[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

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法，适用于航空发动机，可有效降低涡轮叶片的分离损失，提高发动机效率。

背景技术

大涵道比涡轮风扇发动机具有耗油率低、污染小、推力大等优势，已成为当今民用飞机的首选动力。对于大涵道比发动机，其推力80％来自于风扇部件，该部件由低压涡轮驱动，这就造成了低压涡轮级数较多，重量较高；同时，由于涡轮属于热端部件，涡轮叶片通常使用密度较高，高温性能较好的镍基合金而非密度较低的钛合金，这进一步加大了低压涡轮的重量。据统计，低压涡轮重量一般占整台发动机重量的20-30％，降低低压涡轮重量是发动机减重的有效途径之一，同时也可提高发动机推重比、降低制造和运营维护成本。目前研究较多的减重方案是通过提高叶型的负荷来进行减重。高负荷叶片设计就是通过减小叶片稠度来提高单个叶片的气动负荷，从而在保持原有级载荷水平的基础上减小单级叶片数目。提高叶片载荷意味着涡轮叶型要经历比低载荷更大的逆压梯度，导致了附面层易于分离，叶型损失增加。另外，对于民用大涵道比涡扇发动机，其设计状态(巡航状态)下的低压涡轮始终处于低Re数工作状态，这进一步加剧了附面层的分离，从而影响低压涡轮的气动效率。

射流式旋涡发生器(VGJ)在控制涡轮叶片表面的分离问题当中得到了广泛的应用。在分离严重时，VGJ可以向主流场倾斜喷射一股射流，使得在射流之后流场中产生一个主流流线方向的旋涡，从而达到控制流动分离的目的；当分离较弱，则可关闭射流，减少能量消耗。该装置可以确保涡轮始终处于低分离、高效的工作状态。但与所有主动控制方案相同，VGJ需要一套复杂的控制机构及气源供应系统，这大大降低了其适用性。

发明内容

为克服现有技术的缺点和不足，针对航空发动机巡航状态下，低压涡轮叶片吸力面易于分离，以及为发动机减重而设计的超高负荷低压涡轮叶型，叶栅通道扩散段逆压梯度加剧，造成分离损失更加严重，涡轮效率急剧下降的问题，本发明旨在提供一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法，通过在涡轮叶片吸力面适当位置开设引气孔，在引气孔的下游开设喷气孔，引气孔和喷气孔之间设置连通管路，通过引气孔将尾迹通过期的高能流体输运至喷气孔形成射流，在涡轮非定常真实工况下，实现对涡轮叶片吸力面分离的周期性控制。

为解决其技术问题，根据本发明所采取的技术方案如下：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。

优选地，所述引气孔的孔径为叶片弦长的1％。

优选地，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。

优选地，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，并由一弯头相连，弯头的曲率半径为0.25％弦长。

进一步地，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。

进一步地，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。