专利名称：涡桨型航空发动机的功率提升方法
技术领域：
本发明涉及具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机，尤其涉及该发动机的 功率提升方法。
背景技术：
具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机在运输机上得到了广泛的应用。涡桨型航空发动机的三级轴流反应式涡轮的功能是将高温燃气的热能和压力势 能转换为机械功，用于带动压气机、螺旋桨和附件工作。燃气流过环形的涡轮导向叶片及涡 轮工作叶片所形成的通道，实现燃气的膨胀做功过程。涡轮所发出的功约有66%供带动压 气机，其余34%供给传动附件和螺旋桨。三级轴流反应式涡轮包括第1级导向叶片、第1级工作叶片、第2级导向叶片、第 2级工作叶片、第3级导向叶片和第3级工作叶片，涡轮的做功原理如图1所示，在图1中， 各符号表示的含义如下C为绝对速度；T为温度；P为压力；U为切线速度，W为角速度。各 符号的角标1表示导向叶片进口，角标2表示导向叶片出口、工作叶片进口，角标3表示工 作叶片出口。对于三级轴流反应涡轮来说，从燃烧室流出的速度为Cl、压力为Pl和温度为Tl的 燃气经过导向叶片的收敛形叶栅通道膨胀后，速度由Cl增至C2，温度和压力分别降至T2和 P2。燃气虽对导向器不做功，但因有摩擦和散热损失从而使经过导向器后的燃气所具有的 总能量略有减少。气流沿导向叶片所构成的通道方向，进入具有切线速度U的涡轮工作叶片组成的 收敛形通道后，继续膨胀，到流出工作叶片时，压力从P2降到P3，同时气流相对于工作叶片 的速度W2提高到W3，方向也有改变，但绝对速度C2却因做功而降为C3，温度也由T2降至 T3。气流从前一级工作叶片流出而进入后一级导向叶片，又重复上述作功过程。因为气流逐级膨胀，而又要保证气流的绝对速度沿气流通道变化不大，以减少损 失，由于是亚音速涡轮，根据气体力学原理，为把燃气的热能转化为机械能，因而叶栅通道 逐渐收敛而气流通道沿出口方向逐渐扩大。为满足发动机的起飞当量功率的小幅提升例如提升20%的要求，需要对涡桨性航 空发动机进行改进，然而如何对该类发动机进行改进未见相关研究和报道。
发明内容
本发明的目的在于提供一种具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机的功 率提升方法，以提升发动机的起飞当量功率，改善发动机的高原起动性能。为此，本发明提供了一种具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机的功率提 升方法，包括以下步骤在保持发动机安装接口、工作转速和调节规律基本不变的情况下， 根据发动机的 升后的起飞当量功率，重新确定涡轮的燃气流量；通过减少涡轮的第1级 导向叶片的安装角和第2级导向叶片的安装角来增加涡轮的流通能力，以满足对重新确定的燃气流量的要求；以及对发动机的工作气动稳定性进行试验，并且根据试验结果对涡轮 的第1级导向叶片的安装角和第2级导向叶片的安装角进行修正，直至满足发动机的工作 气动稳定性要求。进一步地，上述功率提升方法还包括对发动机的薄弱环节进行改进的步骤。进一步地，上述功率提升方法还包括改进主燃油喷嘴的结构，以使发动机燃油流 量加大后的燃烧室出口温度场与改进前基本一致的步骤。进一步地，上述第1级导向叶片的安装角减小1. 5°，第2级导向叶片的安装角减 小1°。进一步地，上述涡轮的第1级导向叶片和第2级涡轮导向叶片的材料均为高温合 金 K423A。进一步地，上述涡轮的第1级工作叶片和第2级工作叶片的材料均为定向结晶高 温合金DZ22B，第3级工作叶片的材料为镍基高温合金GH4133B。根据本发明的功率提升方法，在保持发动机安装接口、工作转速和调节规律基本 不变的前提下，通过减小涡轮第1级导向叶片和第2级导向叶片的安装角，增大了涡轮的流 通能力，满足了发动机起飞当量功率在提升后对燃气流量的要求，如此，在最大燃油流量提 高的情况下，可使发动机的起飞当量功率得以小幅提升，进而改善发动机的高原起动性能。除了上面所描述的目的、特征、和优点之外，本发明具有的其它目的、特征、和优 点，将结合附图作进一步详细的说明。
构成本说明书的一部分、用于进一步理解本发明的附图示出了本发明的优选实施 例，并与说明书一起用来说明本发明的原理。图中图1示出了具有三级轴流反应式涡轮的涡桨发动机的涡轮的做功原理图；图2示出了根据本发明的具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机涡轮的 各级导向叶片的安装角的示意图；以及图3示出了根据本发明的具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机的功率 提升方法的流程图。
具体实施例方式以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定 和覆盖的多种不同方式实施。图2示出了根据本发明的具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机的涡轮 各级导向叶片安装角的示意图，该图是涡轮导向叶片安装角的惯常表示方法，其中，标号13 指的是导向叶片安装缘板，标号11指的是导向叶片本体，a为导向叶片的安装角。图3示出了根据本发明的具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机的功率 提升方法的流程图。如图3所示，该功率提升方法包括以下步骤在保持发动机安装接口、 工作转速和调节规律基本不变的情况下，根据发动机的提升后的起飞当量功率，重新确定 涡轮的燃气流量；通过减少涡轮的第1级导向叶片的安装角和第2级导向叶片的安装角来 增加涡轮的流通能力，以满足对重新确定的燃气流量的要求；以及对发动机的工作气动稳定性进行试验，并且根据试验结果对涡轮的第1级导向叶片的安装角和第2级导向叶片的 安装角进行修正，直至满足发动机的工作气动稳定性要求。其中，第1级导向叶片的安装角的减小量和第2级导向叶片的安装角的减小量预 先根据程序计算获得，之后通过发动机的工作气动稳定性试验加以验证，以确定该安装角 的减小量是否能够满足发动机的工作气动稳定性要求，若不满足气动稳定性要求，则对安 装角的减小量进行修正，重新进行发动机的工作气动稳定性试验，直至其满足气动稳定性 要求。发动机的工作气动稳定性试验是一种常规的航空发动机试验，其试验大纲可由本 领域技术人员根据具体型号的发动机来编制。上述功率提升方法还包括改进主燃油喷嘴的结构，以使发动机燃油流量加大后的 燃烧室出口温度场与改进前基本一致的步骤。上述功率提升方法还包括对发动机的薄弱环节进行改进的步骤。根据分析，发现 发动机的薄弱环节包括导向叶片和工作叶片，其改进措施包括应用新材料、在叶片的叶身 上增加涂层保护例如增加耐磨层、榫头喷丸等措施提高叶片的耐高温能力和零件的使用可靠性。考虑到三级轴流反应式涡轮的结构特点、发动机的工作气动稳定性的要求和减少 反复修正第1级导向叶片和第2级导向叶片的安装角的次数，上述第1级导向叶片的安装 角的减小量优选为1.5°，上述第2级导向叶片的安装角的减小量优选为Γ。实施例根据本发明的功率提升方法而改进的某型涡桨型航空发动机，在保持发动机安装 接口、工作转速和调节规律基本不变的前提下，涡轮第1级导向叶片安装角减小了 1.5度， 第2级涡轮导向叶片的安装角减小了 1度，涡轮的流通能力提高了，同时满足发动机工作气 动稳定性要求。在发动机起飞当量功率从3125kW提高到3750kW的要求下，确定涡桨发动机的最 大燃油流量从1030kg/h增加至1200kg/h，涡轮进口燃气温度从1065K提高至1160K。上述涡轮的第1级导向叶片和第2级导向叶片的材料均优选为高温合金K423A，替 代原先的高温合金K403，以改善导向叶片的耐高温性能。上述涡轮的第1级工作叶片和第2级工作叶片的材料优选为定向结晶高温合金 DZ22B,替代原先的高温合金K403，第3级工作叶片的材料优选为镍基高温合金GH4133B，代 替原先的高温合金GH4033，以改善工作叶片的耐高温性能。通过以上描述可以看出，根据本发明的功率提升方法，在保持发动机安装接口、工 作转速和调节规律基本不变的前提下，通过改变涡轮导向叶片的安装角，增大了燃气流量， 如此，在最大燃油流量提高的情况下，可使得发动机的起飞当量功率得以小幅提升。以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人 员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、 等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
权利要求
一种具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机的功率提升方法，其特征在于，包括以下步骤在保持发动机安装接口、工作转速和调节规律基本不变的情况下，根据发动机的提升后的起飞当量功率，重新确定涡轮的燃气流量；通过减少涡轮的第1级导向叶片的安装角和第2级导向叶片的安装角来增加涡轮的流通能力，以满足对重新确定的燃气流量的要求；以及对发动机的工作气动稳定性进行试验，并且根据试验结果对所述涡轮的第1级导向叶片的安装角和第2级导向叶片的安装角进行修正，直至发动机满足工作气动稳定性要求。
2.根据权利要求1所述的涡桨型航空发动机的功率提升方法，其特征在于，还包括对 发动机的薄弱环节进行改进的步骤。
3.根据权利要求1所述的涡桨型航空发动机的功率提升方法，其特征在于，还包括改 进主燃油喷嘴的结构，以使发动机燃油流量加大后的燃烧室出口温度场与改进前基本一致 的步骤。
4.根据权利要求1所述的涡桨型航空发动机的功率提升方法，其特征在于，所述涡轮 的第1级导向叶片的安装角减小1.5°，所述第2级导向叶片的安装角减小Γ。
5.根据权利要求1所述的涡桨型航空发动机的功率提升方法，其特征在于，所述涡轮 的第1级导向叶片和第2级导向叶片的材料均为高温合金Κ423Α。
6.根据权利要求1所述的涡桨型航空发动机的功率提升方法，其特征在于，所述涡轮 的第1级工作叶片和第2级工作叶片的材料均为定向结晶高温合金DZ22B，第3级工作叶片 的材料为镍基高温合金GH4133B。
全文摘要
本发明公开了一种具有三级轴流反应式涡轮的涡桨型航空发动机的功率提升方法，包括以下步骤在保持发动机安装接口、工作转速和调节规律基本不变的情况下，根据发动机的提升后的起飞当量功率，确定涡轮的燃气流量；通过减少涡轮的第1级导向叶片的安装角和第2级导向叶片的安装角来增加涡轮的流通能力；以及对发动机的工作气动稳定性进行试验并且根据试验结果对涡轮的第1级导向叶片的安装角和第2级导向叶片的安装角进行修正。根据本发明的功率提升方法，通过改变涡轮导向叶片的安装角和加大最大燃油流量，使得发动机的起飞当量功率得以小幅提升，如此改善了发动机的高原起动性能。
文档编号F02C9/22GK101963104SQ20101050498
公开日2011年2月2日 申请日期2010年10月12日 优先权日2010年10月12日
发明者杨春华, 王军民 申请人:中国南方航空工业(集团)有限公司