一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法

摘要

本发明涉及高压涡轮叶栅设计，特别是涉及一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，至少解决现有叶栅设计方法导致叶栅损失较大的问题。高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法包括如下步骤：增强叶栅通道进口至叶栅通道几何喉部前区域的载荷；将叶栅划分为前部区域、喉部区域以及扩散区域；提高前部区域气流的加速性，并增加扩散区域长度；减弱喉部区域中超音速气流的膨胀加速；减低扩散区域气流的加速性；在扩散区域中靠近通道出口位置处构造压缩波进行减速；根据叶栅11参数造型方法完成叶栅设计。本发明的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，可在叶栅设计中控制激波系损失，实现低损失跨音速叶栅设计，为高压涡轮气动设计奠定基础。

说明书

技术领域

本发明涉及高压涡轮叶栅设计，特别是涉及一种高压涡轮跨音速 导向叶片叶栅设计方法。

背景技术

为了实现涡轮高功率、结构紧凑并降低成本的目标，航空涡轮发 动机及燃气轮机高压涡轮普遍采用了高膨胀比设计。由于级负荷的提 高，涡轮导向叶片叶栅中的流动由亚音流动转变为跨音流动，出口马 赫数也达到超音水平。因此，超音条件下的气流在叶栅折转过程中产 生的激波损失取代叶栅摩擦损失成为跨音速导向叶片叶栅中的主要 损失。现有的叶栅设计方法主要基于亚音速叶栅环境，在跨音条件下 因不能抑制激波损失而形成较大的叶栅损失。

发明内容

本发明的目的是提供了一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计 方法，至少解决现有叶栅设计方法在跨音条件下因不能抑制激波损失 而形成较大的叶栅损失的问题。

本发明的技术方案是：

一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，包括如下步骤：

步骤一、增强叶栅通道进口至叶栅通道几何喉部前区域的载荷；

步骤二、将叶栅的通道进口至音速线之间划分为前部区域，将叶 栅的音速线至内尾波之间划分为喉部区域，将叶栅的内尾波至通道出 口之间划分为扩散区域；

步骤三、提高所述前部区域气流的加速性，并增加所述扩散区域 长度；

步骤四、减弱所述喉部区域中超音速气流的膨胀加速；

步骤五、减低所述扩散区域气流的加速性；

步骤六、在所述扩散区域中靠近所述通道出口位置处构造压缩波 进行减速；

步骤七、根据叶栅11参数造型方法完成叶栅设计。

优选的，所述叶栅11参数造型方法包括如下参数：

叶片数、叶型截面半径、前缘直径、尾缘直径、弦长、安装角、 前楔角、尾楔角、尾缘弯折角、进口几何角以及出口几何角；

另外，在所述叶栅11参数造型方法中，叶背采用2段3阶Bezier 曲线控制，叶盆采用1段Bezier曲线控制。

优选的，在所述步骤一中，是通过减少叶栅的叶片数、弦长以及 安装角，来增强叶栅通道进口至叶栅通道几何喉部前区域的载荷。

优选的，在所述步骤三中，是通过增大叶栅厚度且缩短轴向弦长， 来提高所述前部区域气流的加速性以及增加所述扩散区域长度。

优选的，在所述步骤四中，是通过减小尾缘弯折角，并对喉部附 近型线进行曲率优化，从而减弱所述喉部区域中超音速气流的膨胀加 速。

优选的，在所述步骤五和步骤六中，是通过对尾缘弯折角、尾楔 角以及出口构造角的优化，以及对尾缘附近型线的曲率优化，从而减 低所述扩散区域气流的加速性。

本发明的优点在于：

本发明的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，可在叶栅设计 中控制激波系损失，实现低损失跨音速叶栅设计，为高压涡轮气动设 计奠定基础。

附图说明

图1是叶栅11参数造型法中各参数分布示意图；

图2是本发明中将叶栅的叶型简化为叶背线后的结构示意图；

图3是本发明中叶栅经过步骤一设计后的结构示意图；

图4是通过本发明高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法得到 的一个具体叶栅的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、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更加详细 的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元 件或具有相同或类似功能的元件。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。下面通过参考附图描述的实施例是示例 性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本 发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。下面结合附图 对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横 向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、 “外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系， 仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置 或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理 解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图1至图3对本发明高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设 计方法做进一步详细说明。

如图1所示，常规的叶栅11参数造型方法中，该11个独立参数 分别为：叶片数Z、叶型截面半径R、前缘直径D1、尾缘直径D2、 弦长b(或轴向弦长B)、安装角βy、前楔角W1、尾楔角W2、尾缘 弯折角δ、进口几何角β1以及出口几何角β2。其中涉及的所有角 度(例如安装角、前楔角等)均定义为与叶栅额线的夹角。另外，为 了实现叶型的唯一控制，叶背采用2段3阶Bezier曲线控制，叶盆采 用1段Bezier曲线控制。

通常高压涡轮导叶的流动是从低亚音(进口马赫数0.1～0.2)到 超音(出口马赫数＞1.0)的过程。如图2所示，为跨音速导叶叶栅 流动特征，为便于说明，图2中将二维叶栅型面简化为一条曲线；其 中，气流是从左侧流入。

特别是针对出口马赫数小于1.3的跨音速高压涡轮导向叶片，其 叶栅内主要的激波损失源是内尾波、内尾波叶背反射波以及外尾波， 而降低激波损失的主要方式是降低激波前气流马赫数；因此，本发明 提供了一种高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，包括如下步骤：

步骤一、增强叶栅通道进口至叶栅通道几何喉部前(叶栅通道内 切圆直径最小位置)区域的载荷。其中，可以通过改变多个参数来达 到上述增强载荷的目的，本实施例中，特别如图3所示，是通过减少 叶栅的叶片数Z、轴向弦长B以及安装角βy，来增强叶栅通道进口 至叶栅通道几何喉部前区域的载荷，从而达到降低内尾波前马赫数水 平的目的，进而降低内尾波损失。

步骤二、如图2所示，本发明除了安装传统方式将叶栅按照气流 流动方向分为喉部前和喉部后以外，还将其划分为前部区域(A区)、 喉部区域(B区)和扩散区域(C区)三个区域，三个区域边分界线 为叶栅通道进口(图2中左侧)、音速线、内尾波、叶栅通道出口(图 2中右侧)。具体地，将叶栅的通道进口至音速线之间划分为前部区 域，将叶栅的音速线至内尾波之间划分为喉部区域，将叶栅的内尾波 至通道出口之间划分为扩散区域。

步骤三、提高前部区域气流的加速性，并增加扩散区域长度。同 样，此步骤以通过改变多个参数来达到其目的，本实施例中，是增大 叶栅厚度且缩短轴向弦长，从而提高前部区域气流的加速性，另外， 还能够在较短的轴向距离实现加速，从而降低内尾波前马赫数。

步骤四、减弱喉部区域中超音速气流的膨胀加速，从而降低叶栅 内尾波前马赫数。在本实施例中，主要是通过减小尾缘弯折角，并对 喉部附近型线(包括叶背的2段Bezier曲线)进行曲率优化来实现。

步骤五、减低扩散区域气流的加速性。

步骤六、在扩散区域中靠近通道出口位置处构造压缩波进行减 速。

进一步，在步骤五和步骤六中，是对尾缘弯折角、尾楔角以及出 口构造角的优化，以及对尾缘附近型线(包括叶背的第二段Bezier 曲线)的曲率优化。

步骤七、根据叶栅11参数造型方法完成叶栅设计。

本发明的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计方法，可在叶栅设计 中控制激波系损失，实现低损失跨音速叶栅设计，为高压涡轮气动设 计奠定基础。

如图4所示，是根据本发明的高压涡轮跨音速导向叶片叶栅设计 方法得到一个具体实例的叶栅型面，其对应的叶栅参数如下表所示：

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并 不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范 围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。 因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。