导致起动机包容环的设计难度也相应提高。

涡轮的叶片设计决定了涡轮的做功能力，对自由运转转速的大小有着至关重要的影响。当前工程实际中广泛应用的常规涡轮叶片设计方法中几乎都没有考虑涡轮的自由运转转速，即现有技术在涡轮设计过程中都一味的追求涡轮在不同转速下均具有较优的性能，而没有考虑涡轮的自由运转转速影响。例如中国专利公开号CN102373963A“空气涡轮启动机涡轮喷嘴翼型”中公开的发明认为，ATS作为非功能性重量，应最大化ATS的效率以提高飞机的有效载荷，因而需对涡轮叶片进行优化设计以追求涡轮效率的最大化。

发明内容

要解决的技术问题

应当意识到，如果一味的追求涡轮性能最优，而忽视了对自由运转转速的考虑，不仅影响了涡轮盘强度，也使与涡轮转子联结的ATS输出轴转速过高(该转速等于涡轮转子转速乘以减速比)，影响ATS工作的可靠性。

因此，有必要寻求一种与常规涡轮不同，针对空气涡轮起动机专用的涡轮叶片及其设计方法。在涡轮转子的性能设计过程中便对自由运转转速加以考虑，通过气动参数、叶片几何造型参数的优化匹配，在满足涡轮性能要求的同时，降低自由运转转速，从而增强起动机运行可靠性，降低起动机重量、成本及设计难度。

本发明的技术方案为：

所述一种空气涡轮起动机涡轮叶片设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1、根据空气涡轮起动机涡轮设计要求，开展叶片初步设计，并搭建计算模型，对真实起动过程进行计算模拟，根据模拟计算结果确定设计点转速N_des；

步骤2、根据叶片所装配轮盘的最小屈服转速结合设定的设计裕度确定涡轮叶片最大允许自由运转转速N_fm；

步骤3、根据所述设计点转速N_des、所述涡轮叶片最大允许自由运转转速N_fm，优化选择叶片造型参数，重新开展叶片设计，得到优化叶片；

步骤4、利用步骤3得到的优化叶片，进行基于优化叶片的涡轮特性计算，通过模拟起动机涡轮叶片的工作状态计算得到起动过程中的涡轮设计点效率、峰值功率及最大自由运转转速；

步骤5、考察步骤4得到的涡轮设计点效率、峰值功率、最大自由运转转速，如果均满足设计要求，则进一步进行转子强度、振动及寿命计算，若转子的强度、振动及寿命计算结果满足要求，则涡轮叶片设计完成；如果涡轮点效率、峰值功率、最大自由运转转速、转子强度、振动及寿命计算结果有任意一项不满足要求，返回步骤3，重新选择叶片造型参数，进行叶片设计，并再次进行涡轮特性计算分析，直到所述优化叶片满足所有预设条件。

进一步的，在步骤1开展叶片初步设计时，采用常规涡轮叶片设计方法，根据空气涡轮起动机的性能需求进行设计，以确定包括涡轮叶片通道平均中径及叶片高度在内的叶片设计参数。

进一步的，在步骤1开展叶片初步设计时，选择相对较大的涡轮叶片通道平均中径及较小的叶片高度。

进一步的，步骤1中对真实起动过程进行计算模拟时，考察涡轮转子从零转速一直加速到正常脱开转速下的涡轮气动性能，统计叶片进口气流角β、进口攻角i，功率P及其对应的转速参数，确定进口攻角i＝0时的转速作为设计点转速N_des，并确定此转速下的进口气流角β_des。

进一步的，步骤3中优化选择叶片造型参数的过程，是通过增大转子平均中径、降低叶片高度和/或调整设计点叶片进口构造角β_k,des的方式来进行的，其中设计点叶片进口构造角满足β_k,des＝β_des+i_des，i_des为设计点攻角，其绝对值取值介于5°至15°之间。

一种空气涡轮起动机涡轮叶片，其特征在于：所述空气涡轮起动机涡轮叶片的三维实体叶片由N个二维基础叶型沿涡轮径向通过一定规律积叠而成，N为自然数，N≥1；当N＝1时，所述涡轮叶片即为沿径向叶型完全相同的直叶片；

每个二维基础叶型由叶背型线、叶盆型线、大致成圆形的前缘及大致成圆形的尾缘光顺连接而成；所述大致成圆形指半径变化量小于设定的极小正数；

所述大致成圆形的前缘具有半径值r_l，r₁介于0.5～0.8mm之间，大致成圆形的尾缘7具有尾缘半径r_t，且r_l与r_t之比r_l/r_t＝0.8-1.05；

所述二维基础叶型采用较小的前缘楔形角设计，前缘楔性角取值10°～20°；

所述叶背型线保证光滑连续，且在叶背型线的前部无遮盖段上存在点P，使得前缘终点至P点间的曲率近似为零，所述近似为零指小于某一设定的极小正数；

所述二维基础叶型进口构造角绝对值要小于进口气流角的绝对值，使在设计点处叶片的攻角处于负值；

所述二维基础叶型的出口构造角取值在25～40°之间，且出口构造角绝对值小于进口构造角绝对值，两者的差值在10°以内。

有益效果

从上述技术方案可以看出，本发明提供一种空气涡轮起动机涡轮叶片及其设计方法中，通过选定合适的设计转速N_des，并迭代调整叶片造型参数，使得功率峰值出现的转速N_t提前，并结合小前缘半径、低前缘楔角等叶片设计特征，使得涡轮叶片在大转速下的抗分离能力降低，提高大转速下的涡轮攻角敏感性，从而在保证涡轮峰值的前提下，达到减小自由运转转速的目的。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是涡轮叶片设计流程；

图2是涡轮叶片三维实体示意图；

图3本发明实施例涡轮叶片二维基础叶型示意图

图4按本发明方法设计的涡轮叶片示意图；

图5原始涡轮和本发明实施例的转速-功率特性对比图。

具体实施方式

本发明目的在于克服现有技术设计思想一味追求涡轮性能最优，而忽视了对自由运转转速的考虑，进而导致的因自由运转转速过大，起动机轮盘强度裕度不足，包容环厚度大，成本高、重量大等问题，提供一种能兼顾涡轮性能和涡轮转子自由运转转速大小，且结构相对简单的空气涡轮起动机涡轮叶片及其设计方法。

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

本发明的实施例首先提供了一种空气涡轮起动机用涡轮叶片设计方法，通过不同于常规涡轮叶片设计思路，解决空气涡轮起动机自由运转转速过高导致涡轮盘强度裕度低、包容设计困难，进而影响ATS的安全与可靠性等问题。

参照图1，本实施例设计方法包括以下步骤：

步骤1、根据涡轮的设计要求，开展初步叶片设计，并搭建计算模型，对真实起动过程进行计算模拟，根据模拟计算结果确定设计点转速N_des；

步骤2、根据叶片所装配轮盘的最小屈服转速结合设定的设计裕度确定涡轮叶片最大允许自由运转转速N_fm；

步骤3、根据所述设计点转速N_des、所述涡轮叶片最大允许自由运转转速N_fm，优化选择叶片造型参数，重新开展叶片设计，得到优化叶片；

步骤4、利用步骤3得到的优化叶片，进行基于优化叶片的涡轮特性计算，通过模拟起动机涡轮叶片的工作状态获得起动过程中的涡轮设计点效率、峰值功率及最大自由运转转速；

步骤5、考察步骤4得到的涡轮设计点效率、峰值功率、最大自由运转转速，如果均满足设计要求，则进一步进行转子强度、振动及寿命计算，若转子的强度、振动及寿命计算结果满足要求，则涡轮叶片设计完成；如果涡轮点效率、峰值功率、最大自由运转转速、转子强度、振动及寿命计算结果有任意一项不满足要求，返回步骤3，重新选择叶片造型参数，进行叶片设计，并再次进行涡轮特性计算分析，直到所述优化叶片满足所有预设条件。

在步骤1中开展涡轮叶片的初步设计时，可依据常规涡轮叶片设计方法，根据空气涡轮起动机的性能需求进行相应设计，以确定包括涡轮叶片通道平均中径及叶片高度等参数。而且优选的，初步设计中，为了降低自由运转转速应选择相对较大的通道平均中径及较小的叶片高度。

优选的，在步骤1中完成涡轮叶片的初步设计并进行涡轮初步性能和特性计算模拟时，考察涡轮转子从零转速一直加速到正常脱开转速下的涡轮气动性能，统计叶片进口气流角β、进口攻角i，功率P及其对应的转速参数，确定进口攻角i＝0时的转速作为设计点转速N_des，并确定此转速下的进口气流角β_des。

所述叶片攻角i满足如下公式：

i＝β_k-β；

其中β为叶片进口气流角；β_k为叶片进口构造角。

优选的，步骤3中所述优化选择叶片造型参数，是通过增大转子平均中径、降低叶片高度和/或调整设计点叶片进口构造角β_k,des的方式来进行。而设计点叶片进口构造角满足β_k,des＝β_des+i_des。i_des为设计点攻角，优选设计点攻角i_des的绝对值取值介于5°至15°之间。

图2给出了利用上述设计方法得到的一种空气涡轮起动机涡轮叶片，满足兼顾涡轮性能和涡轮转子自由运转转速大小的要求。

所述空气涡轮起动机涡轮叶片的三维实体叶片11由N个二维基础叶型10沿涡轮径向通过一定规律积叠而成，例如采用重心积叠的方式，其中，N为自然数，N≥1；当N＝1时，所述涡轮叶片即为沿径向叶型完全相同的直叶片。

每个二维基础叶型10由叶背型线5(吸力面型线)、叶盆型线6(压力面型线)、大致成圆形的前缘3及大致成圆形的尾缘7光顺连接而成。

所述大致成圆形的前缘3具有半径值r_l，r₁介于0.5～0.8mm之间，大致成圆形的尾缘7具有尾缘半径r_t，且r_l与r_t之比r_l/r_t＝0.8-1.05，本实施例中取r_l/r_t＝0.85。所述大致成圆形指半径变化量小于设定的极小正数。

优选的，所述二维基础叶型10采用较小的前缘楔形角4设计，前缘楔性角取值10°～20°，用于增强涡轮叶片在转速超过功率峰值转速后的攻角敏感性。在本实施例中，前缘楔性角4取为15°；

优选的，在叶片几何型线造型时，所述叶背型线5保证光滑连续，且在叶背型线5的前部无遮盖段上存在点P，使得前缘终点至P点间的曲率近似为零，即小于某一设定的极小正数，如图3所示。

此外，优选的，在叶片几何型线造型时，给定的进口构造角1绝对值要小于进口气流角2的绝对值，使在设计点处叶片的攻角i就处于负方向，如图3所示。

参照图3所示，所述二维叶型的出口构造角9绝对值取值在25～40°之间，且出口构造角9绝对值小于进口构造角1绝对值，两者的差值在10°以内。图3中，附图标记8表示相邻叶片的喉部尺寸。

采用数值仿真的方法对本实施例进行验证。如图4所示。可以看到，与原始涡轮相比，采用本发明的设计方法所设计的涡轮能够保持涡轮性能的条件下，较为明显的降低涡轮转子的自由运转转速。由图4可以看到，本实施例的涡轮较原涡轮，自由运转转速从1.49N_脱开降低到1.35N_脱开，降低幅度达到了9.4％。对于本实施例，脱开转速为64000转/分，则本发明实施例能够降低涡轮转子6016转/分，效果明显。当需要得到更小的自由运转转速时，还可以采用本发明方法进一步深入设计，进一步降低自由运转转速。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种空气涡轮起动机涡轮叶片设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1、根据空气涡轮起动机涡轮设计要求，开展叶片初步设计，并搭建计算模型，对真实起动过程进行计算模拟，根据模拟计算结果确定设计点转速N_des；

步骤2、根据叶片所装配轮盘的最小屈服转速结合设定的设计裕度确定涡轮叶片最大允许自由运转转速N_fm；

步骤3、根据所述设计点转速N_des、所述涡轮叶片最大允许自由运转转速N_fm，优化选择叶片造型参数，重新开展叶片设计，得到优化叶片；

步骤4、利用步骤3得到的优化叶片，进行基于优化叶片的涡轮特性计算，通过模拟起动机涡轮叶片的工作状态计算得到起动过程中的涡轮设计点效率、峰值功率及最大自由运转转速；

步骤5、考察步骤4得到的涡轮设计点效率、峰值功率、最大自由运转转速，如果均满足设计要求，则进一步进行转子强度、振动及寿命计算，若转子的强度、振动及寿命计算结果满足要求，则涡轮叶片设计完成；如果涡轮点效率、峰值功率、最大自由运转转速、转子强度、振动及寿命计算结果有任意一项不满足要求，返回步骤3，重新选择叶片造型参数，进行叶片设计，并再次进行涡轮特性计算分析，直到所述优化叶片满足所有预设条件。

2.根据权利要求1所述一种空气涡轮起动机涡轮叶片设计方法，其特征在于：在步骤1开展叶片初步设计时，采用常规涡轮叶片设计方法，根据空气涡轮起动机的性能需求进行设计，以确定包括涡轮叶片通道平均中径及叶片高度在内的叶片设计参数。

3.根据权利要求2所述一种空气涡轮起动机涡轮叶片设计方法，其特征在于：在步骤1开展叶片初步设计时，选择相对较大的涡轮叶片通道平均中径及较小的叶片高度。

4.根据权利要求2或3所述一种空气涡轮起动机涡轮叶片设计方法，其特征在于：步骤1中对真实起动过程进行计算模拟时，考察涡轮转子从零转速一直加速到正常脱开转速下的涡轮气动性能，统计叶片进口气流角β、进口攻角i，功率P及其对应的转速参数，确定进口攻角i＝0时的转速作为设计点转速N_des，并确定此转速下的进口气流角β_des。

5.根据权利要求4所述一种空气涡轮起动机涡轮叶片设计方法，其特征在于：步骤3中优化选择叶片造型参数的过程，是通过增大转子平均中径、降低叶片高度和/或调整设计点叶片进口构造角β_k,des的方式来进行的，其中设计点叶片进口构造角满足β_k,des＝β_des+i_des，i_des为设计点攻角，其绝对值取值介于5°至15°之间。

6.一种空气涡轮起动机涡轮叶片，其特征在于：所述空气涡轮起动机涡轮叶片的三维实体叶片由N个二维基础叶型沿涡轮径向通过一定规律积叠而成，N为自然数，N≥1；当N＝1时，所述涡轮叶片即为沿径向叶型完全相同的直叶片；

每个二维基础叶型由叶背型线、叶盆型线、大致成圆形的前缘及大致成圆形的尾缘光顺连接而成；所述大致成圆形指半径变化量小于设定的极小正数；

所述大致成圆形的前缘具有半径值r_l，r₁介于0.5～0.8mm之间，大致成圆形的尾缘7具有尾缘半径r_t，且r_l与r_t之比r_l/r_t＝0.8-1.05；

所述二维基础叶型采用较小的前缘楔形角设计，前缘楔性角取值10°～20°；

所述叶背型线保证光滑连续，且在叶背型线的前部无遮盖段上存在点P，使得前缘终点至P点间的曲率近似为零，所述近似为零指小于某一设定的极小正数；

所述二维基础叶型进口构造角绝对值要小于进口气流角的绝对值，使在设计点处叶片的攻角处于负值；

所述二维基础叶型的出口构造角取值在25～40°之间，且出口构造角绝对值小于进口构造角绝对值，两者的差值在10°以内。

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