[发明专利]一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法

权利要求书

1.一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构，适用于航空发动机高负荷或超高负荷低压涡轮叶型，所述低压涡轮包括多级低压涡轮叶片排，各级低压涡轮叶片排均设置在涡轮通道中，各所述低压涡轮叶片均包括吸力面和压力面，其特征在于，

在每级低压涡轮叶片排中的各所述低压涡轮叶片的吸力面上沿叶片展向均设置至少一排孔径相同的引气孔和至少一排孔径相同的喷气孔，在叶片的弦向上各所述引气孔设置在巡航状态下吸力面气流速度峰值点处，在叶片的弦向上各所述喷气孔设置在巡航状态下吸力面气流附面层分离泡起始点处，并且在所述低压涡轮叶片的内腔中设置若干连通管路，各所述连通管路将所述引气孔和喷气孔一一连通，所述喷气孔的孔径等于或略大于引气孔的孔径，其孔径为引气孔的100％～120％；

各所述连通管路直径由引气孔逐渐扩大，并在喷气孔处达到最大；

各所述引气孔和喷气孔，以及设置在各所述引气孔和喷气孔之间的连通管路，形成引气一一喷气气路；其中，

当上游高压涡轮叶片的尾迹运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，高动量的流体克服所述连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气孔形成射流，所述引气一一喷气气路处于打开状态；

当上游高压涡轮叶片的尾迹没有运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，所述连通管路内的气流处于阻塞状态，所述引气一一喷气气路处于关闭状态。

2.根据权利要求1所述的控制结构，其特征在于，所述引气孔的孔径为叶片弦长的1％。

3.根据权利要求1所述的控制结构，其特征在于，所述引气孔之间的孔间距为10倍孔径。优选地，所述喷气孔的孔间距与所述引气孔的孔间距相同。

4.根据权利要求1所述的控制结构，其特征在于，所述连通管路包括喷气段管路及引气段管路，两者均为直管路，并由一90度弯头相连，弯头的曲率半径为0.25％弦长。

5.根据权利要求4所述的控制结构，其特征在于，所述喷气段管路在吸力面的投影线与叶片展向平行，与主流方向垂直，所述喷气段管路与叶片展向的夹角为锐角，优选为30°。进一步地，所述喷气段管路与弯头的衔接处和吸力面的法向距离为1％弦长。

6.根据权利要求5所述的控制结构，其特征在于，所述引气段管路在吸力面的投影线与主流方向平行，所述引气段管路与主流方向的夹角为锐角。

7.一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制方法，适用于航空发动机高负荷或超高负荷低压涡轮叶型，所述低压涡轮包括多级低压涡轮叶片排，各级低压涡轮叶片排均设置在涡轮通道中，各所述低压涡轮叶片均包括吸力面和压力面，其特征在于，

在每级低压涡轮叶片排中的各所述低压涡轮叶片的吸力面上沿叶片展向均设置至少一排孔径相同的引气孔和至少一排孔径相同的喷气孔，在叶片的弦向上各所述引气孔设置在巡航状态下吸力面气流速度峰值点处，在叶片的弦向上各所述喷气孔设置在巡航状态下吸力面气流附面层分离泡起始点处，并且在所述低压涡轮叶片的内腔中设置若干连通管路，各所述连通管路将所述引气孔和喷气孔一一连通，所述喷气孔的孔径等于或略大于引气孔的孔径，其孔径为引气孔的100％～120％；

各所述连通管路直径由引气孔逐渐扩大，并在喷气孔处达到最大；

各所述引气孔和喷气孔，以及设置在各所述引气孔和喷气孔之间的连通管路，形成引气一一喷气气路；

其中，

当上游高压涡轮叶片的尾迹运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，高动量的流体克服所述连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气孔形成射流，所述引气一一喷气气路处于打开状态；

当上游高压涡轮叶片的尾迹没有运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，所述连通管路内的气流处于阻塞状态，所述引气一一喷气气路处于关闭状态。