技术特征：
1.一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(1)的火焰筒(100)末端的环形通道(110)中，所述环形通道(110)以发动机轴线为中心，靠近轴线的一侧设为内流道(112)，远离轴线的一侧设为外流道(111)，其特征在于，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，其中，所述一级涡轮包括一级转子(121)和一级导向器(131)，所述二级涡轮包括二级转子(121)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。2.根据权利要求1所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级转子(121)和二级转子(121)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
°
。3.根据权利要求2所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级转子(121)和二级转子(121)的叶根延伸向叶尖的过程中转子叶片本体逐渐变窄。4.根据权利要求1所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级导向器(131)和二级导向器(132)的叶根延伸向叶尖的过程中导向器叶片本体逐渐变宽。5.根据权利要求2所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级转子(121)的转子叶片的叶尖端面设有叶尖凹槽。6.根据权利要求1所述的发动机涡轮，其特征在于，所述一级导向器(131)靠近火焰筒(100)一侧的切面与所述一级导向器(131)的本体之间的交线设为第一前缘型线(1311)，所述第一前缘型线(1311)与竖直方向之间的夹角a取值为5-10
°
。7.根据权利要求1所述的发动机涡轮，其特征在于，所述二级导向器(132)靠近火焰筒(100)一侧的的切面与所述二级导向器(132)的本体之间的交线设为第二前缘型线(1321)，所述第二前缘型线(1321)与外流道(111)之间的夹角b取值为90
°
。8.根据权利要求1-7任一项所述的发动机涡轮，其特征在于，所述二级转子(121)末端的环形通道(110)设为扩张型，沿气流方向远离火焰筒一侧的外流道(111)和内流道(112)之间的气流流通面积逐渐增大。9.一种如权利要求1-8任一项所述的发动机涡轮的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：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；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；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。10.根据权利要求9所述的设计方法，其特征在于，所述发动机涡轮的设计指标包括一级涡轮的流量指标、膨胀比指标和绝热效率指标和二级涡轮的流量指标、膨胀比指标和绝热效率指标。
技术总结
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，其中，发动机涡轮包括一级涡轮、二级涡轮、内流道和外流道，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，一级涡轮包括一级转子和一级导向器，二级涡轮包括二级转子和二级导向器，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；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。了涡轮性能。了涡轮性能。
技术研发人员：宋友富 曾飞 屈彬 张绍文
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2022.07.05
技术公布日：2022/11/3