专利名称：一种抑制叶尖气流泄漏的逆向涡流发生器的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及的是一种提高叶轮机效率的抑制叶尖气流泄漏的逆向涡流发生 器，属于叶轮机技术领域。
背景技术：
航空发动机高速旋转时离心力产生的形变、工作时温度变化导致转静子的形变、 轴承的游离、气动载荷、加工和装配工艺等因素的影响，需要在发动机转静子之间预留足够 的叶尖间隙，以免正常工作时转静子相互摩擦。叶尖间隙的存在产生了叶尖气流泄漏，泄漏 流与叶轮通道横向流相互作用，造成泄漏损失，叶轮做功能力下降，效率降低，使发动机性 能恶化。研究表明叶尖间隙泄漏产生的损失占叶轮级损失的1/3 ；涡轮叶尖间隙增加1%， 效率降低1.5%，而耗油率升高3%。对于近年来得到广泛关注和发展的微型发动机来说， 由于尺寸的缩小，制造和装配的难度显著增大，实际工作时叶轮叶尖间隙与叶高比甚至在 10%左右，远大于常规发动机的间隙比1 2%，叶尖间隙对发动机性能的影响更加明显。为了减小叶尖泄漏的不利影响，现代航空发动机采用主动和被动间隙控制。主动 控制通过将风扇或压气机气流引出对机匣或叶片表面进行加热或冷却，使其膨胀或收缩从 而达到控制间隙的目的，但此方法存在热惯性和换热效率不高的问题。被动控制主要采用 机匣和叶尖处理，利用蓖齿封严，这种方法增加了结构的复杂和加工装配的困难。对于微型 发动机来说，在微小面积表面布置复杂的主动控制机构或者蓖齿封严装置很不现实。 发明内容本实用新型提出的是一种抑制叶尖气流泄漏的逆向涡流发生器，将气流逆着泄漏 流方向射出形成逆向旋流，抑制叶尖气流泄漏，旨在提高叶轮效率，改善发动机性能。本实用新型的技术解决方案一种抑制叶尖气流泄漏的逆向涡流发生器，其特征 是，出流角度30° 70°，无冷却的叶轮，包括引流段和出流段，引流段位于压力面，出流 段位于叶顶面；气流由压力面进入，从叶顶面高速射向泄漏流，形成旋流抑制叶尖气流泄 漏；在叶顶平面内建立坐标的原点0点为泄漏流线与叶盆曲线的交点，泄漏流线在0点的切 线方向OP与叶盆曲线0点的切线方向OX方向间的夹角α处在60度 80度之间；有冷却 的叶轮，从冷却气路引出射流射向泄漏流，形成逆向旋流抑制叶尖气流泄漏。所述的无冷却的叶轮，无需外接气源，以压力面和叶顶面压力差为驱动源，将叶轮 通道内部分气流驱入引流段。因此不需要外接气源，节省了复杂的外接管路，减少了在叶轮 中应用的困难。所述的无冷却的叶轮，入流孔直径大于或者等于出流孔直径，入流孔直径与出流 孔直径的比值范围1 10。大入流孔径使得涡流发生器流量增加，小出流孔径使得出流速 度倍增，提升涡流发生器的作用效果。所述的有冷却的叶轮，用冷却气路作为射流主流，要求射流孔入口与出口的气压压比足够形成不小于泄漏流速度1/2的射流。本实用新型的优点将气流高速射向泄漏流，产生逆向旋流，显著抑制了泄漏流， 效果明显；逆向涡流发生器无需外接气源，省去了复杂管路的连接，减轻了发动机的重量并 提高其可靠性；结构简单，加工和工程应用方便；适用范围广，可以应用在常规发动机和微 型发动机领域，特别是针对微型发动机微小叶片表面，突破传统的泄漏流抑制方法的局限 性，能有效抑制微型叶轮叶尖泄漏，提高叶轮效率。
附图1是典型叶轮通道及逆向涡流发生器布置图。附图2是逆向涡流发生器孔中心线所在面位置图。附图3是逆向涡流发生器出流角度图。附图4是无涡流器时叶顶面、叶背面压力分布图(单位帕)。附图5是有涡流器时叶顶面、叶背面压力分布图(单位帕)。图中的1是叶顶、2是逆向涡流器、3是泄漏流、4是通道主流、5是端壁、6是叶盆、 7是叶背、8是逆向涡流器。
具体实施方式
对于无叶片冷却的叶轮，逆向涡流发生器入流面位于压力面靠近叶顶处，出流面 位于叶顶面靠近压力面处。逆向涡流发生器关键设计特征如下(1)涡流发生器入流和出流孔中心线所在面位置参数α。参照图2，在叶顶平面内 建立坐标，其坐标原点0点为泄漏流线与叶盆曲线的交点，其中OX代表叶盆曲线0点的切 线方向，OY代表叶盆曲线0点的外法线方向，OP代表泄漏流线在0点的切线方向，即泄漏流 在O点的速度方向，α为泄漏流线在0点的切线方向OP与叶盆曲线0点的切线方向OX方 向间的夹角。为了最大限度抑制叶尖泄漏流，设计逆向涡流发生器中心线所在面垂直于叶 顶平面，并且其所在面在叶顶平面投影沿着泄漏流线在0点的切线方向OP方向。在不同叶 尖间隙和来流状态时，泄漏流方向并不相同，数值实验表明泄漏流线在0点的切线方向OP 与叶盆曲线0点的切线方向OX方向间的夹角α处在60° 80°之间。对于不同情况，选 取不同的夹角α，可以提高逆向涡流器的抑制效果。(2)涡流发生器出流角度β。参照图3，0Μ和ON分别为涡流发生器入流和出流孔 中心线，β是涡流发生器出流角度，定义为出流方向与叶顶面的夹角。尽量减小出流方向 与叶顶面的夹角β有助于增大涡流发生器的抑制效果，但过于减小出流方向与叶顶面的 夹角夹角β，当β小于30°时会使得涡流发生器内流动转折角增大，从而流动损失增大， 流量减小，影响抑制效果，从数值实验的结果来看，出流方向与叶顶面的夹角β在30° 70°间效果较好。(3)涡流发生器入流和出流孔径。参照图3，涡流发生器入流和出流孔径并不一 致，较大的入流孔径可以增大涡流发生器流量，较小的出流孔径可以增大涡流发生器出流 速度，提高涡流发生器的抑制能力。设计入流孔直径大于或者等于出流孔直径，入流孔直径 与出流孔直径的比值范围1 10。对于有叶片冷却的叶轮，用冷却气路作为射流主流，要求射流孔入口与出口的气 压压比足够形成不小于泄漏流速度1/2的射流。假设叶尖泄漏流平均速度Vitt，冷却气流射流入口和出口孔径相等，入口总压ΡΛ出口静压P2，假设气流等熵则入口总压和出口静压比
要满足如下关系式 其中，k为比热系数，R为气体常数，T为冷却气流温度。实施例以某无叶片冷却的微型涡轮平面叶栅为对象，采用Fluent软件数值模拟了逆向 涡流发生器对叶尖泄漏流和叶栅性能的影响。微叶栅通道高7. 36mm,叶高6. 69mm,叶尖 间隙与叶高比10%，叶片轴向弦长7. 44mm，栅距7. 11mm，进口气流角44.7°，进口马赫数 0. 28。在叶尖处共布置了 23个逆向涡流发生器，涡流器入流孔径0. 2mm,出流孔径0. Imm, 涡流发生器孔中心线所在面位置参数α为70°，出流角β为35°。数值模拟结果显示， 进口流量相同时，逆向涡流发生器使得叶尖间隙泄漏流量从1. 592kg/s降低到1. 540kg/s, 降低了 3. 3% ；逆向涡流发生器使得叶片叶背表面压力显著减小(图4，图5)，叶片周向载 荷升高，从1. 444N升高到1. 533N，升高了 6. 2%，泄漏流量的减少和周向载荷的升高可以有 效增加做功能力，提高涡轮效率。
权利要求一种抑制叶尖气流泄漏的逆向涡流发生器，其特征是出流角度30°～70°，无冷却的叶轮包括引流段和出流段，引流段位于压力面，出流段位于叶顶面；旋流抑制叶尖气流泄漏由气流压力面进入，从叶顶面高速射向泄漏流而形成；在叶顶平面内建立坐标的原点O点为泄漏流线与叶盆曲线的交点，泄漏流线在O点的切线方向与叶盆曲线O点的切线方向间的夹角60-80°；有冷却的叶轮，从冷却气路引出射流射向泄漏流，形成逆向旋流抑制叶尖气流泄漏。
2.根据权利要求1所述的一种抑制叶尖气流泄漏的逆向涡流发生器，其特征是无冷却 的叶轮，入流孔直径大于或者等于出流孔直径，入流孔直径与出流孔直径的比值范围1 10。
3.据权利要求1所述的一种抑制叶尖气流泄漏的逆向涡流发生器，其特征是所述有冷 却的叶轮，用冷却气路作为射流主流，要求射流孔入口与出口的气压压比足够形成不小于 泄漏流速度1/2的射流。
专利摘要本实用新型是一种抑制叶尖气流泄漏的逆向涡流发生器，其特征是出流角度30°～70°，无冷却的叶轮，包括引流段和出流段，引流段位于压力面，出流段位于叶顶面；气流由压力面进入，从叶顶面高速射向泄漏流，形成旋流抑制叶尖气流泄漏；泄漏流线在坐标原点O点的切线方向与叶盆曲线O点的切线方向方向间的夹角α60°～80°；有冷却的叶轮，从冷却气路引出射流射向泄漏流，形成逆向旋流抑制叶尖气流泄漏。优点无需外接气源，省去复杂管路的连接，减轻发动机重量并提高其可靠性；结构简单，加工和工程应用方便；适用范围广，特别是针对微型发动机微小叶片表面，突破传统的泄漏流抑制方法的局限性，有效抑制微型叶轮叶尖泄漏，提高叶轮效率。
文档编号F01D11/10GK201635775SQ20092023524
公开日2010年11月17日 申请日期2009年10月21日 优先权日2009年10月21日
发明者夏晨, 曹传军, 邱建, 陈杰, 黄国平 申请人:南京航空航天大学