一種抑制間隙泄露的向心渦輪葉片背部小翼結(jié)構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種用于航空活塞發(fā)動機(jī)的渦輪增壓器的向心渦輪葉片背部小翼結(jié)構(gòu)。在開式向心渦輪葉片背部構(gòu)造了小翼，包括了葉片背部吸力面小翼、壓力面小翼和葉片兩側(cè)小翼等三種實(shí)現(xiàn)形式。本發(fā)明中的渦輪葉片背部小翼結(jié)構(gòu)具有優(yōu)點(diǎn)：1)背部壓力面小翼有效地抑制了氣體從葉片壓力面通過渦輪背部間隙泄露到葉片吸力面，減小了泄露損失，提高了渦輪效率；2)吸力面小翼有效地抑制吸力面葉背間隙附近渦旋的產(chǎn)生，提高了葉片的實(shí)際做功能力；3)葉片兩側(cè)小翼則集中了前兩者的優(yōu)點(diǎn)，只是稍微提高了渦輪重量和葉背摩擦損失，總的來說也提升了渦輪效率。
【專利說明】一種抑制間隙泄露的向心渦輪葉片背部小翼結(jié)構(gòu)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航空活塞發(fā)動機(jī)渦輪增壓【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及到向心渦輪氣動設(shè)計(jì)、傳熱及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，具體則為一種抑制間隙泄露以提高向心渦輪效率的渦輪葉片背部具有小翼結(jié)構(gòu)的向心渦輪。

【背景技術(shù)】
[0002]渦輪增壓器的渦輪級工作在高溫環(huán)境，高轉(zhuǎn)速下葉片和輪盤承受很大的氣動力和離心力，在保證渦輪增壓器穩(wěn)定可靠工作的前提下，如何提高渦輪的效率，是氣動設(shè)計(jì)的一個(gè)挑戰(zhàn)。
[0003]向心渦輪具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低、單級壓比高等特點(diǎn)，開式向心渦輪是一種典型結(jié)構(gòu)。開式渦輪在常規(guī)渦輪的基礎(chǔ)上，將輪盤縮減至葉片根部，最大限度地降低了轉(zhuǎn)子重量和轉(zhuǎn)動慣量，減小了輪盤和葉片根部應(yīng)力。
[0004]開式向心渦輪在強(qiáng)度上和重量上具有優(yōu)勢，但是在氣動上引入了新的損失，即葉背間隙泄露損失。國內(nèi)外相關(guān)研究表明，間隙損失是葉輪機(jī)械氣動損失的主要組成部分，而葉背損失占整個(gè)間隙損失約一半的比例。可見研究葉背間隙的流動特性(見附圖1)，找出減小葉背間隙泄露損失的措施是很有必要的。
[0005]本發(fā)明提出了一種抑制間隙泄露以提高向心渦輪效率的葉片背部小翼結(jié)構(gòu)，較好地解決了這個(gè)問題。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]針對現(xiàn)有開式渦輪的優(yōu)點(diǎn)和不足，本發(fā)明提出了一種抑制間隙泄露以提高向心渦輪效率的葉片背部小翼結(jié)構(gòu)，可以有效地抑制葉背間隙泄露造成的渦輪效率下降。
[0007]為了達(dá)成上述目的，本發(fā)明采取如下的技術(shù)解決方案:
[0008]I) 一種用于航空活塞發(fā)動機(jī)的渦輪增壓器的一種抑制間隙泄露的向心渦輪葉片背部小翼結(jié)構(gòu)，其特征在于:在所述渦輪葉片背部構(gòu)造了小翼。小翼大致垂直于葉片切面設(shè)置。小翼寬度W為葉片厚度T的1-1.5倍，高度H為葉片厚度T的1.5-2.2倍，小翼與葉片曲面過渡半徑Rl為葉片厚度T的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形并有過渡半徑R2為葉片厚度T的1.0-1.33倍的圓角，葉片呈楔形，夾角A約為7.5-10度。小翼與背部的間隙和葉片背部間隙相等。
[0009]2) 一種用于航空活塞發(fā)動機(jī)的渦輪增壓器的一種抑制間隙泄露的向心渦輪葉片背部小翼結(jié)構(gòu)，其特征在于:在所述渦輪葉片背部壓力面和吸力面都布置有小翼。
[0010]在葉背壓力面布置小翼有效地抑制了氣體從葉片壓力面通過渦輪背部間隙泄露到葉片吸力面，減小了泄露損失，提高了渦輪效率(原理見示意圖4);吸力面小翼有效地抑制吸力面葉背間隙附近渦旋的產(chǎn)生，提高了葉片的實(shí)際做功能力，與機(jī)翼布置葉稍小翼原理一樣；葉片兩側(cè)小翼則集中了前兩者的優(yōu)點(diǎn)，只是稍微提高了渦輪重量和葉背摩擦損失，總的來說也提升了渦輪效率。
[0011]3) 一種用于航空活塞發(fā)動機(jī)的渦輪增壓器的一種抑制間隙泄露的向心渦輪葉片背部小翼結(jié)構(gòu)，其特征在于:在所述渦輪葉片背部壓力面布置有小翼，但吸力面不布置，吸力面保持與葉片前端相似的曲面結(jié)構(gòu)。
[0012]4) 一種用于航空活塞發(fā)動機(jī)的渦輪增壓器的一種抑制間隙泄露的向心渦輪葉片背部小翼結(jié)構(gòu)，其特征在于:在所述渦輪葉片背部吸力面布置有小翼，但壓力面不布置，壓力面保持與葉片前端相似的曲面結(jié)構(gòu)。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0013]圖1渦輪葉片背部泄露示意及其原理圖；
[0014]圖2A —般開式渦輪示意圖；
[0015]圖2B本發(fā)明中帶葉背小翼的開式渦輪示意圖；
[0016]圖3A不布置小翼?xiàng)l件下渦輪葉片背部吸力面流場示意圖；
[0017]圖3B布置小翼?xiàng)l件下渦輪葉片背部吸力面流場示意圖；
[0018]圖4A不布置小翼?xiàng)l件下渦輪葉片背部壓力面流場示意圖；
[0019]圖4B布置小翼?xiàng)l件下渦輪葉片背部壓力面流場示意圖；
[0020]圖5A渦輪葉片背部壓力面和吸力面兩側(cè)都布置小翼形式示意圖；
[0021]圖5B渦輪葉片背部吸力面布置小翼形式示意圖；
[0022]圖5C渦輪葉片背部壓力面布置小翼形式示意圖；
[0023]圖6渦輪葉背小翼尺寸示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0024]在渦輪葉片背部以大致垂直于葉片切面的形式設(shè)置一小翼結(jié)構(gòu)，如圖2B所示。小翼寬度W為葉片厚度T的1-1.5倍，高度H為葉片厚度T的1.5-2.2倍，小翼與葉片曲面過渡半徑Rl為葉片厚度T的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形并有過渡半徑R2為葉片厚度T的1.0-1.33倍的圓角，葉片呈楔形，夾角A約為7.5-10度，小翼與背部的間隙和葉片背部間隙相等，如圖6所示。
[0025]其中一種實(shí)施例是，在渦輪葉片背部壓力面和吸力面都布置有小翼，如圖5A所示。在葉背壓力面布置小翼有效地抑制了氣體從葉片壓力面通過渦輪背部間隙泄露到葉片吸力面，減小了泄露損失，提高了渦輪效率，如圖4A-4B所示；吸力面小翼有效地抑制吸力面葉背間隙附近渦旋的產(chǎn)生，提高了葉片的實(shí)際做功能力，與機(jī)翼布置葉稍小翼原理一樣，如圖3A-3B所示；葉片兩側(cè)小翼則集中了前兩者的優(yōu)點(diǎn)，只是稍微提高了渦輪重量和葉背摩擦損失，總的來說也提升了渦輪效率。
[0026]另一種實(shí)施例是，僅在渦輪葉片背部壓力面布置有小翼，如圖5C所示，但吸力面不布置，吸力面保持與葉片前端相似的曲面結(jié)構(gòu)。
[0027]再一種實(shí)施例是，僅在渦輪葉片背部吸力面布置有小翼，如圖5B所示，但壓力面不布置，壓力面保持與葉片前端相似的曲面結(jié)構(gòu)。
【權(quán)利要求】
1.一種渦輪葉片背部具有小翼結(jié)構(gòu)的向心渦輪，所述渦輪用于航空活塞發(fā)動機(jī)的渦輪增壓器，其特征在于:在所述渦輪葉片背部構(gòu)造了大致垂直于葉片切面的小翼。小翼寬度為葉片厚度的1-1.5倍，小翼高度為葉片厚度的1.5-2.2倍，小翼與葉片曲面過渡半徑為葉片厚度的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形并有過渡半徑為葉片厚度1.0-1.33倍的圓角，葉片整體呈夾角約為7.5-10度的楔形結(jié)構(gòu)。小翼與背部的間隙和葉片背部間隙相等。
2.如權(quán)利要求1所述的向心渦輪，其特征在于:在所述渦輪葉片背部壓力面和吸力面都布置有所述的小翼。
3.如權(quán)利要求1所述的向心渦輪，其特征在于:僅在所述渦輪葉片背部壓力面布置有小翼，而其吸力面不布置，所述吸力面保持與葉片前端相似的曲面結(jié)構(gòu)。
4.如權(quán)利要求1所述的向心渦輪，其特征在于:在所述渦輪葉片背部吸力面布置有小翼，而其壓力面不布置，所述壓力面保持與葉片前端相似的曲面結(jié)構(gòu)。
【文檔編號】F01D5/14GK104234755SQ201410478612
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年9月18日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月18日
【發(fā)明者】丁水汀, 吳江, 杜發(fā)榮, 張奇 申請人:北京航空航天大學(xué)