CN118088270A - 一种大转差反转燃气涡轮 - Google Patents
一种大转差反转燃气涡轮 Download PDFInfo
- Publication number
- CN118088270A CN118088270A CN202410264907.2A CN202410264907A CN118088270A CN 118088270 A CN118088270 A CN 118088270A CN 202410264907 A CN202410264907 A CN 202410264907A CN 118088270 A CN118088270 A CN 118088270A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- turbine
- rotor
- runner
- ratio
- gas turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 31
- 230000004323 axial length Effects 0.000 claims description 11
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000009194 climbing Effects 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 238000009795 derivation Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明公开了一种大转差反转燃气涡轮，属于航空发动机技术领域，该一种大转差反转燃气涡轮，包括流道结构、第一涡轮结构和第二涡轮结构，所述流道结构具有设置于所述第一涡轮结构和第二涡轮结构之间的过渡区段，且在所述过渡区段和第二导向结构区段，所述流道结构的内流道型线和外流道型线构成连续曲线。通过采用流道结构的过渡区段和第二涡的导向结构一体化的设计，省去了一排叶片，能够大幅度提高第一涡轮结构、第二涡轮结构之间过渡区段的紧凑性，减少导向叶片等零件的数目以提高可靠性和维护性，并在一定程度上减轻了涡轮部件重量，提高了涡轮部件的总体性能，并在一定程度上降低高低压涡轮间的大扩张角过渡段的设计难度。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种大转差反转燃气涡轮。
背景技术
传统常规双转子发动机涡轮可以由单级或多级构成，每一级由静子和转子组成，涡轮的所有转子均在朝同一方向旋转并输出功率，其导叶的主要作用是使工质气流拐弯，并使其膨胀加速；这种设计在某种程度上会降低发动机性能，必须进行气动折衷；现有的三转子发动机涡轮，过渡段一般在低压涡轮后、动力涡轮前，过渡段通常采用带常规支板设计，该种设计增加了涡轮部件轴向长度及重量，不利于涡轮部件性能提高；还有一种是过渡段与动力涡轮一导集成设计，这可以缩短轴向长度但是难以满足动力涡轮高效率设计。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大转差反转燃气涡轮，以解决上述背景技术中提出的现有航空发动机涡轮结构。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种大转差反转燃气涡轮，包括：
流道结构，包括内流道和设置于内流道径向外侧的外流道；
第一涡轮结构，包括第一导向结构和第一转子结构；
第二涡轮结构，设置于所述第一涡轮结构的下游，并包括第二导向结构和第二转子结构，所述第一转子结构和第二转子结构均包括成环形阵列设置的多个转子叶片，所述第一导向结构和第二导向结构均设置于所述内流道和外流道之间，并包括多个成环形阵列设置的导向叶片；
所述流道结构具有设置于所述第一涡轮结构和第二涡轮结构之间的过渡区段，且在所述过渡区段和第二导向结构区段，所述流道结构的内流道型线和外流道型线构成连续曲线。
优选的，所述第一转子结构和第二转子结构的转向相反，且第一转子结构和第二转子结构的转速比值在1.8～2.0之间，所述第一涡轮结构和第二涡轮结构的膨胀比比值在1.8～2.2之间，第一涡轮结构和第二涡轮结构的出功比在2.6～3.0之间。
优选的，在所述过渡区段，所述流道结构的进口端面积和出口端面积比值大于1.3。
优选的，在所述过渡区段和第二导向结构区段，所述流道结构的进口端面积和出口端面积比值大于1.3。
优选的，所述过渡区段的轴向长度和所述第一转子结构中转子叶片的径向高度比值小于2.0，所述第二导向结构中导向叶片的轴向弦长和第一涡轮结构中转子叶片轴向弦长的比值为2.5～3.5。
优选的，多个所述导向叶片包括大叶片构件和小叶片构件，所述大叶片构件的厚度和小叶片构件厚度的比值大于2，且所述大叶片构件和小叶片构件的轴向长度相等。
优选的，所述第一涡轮结构和第二涡轮结构的轴向间距为所述第一转子结构中转子叶片中部轴向弦长的1.5～2.0倍。
优选的，所述述第二涡轮结构中转子叶片的径向高度在65～75mm之间，轮毂比在0.7～0.8之间。
优选的，所述第二涡轮结构的进口端和出口端的直径比在0.8～0.9之间，且第二涡轮结构中转子叶片数为导向叶片数的3.5～4.5倍。
优选的，所述第二涡轮结构的出口端气流角大于75°。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本申请通过在第一涡轮结构和第二涡轮结构之间设计和第二导向结构一体化设计的过渡区段，通过采用流道结构的过渡区段和第二涡的导向结构一体化的设计，省去了一排叶片，能够大幅度提高第一涡轮结构、第二涡轮结构之间过渡区段的紧凑性，减少导向叶片等零件的数目以提高可靠性和维护性，并在一定程度上减轻了涡轮部件重量，提高了涡轮部件的总体性能，并在一定程度上降低高低压涡轮间的大扩张角过渡段的设计难度。
附图说明
图1为流道结构示意图一；
图2为流道结构示意图二；
图3为涡轮叶中截面示意图。
图中：
100、第一涡轮结构； 101、第一转子结构； 102、第一导向结构；
200、第二涡轮结构； 201、第二转子结构； 202、第二导向结构；
300、导向叶片； 301、转子叶片；
400、流道结构；400a、过渡区段；401、外流道；402、内流道。
具体实施方式
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、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。
一种大转差反转燃气涡轮(以下简称燃气涡轮)，参照图1-图3，具有流道结构400、第一涡轮结构100和第二涡轮结构200，其中第一涡轮结构100构成为燃气涡轮中的高压涡轮部，第二涡轮结构200构成为燃气涡轮的低压涡轮部，且第一涡轮结构100为燃气涡轮的上游端，第二涡轮结构200为燃气涡轮的下游端，在燃气涡轮的工作过程中，燃气由第一涡轮结构100的进气口流入，沿流道结构400依次流经第一涡轮结构100和第二涡轮结构200后从第二涡轮结构200的出口端流出，在后续描述中，某部件的出口端指该部件的下游端口，进口端指该部件的上游端口，具体的，上述流道结构400具有内流道402和外流道401，其中外流道401设置于内流道402的径向外侧，并在内流道402和外流道401之间形成燃气流通通道，对应地，上述第一涡轮结构100和第二涡轮结构200均包括顺序设置的导向结构和转子结构，即在第一涡轮结构100和第二涡轮结构200中，导向结构位于转子结构的上游，在一些实施例中，上述导向结构包括设置于内流道402和外流道401之间的多个导向叶片300，多个导向叶片300成环形阵列分布并构成为内流道402和外流道401的连接结构，在一些实施例中，多个导向叶片300包括大叶片构件和小叶片构件(图中未示出)，示例性地，例如包括12～14个小叶片构件和2～4个大叶片构件，其中大叶片构件的厚度和小叶片构件厚度的比值大于2，并具有相当的轴向长度，在一些实施例中，上述大叶片构件和小叶片构件均为空心结构，在一些实施例中，上述大叶片构件和小叶片构件的展弦比均小于0.5，且气流转折角在35°～45°之间，回到图1和2,转子结构配置为可围绕燃气涡轮轴线O转动并具有多个转子叶片301，多个转子叶片301成环形阵列分布且转子叶片301的径向外端延伸至外流道401位置，即上述转子结构设置于流道结构400的外流道401内，且流道结构400的内流道402在转子结构位置形成中断，即流道结构400的内流道402的型线构成不连续曲线，以使转子叶片301能够转动，为了进行区分，在后续描述中，将构成第一涡轮结构100的转子结构和导向结构分别记为第一转子结构101和第一导向结构102，构成第二涡轮结构200的转子结构和导向结构分别记为第二转子结构201和第二导向结构202，在一些实施例中，第一转子结构101和第二转子结构201的转向相反，且第一转子结构101和第二转子结构201转速比值在1.8～2.0之间，同时第一涡轮结构100和第二涡轮结构200膨胀比比值在1.8～2.2之间，且第一涡轮结构100和第二涡轮结构200的出功比在2.6～3.0之间，此时由于第一转子结构101和第二转子结构201分别装配于不同轴上，每根轴能够以最高效率点工作，减少了在速度和功率上的不必要的权衡，不需要进行气动设计折衷，同时第一转子结构101和第二转子结构201的旋转方向相反，位于下游的第二涡轮结构200能够充分利用上游第一涡轮结构100出口气流产生的预旋做功，以减小下游级导叶的转折角，从而减少下游第二涡轮结构200中的导向叶片300的数目，且导向叶片300数的减少或取消，将会提高涡轮的效率。
在一些实施例中，上述流道结构400具有设置于第一涡轮结构100和第二涡轮结构200之间的过渡区段400a，该过渡区段400a和第二涡轮结构200的第二导向结构202构成为一体化设置，即流道结构400中内流道402型线和外流道401型线在过渡区段400a和第二导向结构202区段(即流道结构400中与过渡区段400a和第二涡轮结构200相对应的位置)构成连续曲线，通过采用流道结构的过渡区段和第二涡的导向结构一体化的设计，省去了一排叶片，能够大幅度提高第一涡轮结构、第二涡轮结构之间过渡区段的紧凑性，减少导向叶片等零件的数目以提高可靠性和维护性，并在一定程度上减轻了涡轮部件重量，提高了涡轮部件的总体性能，并在一定程度上降低高低压涡轮间的大扩张角过渡段的设计难度，在一些实施例中，上述过渡区段400a的爬升角在15°～20°之间，具体的，在过渡区段400a，流道结构400的内流道402型线和外流道401型线与燃气涡轮轴线的夹角均在15°～20°之间，在优选示例中，在过渡区段400a，流道结构400的外流道401型线和燃气涡轮轴线夹角大于内流道402型线和燃气涡轮轴线夹角，回到图1和2,在一些示例中，在过渡区段400a中，流道结构400的出口端和进口端的截面积比值大于1.3，在另一些实施例中，在过渡区段400a和第二导向结构202区段，流道结构400的出口端和进口端的截面积比值大于1.3；在一些示例中，上述过渡区段400a的轴向长度和第一转子结构101中转子叶片301的径向高度的比值小于2.0，同时在该示例中，第二涡轮结构200中第二导向结构202的大叶片构件和小叶片构件的轴向弦长(即轴向方向上叶片前缘到尾缘的长度)为第一涡轮结构100中转子叶片301中部轴向弦长的2.5～3.5倍。
在一些实施例中，上述第一涡轮结构100和第二涡轮结构200的轴向间距(即过渡区段400a的轴向长度)为第一涡轮结构100的转子结构(即第一转子结构101)中转子叶片301中部(径向方向上)轴向弦长的1.5～2.0倍，
在一些实施例中，上述第二涡轮结构200的轴向长度为第一涡轮结构100轴向长度的1.5～2.5倍。
在一些实施例中，在第一涡轮结构100区段，流道结构400沿燃气流动的反方向(即下游端向上游端方向)成扩张状态，示例性地，在第一涡轮结构100位置，流道结构400的扩张角为7～9°，在一些示例中，在第一涡轮结构100位置，上述流道结构400的内流道402型线和外流道401型线与燃气涡轮轴线的夹角在3.5～4.5之间。
在一些实施例中，第二涡轮结构200的进口端和出口端的直径比在0.8～0.9之间，且第二涡轮结构200中转子叶片301数为导向叶片300数的3.5～4.5倍。
在一些实施例中，上述第二涡轮结构200的出口端气流角大于75°，且出口端马赫数小于0.4，以为下游提供更好的进口条件，进而为下游动力涡轮的气动性能设计提供更好的设计基础。
在一些实施例中，上述第二涡轮结构200中转子叶片301的径向高度在65～75mm之间，轮毂比在0.7～0.8之间。
在一些实施例中，第一涡轮结构100的压比和第二涡轮结构200的压比比值大于2，即上述燃气涡轮采用高压负荷重且低压负荷轻的设计，以利于核心机派生及系列化发展不同功率等级的发动机。
在本发明的描述中，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本发明中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本发明中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行组合。
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 (10)
1.一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于，包括：
流道结构，包括内流道和设置于内流道径向外侧的外流道；
第一涡轮结构，包括第一导向结构和第一转子结构；
第二涡轮结构，设置于所述第一涡轮结构的下游，并包括第二导向结构和第二转子结构，所述第一转子结构和第二转子结构均包括成环形阵列设置的多个转子叶片，所述第一导向结构和第二导向结构均设置于所述内流道和外流道之间，并包括多个成环形阵列设置的导向叶片；
所述流道结构具有设置于所述第一涡轮结构和第二涡轮结构之间的过渡区段，且在所述过渡区段和第二导向结构区段，所述流道结构的内流道型线和外流道型线构成连续曲线。
2.根据权利要求1所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：所述第一转子结构和第二转子结构的转向相反，且第一转子结构和第二转子结构的转速比值在1.8～2.0之间，所述第一涡轮结构和第二涡轮结构的膨胀比比值在1.8～2.2之间，第一涡轮结构和第二涡轮结构的出功比在2.6～3.0之间。
3.根据权利要求1所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：在所述过渡区段，所述流道结构的进口端面积和出口端面积比值大于1.3。
4.根据权利要求1所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：在所述过渡区段和第二导向结构区段，所述流道结构的进口端面积和出口端面积比值大于1.3。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：所述过渡区段的轴向长度和所述第一转子结构中转子叶片的径向高度比值小于2.0，所述第二导向结构中导向叶片的轴向弦长和第一涡轮结构中转子叶片轴向弦长的比值为2.5～3.5。
6.根据权利要求1所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：多个所述导向叶片包括大叶片构件和小叶片构件，所述大叶片构件的厚度和小叶片构件厚度的比值大于2，且所述大叶片构件和小叶片构件的轴向长度相等。
7.根据权利要求1-4中任一项所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：所述第一涡轮结构和第二涡轮结构的轴向间距为所述第一转子结构中转子叶片中部轴向弦长的1.5～2.0倍。
8.根据权利要求1所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：所述述第二涡轮结构中转子叶片的径向高度在65～75mm之间，轮毂比在0.7～0.8之间。
9.根据权利要求1所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：所述第二涡轮结构的进口端和出口端的直径比在0.8～0.9之间，且第二涡轮结构中转子叶片数为导向叶片数的3.5～4.5倍。
10.根据权利要求1所述的一种大转差反转燃气涡轮，其特征在于：所述第二涡轮结构的出口端气流角大于75°。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410264907.2A CN118088270A (zh) | 2024-03-08 | 2024-03-08 | 一种大转差反转燃气涡轮 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410264907.2A CN118088270A (zh) | 2024-03-08 | 2024-03-08 | 一种大转差反转燃气涡轮 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN118088270A true CN118088270A (zh) | 2024-05-28 |
Family
ID=91154444
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202410264907.2A Pending CN118088270A (zh) | 2024-03-08 | 2024-03-08 | 一种大转差反转燃气涡轮 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN118088270A (zh) |
-
2024
- 2024-03-08 CN CN202410264907.2A patent/CN118088270A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6338609B1 (en) | Convex compressor casing | |
| JP3578769B2 (ja) | 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ | |
| CA2507972C (en) | Method and apparatus for assembling gas turbine engines | |
| US8419355B2 (en) | Fluid flow machine featuring an annulus duct wall recess | |
| JP5179161B2 (ja) | 複数曲面ステータベーンを含むガスタービンエンジン及びそれを組立てる方法 | |
| JP6001999B2 (ja) | エーロフォイル、圧縮機、ベーン、ガスタービンエンジン、およびステータの列 | |
| JP3564420B2 (ja) | ガスタービン | |
| EP2543818A2 (en) | Subsonic swept fan blade | |
| CA2814090C (en) | Twisted variable inlet guide vane | |
| JP2016109124A (ja) | 漏洩流を制御するための軸流圧縮機端壁処理部 | |
| US11480063B1 (en) | Gas turbine engine with inlet pre-swirl features | |
| US9752439B2 (en) | Gas turbine engine airfoil | |
| CN113153446B (zh) | 一种涡轮导向器及具有其的大膨胀比向心涡轮 | |
| CN1434894A (zh) | 用于弹性流体的轴流式涡轮型转子机械装置 | |
| WO2016129628A1 (ja) | タービン及びガスタービン | |
| JP2010534792A (ja) | 蒸気タービンステージ | |
| US20230243268A1 (en) | Airfoils for gas turbine engines | |
| CN118088270A (zh) | 一种大转差反转燃气涡轮 | |
| EP4023858A2 (en) | Variable vane, gas turbine engine and method for operating a variable vane | |
| JPH10331791A (ja) | 軸流圧縮機用翼およびその翼を適用する軸流圧縮機 | |
| WO2019102231A1 (en) | A flow assembly for an axial turbomachine | |
| CN115585140A (zh) | 一种无轴式高抗空化低幅振动可逆式轴流式流体机械 | |
| JP2004263602A (ja) | 軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落 | |
| US20230417143A1 (en) | Turbine row with diffusive geometry | |
| KR102376903B1 (ko) | 블레이드와 이를 포함하는 압축기 및 가스 터빈 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |