CN112177680B - 一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构，在涡轮叶片吸力面上布置两排减阻凹坑阵列；其中中弦减阻凹坑阵列位于叶片吸力面中弦附近区域，尾缘减阻凹坑阵列位于叶片吸力面尾缘附近区域。带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构可使高速气流通过中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列后能有效贴附在叶片尾缘，减小涡轮级的流动损失。中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列能有效改善涡轮叶片尾缘区域的流动特性，提高涡轮级效率，从而减小发动机油耗。中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列能控制边界层中的微小扰动，增加叶片尾缘附近的边界层厚度，降低下游涡轮叶片前缘部分换热系数，提高了涡轮叶片使用寿命。

Description

一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构
技术领域
本发明涉及航空发动机动力叶片的减阻技术领域，具体地说，涉及一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构。
背景技术
涡轮是航空发动机的重要组成部件，涡轮效率也直接影响着发动机的推重比与油耗率，决定着发动机的性能与效率。涡轮叶栅通道内流动十分复杂，存在多种流动损失，降低了涡轮效率。为了提高涡轮效率，国内外学者针对不同涡轮叶片减阻结构进行了大量的研究。
效率是大多数涡轮机最重要的性能参数，流动损失是影响发动机效率的重要因素。1993年Denton等人(Loss Mechanisms in Turbomachines.Trans Asme Journal ofTurbomachinery,1993,115(4).)研究了发动机各部件中的流动损失及产生原因，并指出在涡轮中，尾迹引起的流动损失占总损失的1/3，而当涡轮叶片中流动处于超音速状态时，这个比例增加到50％。1994年Park等人(Flow alteration and drag reduction by ribletsin a turbulent boundary layer.AIAA Journal,1994,32(1):31-38.)通过实验测量了锯齿形凹槽在涡轮叶片上的减阻效果，结果表明凹槽壁面上的约3/4区域平均剪切应力小于光滑壁面，因此可以达到减小阻力的效果。2000年Lake等人(Low Reynolds number lossreduction on turbine blades with dimples and V-grooves.Aerospace SciencesMeeting&Exhibit.2000.)在美国空军实验室的低速风洞中测量了低雷诺数下带凹坑和V型槽的涡轮叶片边界层流动特性与涡轮损失系数。2012年杨林等人(基于表面"凹槽"与"陷窝"技术的低雷诺数涡轮流动损失控制.航空动力学报,2013(04):893-902.)通过数值计算与实验研究了凹坑与凹槽对低压涡轮叶片的减阻效果。
合理的减阻结构不仅可以有效降低叶片的流动损失，提高涡轮级效率，而且可以有效减小叶片尾迹中的低压区域，降低下游叶片前缘换热系数，提高涡轮叶片的使用寿命。
发明内容
为了减小高压涡轮叶片尾缘部分流动损失，提高涡轮级效率，减少航空发动机油耗，提高飞行器续航能力，同时减小叶片尾缘低压区域，减小叶栅出口湍流度，降低下游叶片前缘的换热系数，减小涡轮叶片热负荷与热应力，提高涡轮叶片使用寿命；本发明提出一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括涡轮叶片、中弦减阻凹坑阵列、尾缘减阻凹坑阵列，其特征在于在涡轮叶片吸力面上布置两排减阻凹坑阵列，其中，中弦减阻凹坑阵列位于叶片吸力面中弦附近区域，尾缘减阻凹坑阵列位于叶片吸力面尾缘附近区域，中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列均与沿流线布置，中弦减阻凹坑阵列位于叶片吸力面上50％～70％范围内，尾缘减阻凹坑阵列位于叶片吸力面上90％～99％范围内中弦减阻凹坑阵列的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列的展向间距P相同，且中弦减阻凹坑阵列展向中线与尾缘减阻凹坑阵列展向中线相互平行；
所述中弦减阻凹坑阵列的深度H取值范围为0.1～0.3mm，中弦减阻凹坑阵列的中截面宽度D取值范围为2.5～3.2mm，中弦减阻凹坑阵列3的展向扩张角α取值范围为26～40°；
所述尾缘减阻凹坑阵列的深度L取值范围为0.2～0.4mm，尾缘减阻凹坑阵列的中截面宽度B取值范围为2.8～3.2mm，尾缘减阻凹坑阵列的展向扩张角β取值范围为26～40°。
所述减阻凹坑阵列的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列的展向间距P相同，其取值范围为4.5～7.5mm；中弦减阻凹坑阵列与尾缘减阻凹坑阵列采用插排布置。
有益效果
本发明提出的一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构，通过在叶片吸力面上布置中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列，达到降低涡轮级压力损失、减小尾迹低压区域的效果。其中中弦减阻凹坑阵列位于叶片吸力面中弦附近区域，尾缘减阻凹坑阵列位于叶片吸力面尾缘附近区域。其中，中弦区域由于逆压梯度的影响使得边界层有分离的趋势，尾缘区域为主流边界层分离区域，因此在该区域布置减阻凹坑结构效果最佳。该结构的特点是型面改变小不会影响涡轮叶片的整体气动性能，凹坑形状易加工且普适性较高，针对不同叶片可调整其结构参数与位置达到更好的减阻效果。高速气流通过减阻凹坑阵列后能够有效贴附在叶片尾缘，减小涡轮级的流动损失。同时减阻凹坑阵列能够有效改善涡轮叶片尾缘区域的流动特性，减小涡轮尾缘部分的流动损失，提高涡轮级效率从而减小发动机油耗，增加飞机续航。
本发明高压涡轮叶片结构作用原理为减阻凹坑阵列能够控制边界层中的微小扰动，减阻凹坑可以有效地控制分离涡的大小，以及边界层在附着的位置；凹坑中的分离涡由于速度较小，可减小当地的叶片表面换热强度，再附着之后可有效增加叶片尾缘附近的边界层厚度，延后叶片尾缘区域边界层分离的位置，从而降低涡轮级压力损失，减小涡轮叶片尾迹中的低压区域。根据关于尾迹的研究表明，更小的尾迹区域可以降低下游涡轮叶片前缘部分换热系数，减小涡轮叶片热负荷与热应力，提高涡轮叶片使用寿命。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构作进一步详细说明。
图1为本发明带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构示意图。
图2为本发明高压涡轮叶片结构的叶片吸力面示意图。
图3为本发明高压涡轮叶片结构的叶片吸力面俯视图。
图4为本发明带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构二维流线分布示意图。
图中
1.涡轮叶片 2.叶片吸力面 3.中弦减阻凹坑阵列 4.尾缘减阻凹坑阵列 5.叶片尾缘
H.中弦减阻凹坑阵列的深度 D.中弦减阻凹坑阵列的中截面宽度
S.中弦减阻凹坑阵列的展向间距 L.尾缘减阻凹坑阵列的深度
B.尾缘减阻凹坑阵列的中截面宽度 P.尾缘减阻凹坑阵列的展向间距
α.中弦减阻凹坑阵列的展向扩张角 β.尾缘减阻凹坑阵列的展向扩张角
具体实施方式
本实施例是一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构。
参阅图1～图4，本实施例带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构的应用是在涡轮叶片吸力面2上布置两排减阻凹坑阵列。其中，中弦减阻凹坑阵列3位于叶片吸力面中弦附近区域，尾缘减阻凹坑阵列4位于叶片吸力面尾缘附近区域。中弦减阻凹坑阵列3和尾缘减阻凹坑阵列4均与沿流线布置，中弦减阻凹坑阵列3位于叶片吸力面2上50％～70％范围内，尾缘减阻凹坑阵列4位于叶片吸力面2上90％～99％范围内。中弦减阻凹坑阵列3的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列4的展向间距P相同，中弦减阻凹坑阵列3和尾缘减阻凹坑阵列4采用插排布置。中弦减阻凹坑阵列3的深度H,取值范围为0.1～0.3mm。尾缘减阻凹坑阵列4的深度L,取值范围为0.2～0.4mm。中弦减阻凹坑阵列3的中截面宽度D取值范围为2.5～3.2mm。尾缘减阻凹坑阵列4的中截面宽度B取值范围为2.8～3.2mm。中弦减阻凹坑阵列3的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列4的展向间距P相同，取值范围为4.5～7.5mm。中弦减阻凹坑阵列的展向扩张角α取值范围为26～40°。尾缘减阻凹坑阵列4的展向扩张角β取值范围为26～40°。
实施例一
本实施例带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构，是通过在叶片吸力面2上布置中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列。其中，中弦减阻凹坑阵列3位于叶片吸力面中弦附近区域，尾缘减阻凹坑阵列4位于叶片吸力面尾缘附近区域。中弦减阻凹坑阵列3和尾缘减阻凹坑阵列4均与沿流线布置，中弦减阻凹坑阵列3位于叶片吸力面2上55％范围内，尾缘减阻凹坑阵列4位于叶片吸力面2上95％范围内。中弦减阻凹坑阵列3的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列4的展向间距P相同，采用插排布置。
中弦减阻凹坑阵列3的深度H取值范围为0.2mm。尾缘减阻凹坑阵列4的深度L取值范围为0.22mm。中弦减阻凹坑阵列3的中截面宽度D取值范围为2.8mm。尾缘减阻凹坑阵列4的中截面宽度B取值范围为3.1mm。中弦减阻凹坑阵列3的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列4的展向间距P相同，取值范围为4.8mm。中弦减阻凹坑阵列3的展向扩张角α取值范围为30°。尾缘减阻凹坑阵列4的展向扩张角β取值范围为30°。
本实施例中，主流出口马赫数较低，进出口落压比较小，因此选取较小的减阻凹坑深度，以减小减阻凹坑本身带来的流动损失，更小的减阻凹坑宽度与扩张角可以有效地保证脱落涡的位置与形状，减小减阻凹坑内的叶片表面换热系数。在低压比涡轮叶栅通道中逆压梯度区提前，因而减阻凹坑阵列排布位置也更加靠前，主流经过减阻凹坑阵列后会使湍流边界层中的涡增强，加厚边界层厚度，使尾缘边界层分离点后移，降低尾缘的流动损失。
实施例二
本实施例带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构，是通过在叶片吸力面2上布置中弦减阻凹坑阵列3和尾缘减阻凹坑阵列。其中，中弦减阻凹坑阵列3位于叶片吸力面中弦附近区域，尾缘减阻凹坑阵列4位于叶片吸力面尾缘附近区域。中弦减阻凹坑阵列3和尾缘减阻凹坑阵列4均与沿流线布置，中弦减阻凹坑阵列3位于叶片吸力面2上60％范围内，尾缘减阻凹坑阵列4位于叶片吸力面2上97％范围内。中弦减阻凹坑阵列3的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列4的展向间距P相同，采用插排布置。
本实施例中，中弦减阻凹坑阵列3的深度H取值范围为0.25mm。尾缘减阻凹坑阵列4的深度L取值范围为0.25mm。中弦减阻凹坑阵列3的中截面宽度D取值范围为3.5mm。尾缘减阻凹坑阵列4的中截面宽度B取值范围为3.5mm。中弦减阻凹坑阵列3的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列4的展向间距P相同，取值范围为6mm。中弦减阻凹坑阵列3的展向扩张角α取值范围为33°。尾缘减阻凹坑阵列4的展向扩张角β取值范围为33°。
本实施例中，主流出口马赫数较高，进出口落压比较大，因此选取较大的减阻凹坑深度，以达到延迟尾缘边界层的分离位置，减小涡轮级压力损失，而更大的减阻凹坑宽度与扩张角可以有效地保证脱落涡的位置与形状，减小减阻凹坑内的叶片表面换热系数。在高压比涡轮叶栅通道中主流气体膨胀更为完全，逆压梯度区靠后，因而减阻凹坑阵列排布位置也更加靠后，主流经过凹坑阵列后会使湍流边界层中的涡增强，加厚边界层厚度，使尾缘边界层分离点后移，降低尾缘的流动损失。

Claims (1)

1.一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构，包括涡轮叶片、中弦减阻凹坑阵列、尾缘减阻凹坑阵列，其特征在于:在涡轮叶片吸力面上布置两排减阻凹坑阵列，其中，中弦减阻凹坑阵列位于叶片吸力面中弦附近区域，尾缘减阻凹坑阵列位于叶片吸力面尾缘附近区域，中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列均沿流线布置，中弦减阻凹坑阵列位于叶片吸力面上50％～70％范围内，尾缘减阻凹坑阵列位于叶片吸力面上90％～99％范围内，中弦减阻凹坑阵列的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列的展向间距P相同，且中弦减阻凹坑阵列展向中线与尾缘减阻凹坑阵列展向中线相互平行；
所述中弦减阻凹坑阵列的深度H取值范围为0.25mm，中弦减阻凹坑阵列的中截面宽度D取值范围为2.5～3.2mm，中弦减阻凹坑阵列(3)的展向扩张角α取值范围为26～40°；
所述尾缘减阻凹坑阵列的深度L取值范围为0.2～0.4mm，尾缘减阻凹坑阵列的中截面宽度B取值范围为2.8～3.2mm，尾缘减阻凹坑阵列的展向扩张角β取值范围为26～40°；
所述中弦减阻凹坑阵列的展向间距S与尾缘减阻凹坑阵列的展向间距P相同，其取值范围为4.5～7.5mm；中弦减阻凹坑阵列与尾缘减阻凹坑阵列采用插排布置。
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