超高負(fù)荷低壓渦輪葉片、高負(fù)荷低壓渦輪、航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明的實(shí)施例涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域，尤其涉及一種超高負(fù)荷低壓渦輪葉片、具有其的高負(fù)荷低壓渦輪、以及具有該高負(fù)荷低壓渦輪的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。
技術(shù)背景
[0002]民用大涵道比航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)中，低壓渦輪是發(fā)動(dòng)機(jī)主要部件之一，不僅重量占整機(jī)的30%以上，同時(shí)也對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能具有顯著的影響。研宄表明，如果低壓渦輪效率提高1%，發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率將下降1.0%左右，而整機(jī)重量可以減輕0.3%。因此，現(xiàn)代高性能民用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)為了追求經(jīng)濟(jì)性和環(huán)境友好性(高效率、低燃油消耗率，低污染低排放等)、顯著提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比，低壓渦輪超高負(fù)荷、大轉(zhuǎn)折角葉片成了氣動(dòng)設(shè)計(jì)的一個(gè)新趨勢(shì)。
[0003]然而隨著低壓渦輪從常規(guī)負(fù)荷(Zweifel數(shù)?1.0)向高負(fù)荷(Zweife數(shù)彡1.2)化發(fā)展，吸力面逆壓梯度逐漸增大，且由于低壓渦輪在高空巡航狀態(tài)下雷諾數(shù)普遍較低，吸力面附面層急劇增厚并可能誘發(fā)分離危險(xiǎn)。低壓渦輪吸力面附面層一旦分離，將導(dǎo)致葉型損失直線上升，渦輪效率急劇下降，進(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)性能。近些年，隨著人們對(duì)低壓渦輪內(nèi)部復(fù)雜流動(dòng)機(jī)理研宄的深入，基本理清了低壓渦輪內(nèi)部流動(dòng)損失機(jī)理。在此基礎(chǔ)之上，一些新的設(shè)計(jì)技術(shù)被逐漸應(yīng)用到高負(fù)荷渦輪設(shè)計(jì)中，最具代表性當(dāng)屬渦輪上游尾跡(Wake)掃掠的應(yīng)用。通過(guò)借助渦輪內(nèi)部固有的高湍動(dòng)能尾跡掃掠低壓渦輪吸力面，能夠有效地抑制附面層的分離，使得低壓渦輪負(fù)荷一定提高的前提下(Zweifel 乂 1.1)，損失保持不變或者一定程度上小幅增加，進(jìn)而減輕低壓渦輪重量，提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比。
[0004]然而，進(jìn)一步通過(guò)提高低壓渦輪負(fù)荷系數(shù)，Zweife數(shù)彡1.2，低壓渦輪吸力面逆壓梯度將急劇增強(qiáng)，在低雷諾數(shù)工作條件下即便能充分利用尾跡掃掠，超高負(fù)荷低壓渦輪吸力面仍然存在強(qiáng)烈附面層分離，損失急劇增加，極大地限制了超高負(fù)荷低壓渦輪葉片在高性能民用大涵道比航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用價(jià)值。
[0005]因此，尋求一種能夠抑制高空低雷諾數(shù)條件下性能衰減的超高負(fù)荷低壓渦輪葉型已經(jīng)成為高性能民用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)體系中一個(gè)關(guān)鍵性問(wèn)題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種具有抑制高空巡航條件下低雷諾數(shù)性能衰減特性的超高負(fù)荷(例如Zweifel數(shù)彡1.2甚至彡1.4)低壓渦輪葉型，使得吸力面附面層無(wú)分離現(xiàn)象，葉片損失大小與常規(guī)負(fù)荷(Zweifel數(shù)?1.0)接近，從而大幅度減少低壓渦輪葉片(級(jí))數(shù)目，該低壓渦輪葉型適用于高性能民用大涵道比航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。
[0007]根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例的一個(gè)方面，提出了一種超高負(fù)荷低壓渦輪葉片，包括前緣；壓力面；尾緣；和吸力面，其中，在葉片基元級(jí)葉型截面中，吸力面形成有S形曲線，S形曲線始于距離前緣4% -6%軸向弦長(zhǎng)的位置處而形成鵝頭型突躍，S形曲線與其兩端的吸力面所成的線平滑相接。
[0008]可選地，所述S形曲線始于距離前緣5%軸向弦長(zhǎng)的位置處。
[0009]進(jìn)一步地，所述S形曲線止于距離前緣8% -12%軸向弦長(zhǎng)的位置處，且S形曲線在軸向上的距離為5%軸向弦長(zhǎng)?？蛇x地，所述S形曲線止于距離前緣10%軸向弦長(zhǎng)的位置處。進(jìn)一步地，所述S形曲線的拐點(diǎn)在距離前緣7.5%軸向弦長(zhǎng)的位置處。
[0010]上述葉片中，可選地，所述S形曲線由內(nèi)曲率圓的一部分和外曲率圓的一部分彼此相接形成，內(nèi)曲率圓和外曲率圓的曲率半徑相同?？蛇x地，所述曲率半徑為前緣厚度的2-4倍。進(jìn)一步地，所述曲率半徑為前緣厚度的3倍?？蛇x地，S形曲線的終端與葉片最大厚度位置光滑連接，且保證曲率連續(xù)。
[0011]上述葉片中，可選地，內(nèi)曲率圓的一部分和外曲率圓的一部分在S形曲線在軸向弦長(zhǎng)方向上的中間位置處彼此相接。
[0012]上述葉片中，可選地，所述葉片的最大厚度在25%軸向弦長(zhǎng)位置。
[0013]上述葉片中，可選地，所述葉片的葉型為超高負(fù)荷設(shè)計(jì)，Zweifel數(shù)彡1.4，且進(jìn)口氣流與出口氣流折轉(zhuǎn)角度大于120°。
[0014]上述葉片中，可選地，所述吸力面最大馬赫數(shù)位于10%軸向弦長(zhǎng)處。
[0015]上述葉片中，可選地，所述葉片基于Pritchard或者Bezier模型，葉片根部最大厚度為葉片軸向弦長(zhǎng)的6%?9%，前緣最大厚度為葉片軸向弦長(zhǎng)的3%?4%，最大相對(duì)厚度沿徑向分布均為雙曲線分布規(guī)律。
[0016]例如，本發(fā)明的超高負(fù)荷低壓渦輪吸力面前緣“鵝頭型突躍”的起始位置距離前緣5%軸向弦長(zhǎng)，然后由兩個(gè)半徑3倍于前緣厚度的內(nèi)外曲率圓組成，內(nèi)外曲率圓交匯于
7.5%軸向弦長(zhǎng)位置，呈S型曲線過(guò)渡至10%軸向弦長(zhǎng)，然后與葉片最大厚度25%位置實(shí)現(xiàn)光滑連接，且保證曲率連續(xù)。
[0017]根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例的另一方面，提出了一種高負(fù)荷低壓渦輪，包括上述的超高負(fù)荷低壓渦輪葉片。
[0018]根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例的再一方面，提出了一種航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)，包括上述的超高負(fù)荷低壓渦輪?？蛇x地，所述航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)為民用大涵道比航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。
[0019]與傳統(tǒng)高負(fù)荷低壓渦輪葉片相比，本發(fā)明采用的超高負(fù)荷低壓渦輪葉片，可以達(dá)到至少如下效果之一:(1)大幅度減少渦輪級(jí)(葉片)數(shù)，降低熱端部件的制造加工成本；
(2)大幅度減輕低壓渦輪重量，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)推重比；(3)抑制高負(fù)荷低壓渦輪的高空低雷諾數(shù)性能衰減特性，從而有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)高空低雷諾數(shù)下氣動(dòng)性能，降低油耗率，實(shí)現(xiàn)高性能民用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)境友好性要求。
【附圖說(shuō)明】
[0020]圖1為常規(guī)高負(fù)荷低壓渦輪葉片的葉型結(jié)構(gòu)的示意簡(jiǎn)圖。
[0021]圖2為根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)示例性實(shí)施例的具有抑制低雷諾數(shù)工況下性能衰減的超高負(fù)荷低壓渦輪葉片的葉型結(jié)構(gòu)的示意簡(jiǎn)圖。
[0022]圖3為圖2中的超高負(fù)荷低壓渦輪吸力面“鵝頭型突躍”放大示意圖。
[0023]圖4為常規(guī)高負(fù)荷低壓渦輪葉片的等熵馬赫數(shù)分布圖，也即載荷分布圖。
[0024]圖5為圖2中的超高負(fù)荷低壓渦輪葉片的等熵馬赫數(shù)分布圖，也即載荷分布圖。
[0025]圖6為常規(guī)高負(fù)荷低壓渦輪葉片和圖2中的超高負(fù)荷低壓渦輪葉片有尾跡及沒(méi)有尾跡掃掠條件下?lián)p失對(duì)比的示意圖。
[0026]附圖標(biāo)記說(shuō)明:前緣_1、壓力面-2、尾緣_3、吸力面_4、葉片最大厚度位置_5、鶴頭型突躍-6、外曲率圓-7、內(nèi)曲率圓-8。
【具體實(shí)施方式】
[0027]下面通過(guò)實(shí)施例，并結(jié)合附圖，對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案作進(jìn)一步具體的說(shuō)明。在說(shuō)明書中，相同或相似的附圖標(biāo)號(hào)指示相同或相似的底部件。下述參照附圖對(duì)本發(fā)明實(shí)施方式的說(shuō)明旨在對(duì)本發(fā)明的總體發(fā)明構(gòu)思進(jìn)行解釋，而不應(yīng)當(dāng)理解為對(duì)本發(fā)明的一種限制。
[0028]如圖2-3所示，根據(jù)本發(fā)明的超高負(fù)荷低壓渦輪葉片包括:前緣1 ;壓力面2 ;尾緣3 ;和吸力面4，其中，在葉片基元級(jí)葉型截面(即圖2所示的圖)中，吸力面4形成有S形曲線，S形曲線始于距離前緣1的5%軸向弦長(zhǎng)的位置處而形成鵝頭型突躍，S形曲線與其兩端的吸力面所成的線平滑相接。
[0029]雖然在圖2-3中，S形曲線的起始位置在距離前緣1的5%軸向弦