CN115111003A - 一种匹配大弯管的涡轮导向器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种匹配大弯管的涡轮导向器，包括大弯管和涡轮导向器，大弯管包括内环和外环，内环和外环构成环形通道，涡轮导向器设置在环形通道内，涡轮导向器包括若干沿圆周方向间隔相同的角度均匀设置在环形通道内的冷却叶片，冷却叶片的前缘型线为倾斜的直线，与竖直方向成夹角，夹角范围为0至12°之间。本发明可有效地匹配回流燃烧室结构，降低弯管连接处的流动损失，提高整机性能；本发明可适应涡轮进口的气流温度、压力等的分布特性，叶片具有良好的冷却和气动性能，提高叶片寿命，提高发动机可靠性；本发明的叶片具有更好的气动性能、冷却性能，有效地降低流动损失，提高叶片耐温程度，极大地改善了涡轮导向器的综合性能。

Description

一种匹配大弯管的涡轮导向器

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，特别涉及一种匹配大弯管的涡轮导向器。

背景技术

航空发动机动机从结构上可分为压气机、燃烧室及涡轮三大部件，气流在压气机中增压进入燃烧室中燃烧，最后进入涡轮膨胀做功，产生飞机需要的动力。涡轮作为三大部件之一，其主要功能是提取流体工质中的能量并通过旋转方式输出机械功，燃气涡轮发动机及航空辅助动力装置中。

当前燃气涡轮发动机的一大发展趋势，是逐渐向更高功重比，更高的热力循环参数，结构更紧凑的方向发展，为了提高发动机输出功率，降低发动机重量，涡轮前的温度及单级涡轮膨胀比不断提高。在小型燃气涡轮发动机及航空辅助动力装置中，出于结构紧凑的考虑，一般采用离心压气机、环形回流燃烧室及轴流或向心涡轮的核心机结构布局。对于膨胀比超过3.0时的单级轴流涡轮，涡轮导向器及转子流道内均可能处于跨音速甚至超音速流动状态，涡轮叶栅通道内存在很强的激波，且由于涡轮与回流燃烧室存在结构上的高度差，导致两者交接处的流动损失较大；同时由于涡轮前温度的增加，超过了涡轮导向器材料的承温限制，需对涡轮导向器进行冷却，这一方面增加了涡轮导向器叶片的叶型及尾缘厚度，导致了尾迹及摩擦损失的增加；另一方面，在导叶叶栅通道内存在着超音速激波损失及冷气掺混损失，使得导叶出口参数变化剧烈，叶栅槽道内的二次流强度增加，导致导叶二次流动损失相对较大，影响涡轮效率的提升。

另外，由于燃气从回流燃烧室流出进入涡轮时，气流方向存在接近180度的转折角，且燃烧室出口气流本身具备一定的分布特性，导致气流的温度分布及气流角分布变化较为剧烈，流道中温度呈现出上高下低的特点，从而导致气流马赫数及压力梯度极不均匀，增大了叶栅通道中的损失；此外，由于温度分布的不均匀，通常希望能有更多的冷气分布在叶片上半部分，增加了涡轮导向器的叶型及冷却结构的设计难度。

现有技术方案中，涡轮导向器通常采用简单直叶片或者小角度弯扭的叶型设计，使得涡轮导向器不能很好地匹配来流条件，叶片控制二次流的能力较弱，流动损失较大。其次，涡轮导向器与回流燃烧室的连接弯管设计较为简单，没有精细地设计和分析弯管尺寸、曲率等对涡轮性能的影响，且没有对该弯管流道进行优化，在弯管拐角处存在流动分离，导致流动损失较大。此外，小功率燃气涡轮发动机的涡轮导向器通常采用不冷却设计，使得涡轮前最大温度较低，影响发动机功重比的提高及使用范围。

发明内容

针对上述问题，本发明提出一种匹配大弯管的涡轮导向器。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种匹配大弯管的涡轮导向器，包括大弯管和涡轮导向器；

所述大弯管包括内环和外环，所述内环和外环构成环形通道；

所述涡轮导向器设置在环形通道内；

所述涡轮导向器包括若干沿圆周方向间隔相同的角度均匀设置在环形通道内的冷却叶片；

所述冷却叶片的前缘型线为倾斜的直线，与竖直方向成夹角，所述夹角范围为0至12°之间。

优选的，所述大弯管呈U形结构，远离涡轮导向器的一端固定连接有回流燃烧室。

优选的，所述大弯管远离回流燃烧室的一端安装有转子，所述转子位于环形通道出口处，且位于冷却叶片一侧。

优选的，所述冷却叶片在径向上采用尾缘积叠，所述尾缘采用直线型线。

优选的，所述大弯管从回流燃烧室出口到涡轮导向器进口的环形通道截面积逐渐缩小。

优选的，所述冷却叶片设置有呈弧形结构有叶尖、叶中和叶根，所述叶根、叶中和叶尖的半径逐渐增大。

优选的，所述冷却叶片的前缘半径的变化范围为2.70至3.05mm。

优选的，所述冷却叶片的截面由若干叶型构成，所述叶型由叶缘、叶背、叶盆和尾缘构成，所述叶型内还设置有冷气腔和冷气缝，所述冷气缝设置在冷却叶片尾缘部位。

优选的，相邻所述冷却叶片的叶盆与叶背之间构成叶栅通道，所述叶珊通道的内切圆半径沿环形通道的气流流动方向先减小后增大。

优选的，所述冷却叶片前缘采用大进口构造角。

优选的，冷气腔的截面的内切圆半径从前缘到尾缘先增大后减小。

优选的，所述冷气腔内还设置有冲击管，所述冲击管表面开设有若干通孔。

优选的，所述冷气腔设置有冷却出口，且通过冷却出口与叶珊通道连通。

本发明的有益效果：

1、本发明可有效地匹配回流燃烧室结构，降低弯管连接处的流动损失，提高整机性能；

2、本发明可适应涡轮进口的气流温度、压力等的分布特性，叶片具有良好的冷却和气动性能，提高叶片寿命，提高发动机可靠性；

3、本发明的叶片具有更好的气动性能、冷却性能，有效地降低流动损失，提高叶片耐温程度，极大地改善了涡轮导向器的综合性能。

本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了本发明的一种匹配大弯管的涡轮导向器的结构示意图；

图2示出了涡轮导向器与大弯管的连接示意图；

图3示出了大弯管的局部结构示意图；

图4示出了大弯管结构中的气流流场示意图；

图5示出了涡轮导向器轴向弦长前尾缘型线示意图；

图6示出了冷却叶片的主视图；

图7示出了冷却叶片的仰视图；

图8示出了冷却叶片前缘半径变化规律图；

图9示出了冷却叶片的实体结构图；

图10示出了冲击管三维示意图；

图11示出了冷却叶片进口构造角示意图；

图12示出了冷却叶片中截面内切圆半径变化规律图；

图13示出了涡轮导向器叶片二维叶型收敛通道示意图；

图14示出了尾缘劈缝示意图。

图中：1、回流燃烧室；2、大弯管；201、内环；202、外环；3、涡轮导向器；4、转子；5、冷却叶片；501、叶尖；502、叶中；503、叶根；504、冷气腔；505、冷气缝；506、冷却出口；6、冲击管；601、扰流柱。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种匹配大弯管的涡轮导向器，如图1所示，包括大弯管2和涡轮导向器3；

大弯管2包括内环201和外环202，内环201和外环202构成环形通道；

涡轮导向器3设置在环形通道内；

涡轮导向器3包括若干沿圆周方向间隔相同的角度均匀设置在环形通道内的冷却叶片5；

冷却叶片5的前缘型线为倾斜的直线，与竖直方向成夹角，夹角范围为0至12°之间。

进一步地，大弯管2呈U形结构，远离涡轮导向器3的一端固定连接有回流燃烧室1。

需要说明的是，由于回流燃烧室1位置在涡轮的正上方，回流燃烧室1流出的高温高压燃气需要进行约180度的气流转向，燃气在回流燃烧室1和涡轮连接的拐角处极易产生流动分离，增加涡轮进口的流动损失。

需要说明的是，如图2所示，大弯管2与涡轮导向器3连接。

进一步地，大弯管2远离回流燃烧室1的一端还安装有转子4，转子4位于环形通道出口处，且位于冷却叶片5一侧。

进一步地，如图5所示，冷却叶片5在径向上采用尾缘积叠，尾缘采用直线型线。

需要说明的是，一般来说，为方便冷却叶片5加工后能有效地调整叶片喉部面积大小，一般可直接对叶片尾缘进行切割，因此叶片在径向上采用尾缘积叠，即以叶片尾缘圆心为基准在径向上积叠。所以，从图5中可看到叶片尾缘的型线为竖直线。而叶片前缘型线为倾斜的直线，与竖直方向成α角，α角范围介于为0～12°之间，数值越大，叶片往前倾斜的越严重，在本实施例中α＝8。

采用冷却叶片5前缘前倾主要可解决以下问题：一是由于涡轮导向器3的外环202型线曲率比内环201更大，在冷却叶片5上端的气流不稳定性更剧烈，采用冷却叶片5前倾可使冷却叶片5上部分提前接触气流，并提前对气流进行良好地组织，从而降低流动损失；二是由于冷却叶片5顶部要保持与冷却叶片5根部相近的负荷，故冷却叶片5顶部叶型要采用更长的弦长来满足，且采用冷却叶片5尾缘积叠，故冷却叶片5顶部的叶型轴向弦长也更长，表现出来是冷却叶片5整个前倾。

进一步地，如图3所示，大弯管2从回流燃烧室1出口到涡轮导向器3进口的环形通道截面积逐渐缩小。

需要说明的是，对于连接回流燃烧室1和涡轮的大弯管2进行优化设计，采用多点样条曲线，使得弯管型线在每一处都连续。此外，弯管从回流燃烧室1出口到涡轮导向器3进口的环形通道面积逐渐缩小，即有A1＞A2＞A3，A1：A2：A3＝1.63：1.26：1，增加气流的动能，从而增加气流的抗分离能力，减小流动损失，并对气流进行适当地加速，减轻下游涡轮的负荷。

需要说明的是，图4所示为本实例设计的弯管结构中的气流流场示意图，可见气流在弯管中流动均匀，无分离现象。

进一步地，冷却叶片5设置有呈弧形结构有叶尖501、叶中502和叶根503，叶根503、叶中502和叶尖501的半径逐渐增大。

需要说明的是，为了布置涡轮导向器3冷却结构，在设计涡轮导向器3时采用变截面设计，且冷却叶片5前缘半径较大。由于回流燃烧室1出口气流特性分布呈现一定的规律，通常气流在靠近外环区域，即60～90％区域具有更高的温度和更剧烈的气流角变化。为了便于冷却叶片5内部冷却的布置，以及针对性的提高叶片冷却效果，适应来流气流角的变换，涡轮导向器3设计采用叶型由叶根到叶尖501逐渐增大的设计。

进一步地，冷却叶片5的前缘半径的变化范围为2.70至3.05mm。

如图6所示，本实例中叶根中尖前缘半径分别取2.75mm，2.875mm和3.0mm。

如图7所示，为冷却叶片5仰视图(从叶根503往叶尖501方向看)，其中冷却叶片5前缘半径从叶根503到叶尖501的变化规律见图7。所述叶片采用“冲击+扰流柱+边劈缝”的组合冷却形式，在叶片内部布置冲击管6、多个绕流柱601和边劈缝。

图8为冷却叶片5前缘半径变化规律，从图中可知，从叶根503到叶尖501的半径变化是逐渐增大的。

图10为冲击管6的三维示意图，冷却叶片5尾缘半径通常越小，对气流流动损失更有利，越小的尾缘半径其损失也越小，但由于受到铸造工艺的和冷却布置的限制，尾缘半径会保持在某数值之上，本实施案例中，冷却叶片5尾缘半径均为0.475mm，便于加工。

进一步地，冷却叶片5的截面由若干叶型构成，叶型由叶缘、叶背、叶盆和尾缘构成，叶型内还设置有冷气腔504和冷气缝505，冷气缝505设置在冷却叶片5尾缘部位。

需要说明的是，从附图9可以看出冷却叶片5的实体结构，且冷气缝505设置在沿叶高10～90％区域。

进一步地，相邻冷却叶片5的叶盆与叶背之间构成叶栅通道，叶珊通道的内切圆半径沿环形通道的气流流动方向先减小后增大，冷气腔504设置有冷却出口506，且通过冷却出口506与叶珊通道连通。

需要说明的是，如图12所示，在设计叶型时，要求设计的叶型型线光滑且曲率连续。从图12中可知，叶型可以看做是无数个内切圆组成，而内切圆的半径变化则反映出叶型的设计规律。本发明中涉及的涡轮为跨音速涡轮，气流在涡轮导向器3中需要快速加速至跨音速。为加快气流的加速性，则需要增大涡轮导向器3叶栅的收敛度。因此，设计本发明涡轮导向器3时，前缘至尾缘内切圆的半径是先迅速增大至最大圆，而后快速减小，直至尾缘。叶珊通道的内切圆则是先减小至最小圆，然后增大至最大圆。本发明采取的设计思路是让叶栅型线在喉部前快速收缩，可使气流在到达喉部之前，有较好的加速性，极大的增强了涡轮导向器3做功能力。

进一步地，冷却叶片5前缘采用大进口构造角。

需要说明的是，如图11所示，由于回流燃烧室1流出的气流，进入涡轮导向器3时，气流接近于轴向，但仍有一定的气流预旋，若不能很好的设计冷却叶片5前缘则容易造成流动分离，从而增大损失。在常规设计中，将叶型进口构造角设计成90度(构造角定义为前缘额线与叶型中弧线夹角)。在本发明实施中，来流气流的预旋角为125度，与轴向形成约35度的夹角，在设计冷却叶片5前缘时，为更好适应来流气流，采用大进口构造角设计，将冷却叶片5进口构造角设计成约125度，使冷却叶片5与气流接近于0攻角(攻角＝进口构造角－来流气流角)，可使气流流动损失最低。

进一步地，冷气腔504的截面的内切圆半径从前缘到尾缘先增大后减小。

进一步地，冷气腔504内还设置有冲击管6，冲击管6上设置有扰流柱601。

如图13所示，叶型主要由前缘、叶盆、叶背及尾缘构成，图中叶型由冷却叶片5的内切圆构成，前缘半径由小变为最大，然后一直减小至尾缘，其中凹处为叶盆，凸处为叶背，相邻冷却叶片5的内切圆构成槽道。本发明冷却叶片5采用收缩叶型设计，图中槽道圆的大小表征了整个叶栅通道的收敛情况，本发明槽道圆大小急剧减小至厚度尺寸，采用了较大的收敛度来加速气流。冷却叶片5的喉部位置位于冷却叶片5出口尾缘处(即最小圆位置)，因此，沿流动方向气流通道面积总是逐渐减小的，即进口L1尺寸最大。在气流进入涡轮导向器3冷却叶片5通道后，抵达冷却叶片5喉部之前，流动速度是一直增加的，并且在喉部处达到临界马赫数，而后，当流体流出冷却叶片5喉部后，由于流通面积的突然增加，可以在斜切口位置继续膨胀加速。最终使得气流在进入下游转子4冷却叶片5前缘时的马赫数可以达到1.0左右。涡轮导向器3出口马赫数高，能提高气流的做功能力，增加涡轮的输出功，因此，基于此设计可以增加涡轮的做功量。

如图14所示，冷却叶片5上布置有供冷气流出的冷气缝505，冷气缝505是在叶片二维叶型的基础上，根据尾缘冷气出流及结构强度的需求，对冷却叶片5尾缘进行局部修型而来。在二维叶型上，冷气缝505起始位置位于整个冷却叶片5线长的13.5％处。同时，为了满足冷却叶片5内部冷却结构的设计，采用较大的叶型厚度设计。叶型厚度定义为从叶型叶背处任一点向叶盆做垂线，连接叶背面与叶盆面之间的垂线段的长度即定义为冷却叶片5叶型的厚度。将叶型最大厚度Cmax与冷却叶片5弦长b的比值定义为相对厚度。Cmax值越小，说明叶型约狭长，Cmax越大，叶型越肥大。通常Cmax取值范围为0.1～0.3之间，在本实施例中，叶型根、中、尖的相对厚度Cmax/b分别为0.216，0.212和0.203。此外，为了减少气流流出冷却叶片5时的流动损失，则冷却叶片5尾缘半径R2越小越好，但受限于加工水平的约束，尾缘半径过小则会出现无法加工。因此，尾缘半径R2通常在0.2mm以上，本实例中，为了满足尾缘冷气缝505的布置，取尾缘半径均为0.475mm。

需要说明的是，本发明能有效降低涡轮与燃烧室连接处的流动损失。同时通过优化涡轮导向器3叶片叶型设计，合理给出叶片型线分布规律，采用叶片前倾及叶型前缘大钝头，以匹配流道中温度上高下低及上流道区域气流角变化大的特点，在满足叶片内部冷却结构的布置需求的前提下，降低高马赫数下的涡轮导向器3压力损失，保证涡轮性能的前提下，提高发动机功重比。

本发明中的涡轮导向器3由多个冷却叶片5、大弯管2、内环201及外环202构成。外环202及内环201绕发动机轴线对称，构成环形气流通道，所述环形气流通道从侧视图看大体成倒U型(包含回流燃烧室1)，即气流在回流燃烧室1内向左流动，而后径向流入大弯管2，最后向右轴向流入3涡轮导向器，构成了从回流燃烧室1到涡轮导向器3约180°的转折角。

尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (13)

1.一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，包括大弯管(2)和涡轮导向器(3)；

所述大弯管(2)包括内环(201)和外环(202)，所述内环(201)和外环(202)构成环形通道；

所述涡轮导向器(3)设置在环形通道内；

所述涡轮导向器(3)包括若干沿圆周方向间隔相同的角度均匀设置在环形通道内的冷却叶片(5)；

所述冷却叶片(5)的前缘型线为倾斜的直线，与竖直方向成夹角，所述夹角范围为0至12°之间。

2.根据权利要求1所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述大弯管(2)呈U形结构，远离涡轮导向器(3)的一端固定连接有回流燃烧室(1)。

3.根据权利要求2所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述大弯管(2)远离回流燃烧室(1)的一端安装有转子(4)，所述转子(4)位于环形通道出口处，且位于冷却叶片(5)一侧。

4.根据权利要求1所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述冷却叶片(5)在径向上采用尾缘积叠，所述尾缘采用直线型线。

5.根据权利要求2所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述大弯管(2)从回流燃烧室(1)出口到涡轮导向器(3)进口的环形通道截面积逐渐缩小。

6.根据权利要求1所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述冷却叶片(5)设置有呈弧形结构有叶尖(501)、叶中(502)和叶根(503)，所述叶根(503)、叶中(502)和叶尖(501)的半径逐渐增大。

7.根据权利要求1所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述冷却叶片(5)的前缘半径的变化范围为2.70至3.05mm。

8.根据权利要求1所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述冷却叶片(5)的截面由若干叶型构成，所述叶型由叶缘、叶背、叶盆和尾缘构成，所述叶型内还设置有冷气腔(504)和冷气缝(505)，所述冷气缝(505)设置在冷却叶片(5)尾缘部位。

9.根据权利要求8所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，相邻所述冷却叶片(5)的叶盆与叶背之间构成叶栅通道，所述叶珊通道的内切圆半径沿环形通道的气流流动方向先减小后增大。

10.根据权利要求1－9任一项所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述冷却叶片(5)前缘采用大进口构造角。

11.根据权利要求8所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述冷气腔(504)的截面的内切圆半径从前缘到尾缘先增大后减小。

12.根据权利要求8所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述冷气腔(504)内还设置有冲击管(6)，所述冲击管(6)上设置有扰流柱(601)。

13.根据权利要求9所述的一种匹配大弯管的涡轮导向器，其特征在于，所述冷气腔(504)设置有冷却出口(506)，且通过冷却出口(506)与叶珊通道连通。

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