[发明专利]大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，尤其涉及一种吸力面前缘无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮。

背景技术

减轻航空发动机涡轮部件的重量对提高发动机的推重比具有重要意义。减轻涡轮重量可以通过提高涡轮通流能力和级载荷实现，前者降低了涡轮叶片的高度，后者减少了涡轮的级数。然而，提高涡轮通流能力需要涡轮采用更高的进口气流速度(0.7马赫～0.9马赫)，但气流速度接近当地音速时，涡轮叶片吸力面局部因过度加速易出现激波损失；提高涡轮的级载荷需要涡轮叶片产生更大的折转，涡轮叶片吸力面上易产生流动分离损失。当这两种手段同时被采用时，还会额外的产生由激波诱导的边界层分离损失。

发明内容

鉴于上述技术问题，本发明的主要目的之一在于提供一种吸力面进口无遮盖段减载的大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮，以降低高负荷、高通流能力的大折转亚音速涡轮在吸力面前缘无遮盖段区的激波与激波诱导的流动分离损失，使涡轮的效率得到提高。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种大折转亚音速涡轮叶片，该大折转亚音速涡轮叶片的表面三维型线由N个叶型沿半径方向积叠而成，其中，N为自然数，N≥3；该N个叶型中每个叶型均包括吸力面型线和压力面型线，该N个叶型中至少一个叶型的吸力面型线在前缘无遮盖段部分存在曲率为0的点。

根据本发明的另一个方面，还提供了一种涡轮。该涡轮包括：涡轮轮盘；以及若干个如上所述的大折转亚音速涡轮叶片，沿周向均匀分布在所述涡轮轮盘的轮毂面上。

从上述技术方案可知，本发明的大折转亚音速涡轮叶片及应用其的涡轮中，涡轮叶片吸力面型线在其前缘无遮盖段上存在曲率为0的点，在过该点的吸力面垂线上存在马赫数等于1的气流。该点处的0曲率，能够在不出现内凹吸力面型线的前提下(内凹吸力面型线会使音速附近的气流发生过度膨胀，产生激波损失)，使该点前的吸力面被尽可能的减薄、该点后的吸力面被尽可能的增厚，从而降低了吸力面前缘无遮盖段气流的过度加速程度，减小了此区域激波与激波诱导的流动分离损失。该曲率为0的点同时会使吸力面前缘无遮盖段的叶片折转减小、载荷降低。所亏欠的折转和载荷被分配至叶片通道内实现。由于叶片通道的前部是渐扩的，所以亚音速主流的速度能够得到降低，叶片通道内的吸力面表面并不易产生激波，有利于整个涡轮叶片的效率提高。

附图说明

图1A和图1B均为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片在不同视角下的三维立体图；

图1C为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片的三维叶型积叠图；

图2为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片与相邻叶片的叶型图；

图3为本发明实施例的大折转亚音速涡轮叶片一个叶型的吸力面型线贝塞尔曲线控制点的分布图；

图4为本发明实施例的涡轮的三维立体图。

附图标记说明：

1-叶型；                  2-吸力面型线；

3-压力面型线；            4-吸力面前缘无遮盖段第一子段；

5-吸力面前缘无遮盖段第二子段；  6-吸力面前缘无遮盖段；

7-遮盖段；                8-叶型通道；

9-叶型前缘；              10-叶型尾缘；

11-吸力面尾缘无遮盖段；   12-重心；

13-积叠线；

A-吸力面型线起点；

B-吸力面前缘无遮盖段0曲率点；

C-叶型通道吸力面起点；

D-叶型通道吸力面终点；

E-吸力面型线终点；

F-压力面型线起点；

G-压力面型线终点；

L-吸力面前缘无遮盖段的轴向长度；

L₁-吸力面前缘无遮盖段第一子段的轴向长度；L₂-吸力面前缘无遮盖段第二子段的轴向长度；

P₁、P₂、P₃、P₄、P₅、P₆、P₇、P₈、P₉、P₁₀-贝塞尔曲线控制点。

具体实施方式