具有高空性能的发动机涡轮及其设计方法与流程

1.本发明属于航空发动机技术领域，特别涉及一种具有高空性能的发动机涡轮及其设计方法。


背景技术：

2.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，导致涡轮部件的工作条件日益苛刻和恶劣。并且随着对全天候多用途飞机需求的日益迫切，飞机的使用环境将越来越复杂，其工作包线也逐渐扩大，对发动机的使用范围有更高的要求。因此，涡轮设计过程中不但要考虑日益增加的涡轮负荷，还要兼顾多种复杂环境下的工作情况，如高空环境下的使用。
3.为了提高发动机输出功率，降低发动机重量，涡轮前的温度及涡轮的膨胀比不断提高。涡轮前温度由于受到叶片材料的耐温限制，通常涡轮前温度会低于某个限定值，而不能继续提高。因此，为提高整个发动机的输出功率，只能依靠增加涡轮的膨胀比，即提高单排叶片的负荷。但是，过度的提高涡轮膨胀比，会使涡轮整个叶栅通道的流动状态发生较大的变化。特别是对于双级涡轮膨胀比超过7时的轴流涡轮，涡轮导向器及转子流道内均处于跨音速甚至超音速流动状态，导致涡轮叶栅通道内存在很强的激波，极大地增加了整个涡轮的流动损失，若不能对涡轮各级之间的负荷进行有效及良好地分配，必将导致该涡轮性能变差。同时，跨音速涡轮出口排气速度高，使排气损失大，会影响涡轮的整个性能。
4.另一方面，现在的飞机飞行高度越来越高，特别是民用客机、大型运输机及轰炸机等，其工作包线越来越广，工作高度可达到20km。现有技术方案中，发动机在高空环境工作时，涡轮效率急剧下降，涡轮工作状态严重偏离设计点，且跨音速涡轮内部流动损失大，排气速度高，影响涡轮功率的正常输出，极大地恶化了涡轮的性能。


技术实现要素：

5.针对上述问题，一方面，本发明公开了一种具有高空性能的发动机涡轮，所述发动机涡轮布设在所述发动机的燃烧室火焰筒末端的环形通道中，所述环形通道以发动机轴线为中心，靠近轴线的一侧设为内流道，远离轴线的一侧设为外流道，所述发动机涡轮包括一级涡轮、二级涡轮、内流道和外流道，所述一级涡轮和二级涡轮分别沿环形通道的径向方向均匀分布，其中，
6.所述一级涡轮包括一级转子和一级导向器，所述二级涡轮包括二级转子和二级导向器，所述一级导向器、一级转子、二级导向器和二级转子沿靠近火焰筒的一侧向远离火焰筒的一侧依次布置。
7.进一步的，所述一级转子和二级转子的转子叶片包括叶根和沿转子叶片本体延伸
的叶尖，所述叶尖方向相对于叶根方向顺时针旋转，所述叶尖和所述叶根之间的弯扭角度为25-35
°
，优选为30
°
。
8.进一步的，所述一级转子和二级转子的叶根延伸向叶尖的过程中转子叶片本体逐渐变窄。
9.进一步的，所述一级导向器和二级导向器的叶根延伸向叶尖的过程中导向器叶片本体逐渐变宽。
10.进一步的，所述一级转子的转子叶片的叶尖端面设有叶尖凹槽。
11.进一步的，所述一级导向器靠近火焰筒一侧的切面与所述一级导向器的本体之间的交线设为第一前缘型线，所述第一前缘型线与竖直方向之间的夹角a取值为5-10
°
。
12.进一步的，所述二级导向器靠近火焰筒一侧的的切面与所述二级导向器的本体之间的交线设为第二前缘型线，所述第二前缘型线与外流道之间的夹角b取值为90
°
。
13.再进一步的，所述二级转子末端的环形通道设为扩张型，沿气流方向远离火焰筒一侧的外流道和内流道之间的气流流通面积逐渐增大。
14.另外一方面，本发明还提出一种具有高空性能的发动机涡轮的设计方法，所述设计方法包括：
15.零维参数分析；根据发动机涡轮的设计指标分别确定一级涡轮和二级涡轮的载荷系数、流量系数和能量反力度；
16.一维参数计算；根据涡轮气动基本原理，分别获取发动机的一级涡轮和二级涡轮的涡轮叶片的气动参数和几何参数；
17.三维造型设计；根据所述载荷系数、流量系数和能量反力度以及所述气动参数和几何参数计算一级涡轮和二级涡轮的进出口气动参数和几何参数，并进行发动机涡轮的三维建模设计。
18.进一步的，所述发动机涡轮的设计指标包括一级涡轮和二级涡轮的流量指标、膨胀比指标和绝热效率指标
19.本发明的涡轮叶型可有效适应跨音速强激波下的流动，有效的降低了流动损失，减小排气损失，提升涡轮性能；另外本发明涡轮的膨胀比、载荷系数选取更为合理，可兼顾高空工作时涡轮的性能，提升涡轮末级适应高空膨胀比急剧增大、高空低雷诺数等恶劣条件，极大地改善了涡轮性能。
20.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
21.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作一简单地介绍，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。
22.图1示出了根据本发明实施例的燃烧室结构示意图；
23.图2示出了根据本发明实施例的涡轮导向器和转子叶片示意图；
24.图3示出了根据本发明实施例的涡轮导向器叶根、叶中及叶尖截面叶型示意图；
25.图4示出了根据本发明实施例的涡轮转子叶根、叶中及叶尖截面叶型示意图；
26.图5示出了根据本发明实施例的一级转子的结构示意图；
27.图6示出了根据本发明实施例的涡轮设计流程示意图；
28.图7示出了根据本发明实施例的优选示例的涡轮的效率膨胀比曲线图。
29.附图中：1、燃烧室；100、火焰筒；101、火焰筒头部；102、火焰筒外环；103、火焰筒内环；104、大弯管；105、小弯管；110、环形通道；111、外流道；112、内流道；121、一级转子；122、二级转子；12a、涡轮转子叶根截面；12b、涡轮转子叶中截面；12c、涡轮转子叶尖截面；131、一级导向器；1311、第一前缘型线；132、二级导向器；1321、第二前缘型线；13a、涡轮导向器叶根截面；13b、涡轮导向器叶中截面；13c、涡轮导向器叶尖截面。
具体实施方式
30.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。
31.本发明提出一种具有高空性能的发动机涡轮，发动机涡轮作为一种航空发动机辅助动力装置，应用于航空发动机的燃烧室1的火焰筒100的末端，如图1所示，为本发明实施例的燃烧室结构示意图。其中，火焰筒100包括火焰筒内环103、火焰筒外环102和火焰筒头部101，火焰筒内环103和火焰筒外环102构成以发动机轴线为中心的环形构造的流道，所述流道的末端通过呈“c”字形的大弯管104和小弯管105与环形通道110相连，在火焰筒100的内部，高温燃气由流道向环形通道110流动，即图1中的气流流向g。
32.在本发明的一个实施例中，参考图1所示，一级涡轮与火焰筒100的末端连接，由火焰筒100流出的高温高压的燃气进入一级导向器131中进行膨胀并加速；燃气流出一级导向器131的过程中可以为流入一级转子121提供合适的气流预旋角；燃气进入一级转子121冲击转子叶片旋转，从而产生轴功，带动压气机功率输出。二级导向器132、二级转子122与一级导向器131、一级转子121的功能类似，在此不做赘述。
33.具体来说，所述发动机涡轮包括一级涡轮、二级涡轮、内流道112和外流道111，所述一级涡轮和二级涡轮分别沿环形通道110的径向方向均匀分布。另外，所述发动机涡轮按叶片种类进行区分，包括涡轮转子12和涡轮导向器13，其中，所述涡轮转子12包括一级转子121和二级转子121，所述涡轮导向器13包括一级导向器131和二级导向器132，所述一级导向器131、一级转子121、二级导向器132和二级转子121沿靠近火焰筒100的一侧向远离火焰筒100的一侧依次布置。
34.在本发明的一个实施例中，所述涡轮转子12的转子叶片包括叶根和沿转子叶片本体延伸的叶尖。具体来说，为了有效控制涡轮内部流场的流动损失，如图2所示，一级转子121和二级转子121在叶片造型上均采用较为明显的弯扭特征。参考图4所示，为本发明实施例的涡轮转子叶片的叶根、叶中和叶尖截面示意图，转子叶片的涡轮转子叶中截面12b和涡轮转子叶尖截面12c，在涡轮转子叶根截面12a的基础上需要沿顺时针方向依次弯扭一定的角度，优选的，叶尖和叶根之间的弯扭角度为30
°
。所述转子叶片的弯扭构型可以有效的控
制环形通道110内部的流动损失，适应跨音速流动的要求。
35.在本发明的一个实施例中，参考图1所示，由于一级导向器131与火焰筒100的末端连接处的流道曲率过大，易产生气流分离。因此在设计的过程中，采用将一级导向器131的前缘前倾设置，即令一级导向器131的前缘型线1311与竖直方向存在5-10
°
的夹角a；
36.另外，如图3所示。涡轮导向器13的涡轮导向器叶根截面13a、涡轮导向器叶中截面13b和涡轮导向器叶尖截面13c的横向宽度逐渐增大，即表示涡轮导向器13的叶根延伸向叶尖的过程中导向器叶片本体逐渐变宽。用于更好的适应端壁的二次流流动，减少损失。
37.在本发明的一个实施例中，参考图1所示，所述二级导向器132靠近火焰筒100的一侧设有第二前缘型线1321，所述第二前缘型线1321与二级导向器132位置处的外流道111设有夹角b，夹角b的取值为90
°
，用于抑制二级导向器132位置处的流动分离，提高涡轮性能。另外，参考图4所示，所述涡轮转子12的叶根延伸向叶尖的过程中转子叶片本体逐渐变窄。
38.有必要说明的是，由于转子叶片高速旋转，叶片尖部切线速度高，而叶片根部切线速度则低很多，考虑到叶片的强度问题，需要减轻叶片尖部的重量。因此，一级转子121的叶片还采用叶尖凹槽的形式，如图5所示，即在叶片顶部区域挖槽，凹槽深度为转子叶片高度的1/3～2/5，本实例中为33.5％，凹槽由叶根、叶尖两个基础截面通过线性差值而来；既可以减轻转子叶片的重量，还对抑制转子叶片叶尖间隙内的泄漏流动有益。
39.作为本发明的一个实施例，一级转子121与二级转子122的旋转方向相同，且具有相同的转速。由于跨音速涡轮排气速度高，为降低排气速度，将二级转子122位置处及之后的环形通道110设计成扩张形，即气流流通面积逐渐增大，可以达到扩压减速的效果，以降低损失。
40.另外，为应对高空低雷诺数对涡轮末级的影响，抑制低雷诺数造成叶片表面流动的分离效应，对涡轮最后一排叶片采用前加载形式造型，即气流在叶片前半段做功更多，气流在叶片前缘部分速度较低，而到后半部气流加速很快，该设计可使气流在叶片前缘部分就提前由层流转捩成湍流，增强气流的抗分离能力，由此可降低高空低雷诺数带来的负面影响。
41.在本发明的一个实施例中，本发明还提出一种具有高空性能的发动机涡轮的设计方法，所述方法包括：
42.步骤一：零维参数分析；根据发动机涡轮的设计指标分别确定一级涡轮和二级涡轮的载荷系数、流量系数和能量反力度；
43.步骤二：一维参数计算；根据涡轮气动基本原理，分别获取发动机的一级涡轮和二级涡轮的涡轮叶片的气动参数和几何参数；
44.步骤三：三维造型设计；根据所述载荷系数、流量系数和能量反力度以及所述气动参数和几何参数计算一级涡轮和二级涡轮的进出口气动参数和几何参数，并进行发动机涡轮的三维建模设计。
45.进一步的，对于兼具高空性能的跨音速涡轮来说，
46.步骤一具体包括：根据涡轮气动设计方法，获取一级涡轮的膨胀比和效率，再由涡轮的总膨胀比和总效率得到二级涡轮的膨胀比和效率。由于涡轮要在高空环境工作，涡轮膨胀比会比地面状态高出30％左右，且增加的膨胀比会全部增加到二级涡轮(即末级涡轮)上，造成涡轮性能的急剧下降。因此，在进行膨胀比分配时，采用一级涡轮膨胀比大，二级涡
轮膨胀比小的方式进行分配，且一级涡轮膨胀比比二级涡轮膨胀比小10％-20％左右，该设计可使涡轮在地面及高空都具有较好的性能。此外，为保证一级涡轮的一级导向器131出口及一级转子121出口的马赫数相当，避免由局部速度过大引起的强激波损失；将一级涡轮的能量反力度控制在0.5-0.6左右，可使一级导向器131出口及一级转子121出口的马赫数均在音速附近。为降低涡轮的排气速度，减小排气损失，二级涡轮的能量反力度控制在0.45-0.50左右，可以使得气流在二级导向器132中做功更多，而在二级转子122中做功减小，从而使二级转子122出口的马赫数降低，该设计可有效降低排气损失。
47.步骤二具体包括：在进行载荷系数选择时，由于涡轮效率已给出，则涡轮功l给定，且涡轮转速与总体及压气机确定，载荷系数只与切线速度u有关，所以在给定载荷系数时，涡轮的流道高度就可确定。在设计本涡轮时，将一级涡轮载荷系数增大，将二级涡轮载荷系数做小，可使二级涡轮在高空时的负荷不会过大，涡轮性能可以保持。
48.其中，载荷系数：μ＝l/u2，载荷系数越大，则说明该级涡轮的做功占整个涡轮的做功量比较越大，载荷系数过大对涡轮性能不利，一般控制在1.0-1.6之间。
49.流量系数：流量系数代表叶片通道内气流的流通水平，流量系数越大，则说明在同样的几何面积下，需要通过的流量更多，其气流速度也更大，因此也需要控制在合适范围之内。
50.能量反力度：能量反力度代表在该级涡轮中，转子做功量占整级涡轮的比例。
51.其中，l为涡轮功，u为转子叶片出口中径切线速度，c1a为导向出口轴向速度，c2a动叶出口轴向速度，p1为导叶出口静压，p2为动叶出口静压，p0为导叶进口总压，k为比热比。
52.针对双级跨音速涡轮，其设计指标如表1所示。表1中的各项参数仅为本发明的一个实施例，并非对各项参数的进一步限制。
[0053][0054][0055]
表1、设计指标
[0056]
根据本发明介绍的设计方法对该涡轮开展零维参数分析及级间参数分配，参考表2所示。
[0057]
参数一级涡轮二级涡轮流量kg/s2.52.6膨胀比2.92.6绝热效率0.860.865
进口总温k13391057进口总压mpa0.8060.28流量系数0.560.70载荷系数1.61.2能量反力度0.560.46转子出口相对马赫数1.071.03出口绝对马赫数0.550.65涡轮出口气流角62.387.8
[0058]
表2、一维参数分配
[0059]
作为本发明的一个实施例，采用计算流体动力学软件对设计方案进行数值模拟，得到的涡轮性能曲线如图7所示。可以看出，在涡轮膨胀比为7.54时，涡轮的绝热效率为0.879，试验效率达到了0.885，且涡轮进口流量也达到了2.5kg/s，设计结果均达到了设计要求，验证了方案的可行性。此外，计算了高空13km状态下涡轮的性能，在高空设计点下涡轮效率较地面下降约2.7个百分点左右，仍满足0.845的高空指标，而采用传统的设计思路，高空状态的涡轮性能下降4.2个百分点，不满足指标要求。由此可见，本方案不但地面满足设计指标，在高空状态下仍具有较好的性能，比常规涡轮设计方法有明显的优势。
[0060]
本发明兼顾高空性能的设计思路不仅可应用于双级跨音速涡轮，对双级、三级亚音速/跨音速涡轮同样适用，特别是发动机有高空使用的需求。本发明设计思路可改善发动机在高空涡轮性能，提升发动机在高空状态下的功率及功重比，拓宽发动机的使用范围，具有广阔的应用前景。
[0061]
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。