[发明专利]一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法，尤其涉及一种支板叶片与低压涡轮导向器叶片融合的过渡段布局，能够大幅度提升高低压涡轮过渡段的紧凑性并减少涡轮零部件数量，实现航空燃气涡轮发动机减重和性能提升，特别适用于民用大涵道比航空燃气涡轮发动机涡轮部件。

背景技术

高低压涡轮过渡段是用于联接高压涡轮和低压涡轮之间的环形通道。由于过渡段在发动机中起着“承上启下”的关键作用，其设计是否合理直接影响着发动机的性能以及高压涡轮和低压涡轮之间的匹配关系。为了进一步提高发动机性能，降低发动机重量，超紧凑高低压涡轮过渡段已经成为了现代高性能航空发动机的一个必然选择，相比于常规过渡段，超紧凑高低压涡轮过渡段的采用能够提高低压涡轮流道平均直径，一方面增加了低压涡轮的做功能力，能够减少涡轮级（叶片）数，降低热端部件的重量和制造加工成本，或者在保证低压涡轮级数或者叶片数不变的前提下，有效降低低压涡轮的负荷系数，提高低压涡轮效率；另一方面，超紧凑高低压涡轮过渡段的采用能够缩短低压转子轴向跨距，在降低热端部件重量的同时降低了低压轴转子动力学设计及调试难度。

然而超紧凑高低压涡轮过渡段的大曲率和高扩压度特征，使得超紧凑过渡段内部容易出现附面层分离，为了满足发动机冷却和润滑要求（允许各种油管和气管通过）和发动机结构支撑要求，过渡段内会通常会内置若干厚度较大的支板叶片，这进一步强化了超紧凑过渡段内部的二次流动，在急剧降低过渡段气动性能的同时增加了低压涡轮进口流场畸变和旋流强度，增加了低压涡轮设计难度。因此，亟需寻求一种高低压涡轮过渡段合理布局，达到大幅度提高高低压涡轮过渡段性能和紧凑性的双重目的。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种能够兼顾过渡段紧凑性和气动性能，同时结构相对简单的用于航空发动机高低压涡轮之间的过渡段布局结构及其设计方法。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种高低压涡轮过渡段布局结构，所述过渡段包括过渡段内端壁和过渡段外端壁，所述过渡段内端壁和过渡段外端壁构成一环形通道，其特征是：所述过渡段布局结构为过渡段支板与低压涡轮导向器一体化融合的过渡段布局方式，所述过渡段进口与高压涡轮级出口联接，出口与低压涡轮级进口联接，所述过渡段在结构上既是所述高压涡轮级和低压涡轮级之间的承上启下部分，同时也兼作低压涡轮导向器，在所述环形通道内沿周向均布有一排兼作过渡段支板叶片和低压涡轮导向器叶片的一体化过渡段融合叶片，所述一体化过渡段融合叶片其根部与所述过渡段内端壁相抵接，其顶部与所述过渡段外端壁相抵接，所述一体化过渡段融合叶片其进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5，所述过渡段内端壁为至少局部带有凹凸结构的非轴对称曲面，且所述凹凸结构的幅值为所述一体化过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。

本发明所述的高低压涡轮过渡段布局结构，所述支板叶片与低压涡轮导向器采用一体化融合设计叶片，所述一体化融合设计叶片排能同时满足支板和低压涡轮导向器的功能。

本发明所述高低压涡轮过渡段布局结构，所述环形通道内周向均布有16-24片所述一体化过渡段融合设计叶片，所述一体化过渡段融合设计叶片其进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5。

本发明所述一体化过渡段融合设计叶片的弯角为60-90度，所述融合设计叶片的最大厚度为上游高压涡轮导向器中部最大厚度的1.8～2.5倍。

本发明所述过渡段内端壁采用非轴对称结构流动控制策略,所述过渡段内端壁是具有局部凹凸结构的非轴对称曲面，且非轴对称曲面局部凹凸幅值为过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。

根据本发明的另一方面，还提供了一种高低压涡轮过渡段布局结构设计方法，所述过渡段包括过渡段内端壁和过渡段外端壁，所述过渡段内端壁和过渡段外端壁构成一环形通道，其特征是：将过渡段支板与低压涡轮导向器一体化融合，所述过渡段其进口与高压涡轮级出口联接，其出口与低压涡轮级进口联接，所述过渡段在结构上既是所述高压涡轮级和低压涡轮级之间的承上启下过渡部分，同时也兼作低压涡轮导向器，在所述环形通道内沿周向均布一排兼作过渡段支板叶片和低压涡轮导向器叶片的一体化过渡段融合叶片，所述一体化过渡段融合叶片其根部与所述过渡段内端壁相抵接，其顶部与所述过渡段外端壁相抵接，所述一体化过渡段融合叶片其进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5，所述过渡段内端壁为至少局部带有凹凸结构的非轴对称曲面，且所述凹凸结构的幅值为所述一体化过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。