一種用于降低低壓渦輪葉片分離損失的控制結(jié)構(gòu)及方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種用于降低低壓渦輪葉片分離損失的控制結(jié)構(gòu)及方法，適用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)，可有效降低渦輪葉片的分離損失，提高發(fā)動(dòng)機(jī)效率。
【背景技術(shù)】
[0002]大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)具有耗油率低、污染小、推力大等優(yōu)勢(shì)，已成為當(dāng)今民用飛機(jī)的首選動(dòng)力。對(duì)于大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)，其推力80 %來自于風(fēng)扇部件，該部件由低壓渦輪驅(qū)動(dòng)，這就造成了低壓渦輪級(jí)數(shù)較多，重量較高；同時(shí)，由于渦輪屬于熱端部件，渦輪葉片通常使用密度較高，高溫性能較好的鎳基合金而非密度較低的鈦合金，這進(jìn)一步加大了低壓渦輪的重量。據(jù)統(tǒng)計(jì)，低壓渦輪重量一般占整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)重量的20-30%，降低低壓渦輪重量是發(fā)動(dòng)機(jī)減重的有效途徑之一，同時(shí)也可提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比、降低制造和運(yùn)營維護(hù)成本。目前研宄較多的減重方案是通過提高葉型的負(fù)荷來進(jìn)行減重。高負(fù)荷葉片設(shè)計(jì)就是通過減小葉片稠度來提高單個(gè)葉片的氣動(dòng)負(fù)荷，從而在保持原有級(jí)載荷水平的基礎(chǔ)上減小單級(jí)葉片數(shù)目。提高葉片載荷意味著渦輪葉型要經(jīng)歷比低載荷更大的逆壓梯度，導(dǎo)致了附面層易于分離，葉型損失增加。另外，對(duì)于民用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其設(shè)計(jì)狀態(tài)(巡航狀態(tài))下的低壓渦輪始終處于低Re數(shù)工作狀態(tài)，這進(jìn)一步加劇了附面層的分離，從而影響低壓渦輪的氣動(dòng)效率。
[0003]射流式旋渦發(fā)生器(VGJ)在控制渦輪葉片表面的分離問題當(dāng)中得到了廣泛的應(yīng)用。在分離嚴(yán)重時(shí)，VGJ可以向主流場(chǎng)傾斜噴射一股射流，使得在射流之后流場(chǎng)中產(chǎn)生一個(gè)主流流線方向的旋渦，從而達(dá)到控制流動(dòng)分離的目的；當(dāng)分離較弱，則可關(guān)閉射流，減少能量消耗。該裝置可以確保渦輪始終處于低分離、高效的工作狀態(tài)。但與所有主動(dòng)控制方案相同，VGJ需要一套復(fù)雜的控制機(jī)構(gòu)及氣源供應(yīng)系統(tǒng)，這大大降低了其適用性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]為克服現(xiàn)有技術(shù)的缺點(diǎn)和不足，針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)巡航狀態(tài)下，低壓渦輪葉片吸力面易于分離，以及為發(fā)動(dòng)機(jī)減重而設(shè)計(jì)的超高負(fù)荷低壓渦輪葉型，葉柵通道擴(kuò)散段逆壓梯度加劇，造成分離損失更加嚴(yán)重，渦輪效率急劇下降的問題，本發(fā)明旨在提供一種用于降低低壓渦輪葉片分離損失的控制結(jié)構(gòu)及方法，通過在渦輪葉片吸力面適當(dāng)位置開設(shè)引氣孔，在引氣孔的下游開設(shè)噴氣孔，引氣孔和噴氣孔之間設(shè)置連通管路，通過引氣孔將尾跡通過期的高能流體輸運(yùn)至噴氣孔形成射流，在渦輪非定常真實(shí)工況下，實(shí)現(xiàn)對(duì)渦輪葉片吸力面分離的周期性控制。
[0005]為解決其技術(shù)問題，根據(jù)本發(fā)明所采取的技術(shù)方案如下:一種用于降低低壓渦輪葉片分離損失的控制結(jié)構(gòu)，適用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)高負(fù)荷或超高負(fù)荷低壓渦輪葉型，所述低壓渦輪包括多級(jí)低壓渦輪葉片排，各級(jí)低壓渦輪葉片排均設(shè)置在渦輪通道中，各所述低壓渦輪葉片均包括吸力面和壓力面，其特征在于，在每級(jí)低壓渦輪葉片排中的各所述低壓渦輪葉片的吸力面上沿葉片展向均設(shè)置至少一排孔徑相同的引氣孔和至少一排孔徑相同的噴氣孔，在葉片的弦向上各所述引氣孔設(shè)置在巡航狀態(tài)下吸力面氣流速度峰值點(diǎn)處，在葉片的弦向上各所述噴氣孔設(shè)置在巡航狀態(tài)下吸力面氣流附面層分離泡起始點(diǎn)處，并且在所述低壓渦輪葉片的內(nèi)腔中設(shè)置若干連通管路，各所述連通管路將所述引氣孔和噴氣孔一一連通，所述噴氣孔的孔徑略大于引氣孔的孔徑，其孔徑為引氣孔的100%?120% ;各所述連通管路直徑由引氣孔逐漸擴(kuò)大，并在噴氣孔處達(dá)到最大；各所述引氣孔和噴氣孔，以及設(shè)置在各所述引氣孔和噴氣孔之間的連通管路，形成引氣一一噴氣氣路；其中，當(dāng)上游高壓渦輪葉片的尾跡運(yùn)行至處于下游的所述低壓渦輪葉片的引氣孔時(shí)，高動(dòng)量的流體克服所述連通管路的壁面沿程阻力及管路的逆壓梯度，在噴氣孔形成射流，所述引氣一一噴氣氣路處于打開狀態(tài)；當(dāng)上游高壓渦輪葉片的尾跡沒有運(yùn)行至處于下游的所述低壓渦輪葉片的引氣孔時(shí)，所述連通管路內(nèi)的氣流處于阻塞狀態(tài)，所述引氣一一噴氣氣路處于關(guān)閉狀態(tài)。
[0006]優(yōu)選地，所述引氣孔的孔徑為葉片弦長的1%。
[0007]優(yōu)選地，所述引氣孔之間的孔間距為10倍孔徑。
[0008]優(yōu)選地，所述噴氣孔的孔間距與所述引氣孔的孔間距相同。
[0009]優(yōu)選地，所述連通管路包括噴氣段管路及引氣段管路，兩者均為直管路，并由一彎頭相連，彎頭的曲率半徑為0.25%弦長。
[0010]進(jìn)一步地，所述噴氣段管路在吸力面的投影線與葉片展向平行，與主流方向垂直，所述噴氣段管路與葉片展向的夾角為銳角，優(yōu)選為30°。
[0011]進(jìn)一步地，所述噴氣段管路與彎頭的銜接處和吸力面的法向距離為1%弦長。
[0012]進(jìn)一步地，所述引氣段管路在吸力面的投影線與主流方向平行，所述引氣段管路與主流方向的夾角為銳角。
[0013]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，還提供了一種用于降低低壓渦輪葉片分離損失的控制方法，適用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)高負(fù)荷或超高負(fù)荷低壓渦輪葉型，所述低壓渦輪包括多級(jí)低壓渦輪葉片排，各級(jí)低壓渦輪葉片排均設(shè)置在渦輪通道中，各所述低壓渦輪葉片均包括吸力面和壓力面，其特征在于，
[0014]在每級(jí)低壓渦輪葉片排中的各所述低壓渦輪葉片的吸力面上沿葉片展向均設(shè)置至少一排孔徑相同的引氣孔和至少一排孔徑相同的噴氣孔，在葉片的弦向上各所述引氣孔設(shè)置在巡航狀態(tài)下吸力面氣流速度峰值點(diǎn)處，在葉片的弦向上各所述噴氣孔設(shè)置在巡航狀態(tài)下吸力面氣流附面層分離泡起始點(diǎn)處，并且在所述低壓渦輪葉片的內(nèi)腔中設(shè)置若干連通管路，各所述連通管路將所述引氣孔和噴氣孔一一連通，所述噴氣孔的孔徑略大于引氣孔的孔徑，其孔徑為引氣孔的100%?120%;各所述連通管路直徑由引氣孔逐漸擴(kuò)大，并在噴氣孔處達(dá)到最大；各所述引氣孔和噴氣孔，以及設(shè)置在各所述引氣孔和噴氣孔之間的連通管路，形成引氣一一噴氣氣路；其中，當(dāng)上游高壓渦輪葉片的尾跡運(yùn)行至處于下游的所述低壓渦輪葉片的引氣孔時(shí)，高動(dòng)量的流體克服所述連通管路的壁面沿程阻力及管路的逆壓梯度，在噴氣孔形成射流，所述引氣一一噴氣氣路處于打開狀態(tài)；當(dāng)上游高壓渦輪葉片的尾跡沒有運(yùn)行至處于下游的所述低壓渦輪葉片的引氣孔時(shí)，所述連通管路內(nèi)的氣流處于阻塞狀態(tài)，所述引氣噴氣氣路處于關(guān)閉狀態(tài)。
[0015]本發(fā)明的用于降低低壓渦輪葉片分離損失的控制結(jié)構(gòu)及方法，由于在渦輪通道內(nèi)，在吸力面的氣流速度峰值點(diǎn)至氣流附面層分離泡起始點(diǎn)逆壓梯度迅速上升，附面層內(nèi)氣流動(dòng)量下降，使得引氣孔進(jìn)氣動(dòng)量高于噴氣孔出氣動(dòng)量，這構(gòu)成了氣流循環(huán)流通的必要條件。但逐漸擴(kuò)張的連通管路及較窄的管路直徑使得引氣孔引入的氣流很難輸運(yùn)至噴氣孔形成射流，因此在不考慮上游尾跡的作用下，連通管路內(nèi)的氣流處于阻塞狀態(tài)，即引氣一一噴氣的氣路處于關(guān)閉狀態(tài)。但真實(shí)渦輪部件是在非定常狀態(tài)下工作的，上游渦輪葉片排的尾跡會(huì)周期性地被下游渦輪葉片排切割。當(dāng)上游渦輪葉片排尾跡運(yùn)行至下游低壓渦輪葉片排的引氣孔時(shí)，尾跡前緣將加速附面層內(nèi)氣流流速，此時(shí)，高動(dòng)量的流體將可以克服連通管路的壁面沿程阻力及管路的逆壓梯度，在噴氣口形成射流。射流與主流剪切產(chǎn)生的流線渦結(jié)構(gòu)把主流高動(dòng)量流體裹挾進(jìn)邊界層中，促進(jìn)了邊界層區(qū)與主流區(qū)的動(dòng)量交換，該過程抑制了能量不足的層流附面層分離。當(dāng)上游渦輪葉片排尾跡過后，附面層將形成尾跡誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩，這一過程將抑制附面層的分離，但尾跡對(duì)附面層的影響是有限的，當(dāng)上一次尾跡影響消失，下一次尾跡還未到來之時(shí)，附面層氣流將再次分離。而本專利在基于尾跡的引氣一一噴氣過程剛好解決了尾跡之間分離泡再生的問題，即實(shí)現(xiàn)了與尾跡通過頻率相同的引氣一一噴氣。
【附圖說明】
[0016]圖1為本發(fā)明的用于降低低壓渦輪葉片分離損失的控制結(jié)構(gòu)示意圖。
[0017]圖2為布置在葉片吸力面上的引氣--噴氣氣路示意圖。
[0018]圖3為引氣噴氣氣路結(jié)構(gòu)布置局部放大不意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0019]為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下參照附圖并舉實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0020]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)巡航狀態(tài)下，低壓渦輪葉片吸力面易于分離，以及為發(fā)動(dòng)機(jī)減重而設(shè)計(jì)的超高負(fù)荷低壓渦輪葉型，葉柵通道擴(kuò)散段逆壓梯度加劇，造成分離損失更加嚴(yán)重，渦輪效率急劇下降的問題，本發(fā)明提供了一種用于降低低壓渦輪葉片分離損失的控制結(jié)構(gòu)及方法，適用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)高負(fù)荷或超高負(fù)荷低壓渦輪葉型，所述低壓渦輪包括多級(jí)低壓渦輪葉片排，各級(jí)低壓渦輪葉片排均設(shè)置在渦輪通道中，各所述低壓渦輪葉片均包括吸力面和壓力面，如圖1至3所示，低壓渦輪葉片包括吸力面100和壓力面200，在低壓渦輪葉片的吸力面100上沿