超高負荷低壓渦輪葉片、高負荷低壓渦輪、航空燃氣渦輪發(fā)動機的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明的實施例涉及航空發(fā)動機領(lǐng)域，尤其涉及一種超高負荷低壓渦輪葉片、具有其的高負荷低壓渦輪、以及具有該高負荷低壓渦輪的航空燃氣渦輪發(fā)動機。
技術(shù)背景
[0002]民用大涵道比航空燃氣渦輪發(fā)動機中，低壓渦輪是發(fā)動機主要部件之一，不僅重量占整機的30%以上，同時也對發(fā)動機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)動機的耗油率將下降1.0%左右，而整機重量可以減輕0.3%。因此，現(xiàn)代高性能民用航空燃氣渦輪發(fā)動機為了追求經(jīng)濟性和環(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)動機推重比，低壓渦輪超高負荷、大轉(zhuǎn)折角葉片成了氣動設(shè)計的一個新趨勢。
[0003]然而隨著低壓渦輪從常規(guī)負荷(Zweifel數(shù)?1.0)向高負荷(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。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，進而影響發(fā)動機整機性能。近些年，隨著人們對低壓渦輪內(nèi)部復(fù)雜流動機理研宄的深入，基本理清了低壓渦輪內(nèi)部流動損失機理。在此基礎(chǔ)之上，一些新的設(shè)計技術(shù)被逐漸應(yīng)用到高負荷渦輪設(shè)計中，最具代表性當(dāng)屬渦輪上游尾跡(Wake)掃掠的應(yīng)用。通過借助渦輪內(nèi)部固有的高湍動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，進而減輕低壓渦輪重量，提高發(fā)動機推重比。
[0004]然而，進一步通過提高低壓渦輪負荷系數(shù)，Zweife數(shù)彡1.2，低壓渦輪吸力面逆壓梯度將急劇增強，在低雷諾數(shù)工作條件下即便能充分利用尾跡掃掠，超高負荷低壓渦輪吸力面仍然存在強烈附面層分離，損失急劇增加，極大地限制了超高負荷低壓渦輪葉片在高性能民用大涵道比航空燃氣渦輪發(fā)動機上的應(yīng)用價值。
[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)動機設(shè)計體系中一個關(guān)鍵性問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問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分離現(xiàn)象，葉片損失大小與常規(guī)負荷(Zweifel數(shù)?1.0)接近，從而大幅度減少低壓渦輪葉片(級)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氣渦輪發(fā)動機。
[0007]根據(jù)本發(fā)明的實施例的一個方面，提出了一種超高負荷低壓渦輪葉片，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%軸向弦長的位置處。
[0009]進一步地，所述S形曲線止于距離前緣8% -12%軸向弦長的位置處，且S形曲線在軸向上的距離為5%軸向弦長。可選地，所述S形曲線止于距離前緣10%軸向弦長的位置處。進一步地，所述S形曲線的拐點在距離前緣7.5%軸向弦長的位置處。
[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。進一步地，所述曲率半徑為前緣厚度的3倍。可選地，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%軸向弦長位置。
[0013]上述葉片中，可選地，所述葉片的葉型為超高負荷設(shè)計，Zweifel數(shù)彡1.4，且進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的6%?9%，前緣最大厚度為葉片軸向弦長的3%?4%，最大相對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，然后由兩個半徑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%軸向弦長位置，呈S型曲線過渡至10%軸向弦長，然后與葉片最大厚度25%位置實現(xiàn)光滑連接，且保證曲率連續(xù)。
[0017]根據(jù)本發(fā)明的實施例的另一方面，提出了一種高負荷低壓渦輪，包括上述的超高負荷低壓渦輪葉片。
[0018]根據(jù)本發(fā)明的實施例的再一方面，提出了一種航空燃氣渦輪發(fā)動機，包括上述的超高負荷低壓渦輪。可選地，所述航空燃氣渦輪發(fā)動機為民用大涵道比航空燃氣渦輪發(fā)動機。
[0019]與傳統(tǒng)高負荷低壓渦輪葉片相比，本發(fā)明采用的超高負荷低壓渦輪葉片，可以達到至少如下效果之一:(1)大幅度減少渦輪級(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)動機推重比；(3)抑制高負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)動機高空低雷諾數(shù)下氣動性能，降低油耗率，實現(xiàn)高性能民用航空燃氣渦輪發(fā)動機環(huán)境友好性要求。
【附圖說明】
[0020]圖1為常規(guī)高負荷低壓渦輪葉片的葉型結(jié)構(gòu)的示意簡圖。
[0021]圖2為根據(jù)本發(fā)明的一個示例性實施例的具有抑制低雷諾數(shù)工況下性能衰減的超高負荷低壓渦輪葉片的葉型結(jié)構(gòu)的示意簡圖。
[0022]圖3為圖2中的超高負荷低壓渦輪吸力面“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)高負荷低壓渦輪葉片和圖2中的超高負荷低壓渦輪葉片有尾跡及沒有尾跡掃掠條件下?lián)p失對比的示意圖。
[0026]附圖標(biāo)記說明: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。
【具體實施方式】
[0027]下面通過實施例，并結(jié)合附圖，對本發(fā)明的技術(shù)方案作進一步具體的說明。在說明書中，相同或相似的附圖標(biāo)號指示相同或相似的底部件。下述參照附圖對本發(fā)明實施方式的說明旨在對本發(fā)明的總體發(fā)明構(gòu)思進行解釋，而不應(yīng)當(dāng)理解為對本發(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