[发明专利]一种用于提高航空燃气涡轮发动机过渡过程涡轮叶片气膜冷却气流品质的方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于提高航空燃气涡轮发动机过渡过程涡轮叶片冷却气流品质的方法，属于航空发动机过渡过程涡轮叶片冷却技术领域。

背景技术

随着航空发动机过渡过程特征愈发明显，其带来的安全性隐患也得到了广泛的关注。当航空发动机工作于过渡过程其各部件之间匹配不协调，空气系统内气流经历复杂的瞬变过程，会引起一系列特征现象，如压力突变、局部逆流等，这些现象会诱发难以预测的危险载荷，给航空发动机带来潜在的安全隐患。

在90年代，推重比10的一级加力式涡轮发动机研制成功，涡轮进口温度已达到1300K左右，而飞机发动机推力的提高很大程度上依赖于涡轮前总温的提高，所以为应对发动机推重比提高的不断需求，使发动机获得更大的推力，需设法提高涡轮前温度。目前先进航空发动机的涡轮进口燃气温度已经达到1800K～2050K之间，超出了耐高温叶片材料可承受的极限温度，所以必须采用有效的冷却方式冷却叶片。目前广泛用于航空发动机涡轮叶片冷却的技术有气膜冷却、冲击冷却、发散冷却、肋壁强化换热、扰流柱强化换热等。

气膜冷却也称阻隔冷却，是在被冷却壁面上游布置适当的气膜孔，将内冷通道的冷却空气通过气膜孔沿一定方向喷出，粘附在壁面附近，在叶片表面形成均匀覆盖的冷却气膜，将高温燃气与叶片壁面隔离，从而起到隔热的作用。国内外对于涡轮叶片气膜冷却有大量的理论和试验研究成果，国外研究了主流道顺压力梯度和逆压力梯度对离散孔气膜冷却的影响，以及使用瞬态液晶技术对带有多排气膜冷却的涡轮叶片表面的换热系数和气膜冷却效率进行了试验研究，国内对气膜冷却也进行了大量研究。在发动机过渡过程中，空气系统在某些分支流路上更易受到气流逆流的影响，涡轮叶片气膜孔出现燃气倒灌就属于该情况，高温燃气进入涡轮叶片会直接烧蚀叶片，此时气膜冷却已经失去作用，所以必须阻止燃气倒灌的发生，上述研究成果并没有涉及如何使气膜冷却在过渡过程仍然能够起作用。

在整机环境过渡过程中涡轮叶片承受的气动载荷变化显著，由于空气系统中叶片冷却气流瞬态响应的滞后，对于发动机加速过程增大供油量的情况会造成冷却气对叶片的冷却与主流道燃气的高温冲击所带来的影响不匹配，涡轮叶片也将工作于更为严苛的环境中，因此从主动安全性方面考虑，需建立一种可以在发动机过渡过程中加强叶片冷却效果的方法。

发明内容

在航空发动机过渡过程中，主流道气流参数瞬时响应，空气系统内气流参数响应滞后，在发动机涡轮结构中体现在盘腔内冷却气对于叶片冷却效果的影响。因此，为解决在发动机过渡过程中涡轮叶片存在的冷却问题，本发明提出一种用于提高航空燃气涡轮发动机过渡过程涡轮叶片气膜冷却气流品质的方法，通过对涡轮盘进行改型以达到此目的。

本发明用于提高航空燃气涡轮发动机过渡过程涡轮叶片冷却气流品质的方法，具体为：

在涡轮盘的迎风面外缘周向布置叶片。叶片设计为径向式弯曲叶片，同时设计为扭曲形式。叶片与涡轮盘设计为一体或通过悬挂件安装于涡轮盘上。

本发明的优点在于：

1、本发明用于提高航空燃气涡轮发动机过渡过程涡轮叶片气膜冷却气流品质的方法，能够针对发动机加速过渡过程瞬时提高叶片冷却气体压力，达到有效冷却涡轮叶片的目的，较传统涡轮盘结构在应对发动机过渡过程叶片冷却方面具有很大优势。

2、本发明用于提高航空燃气涡轮发动机过渡过程涡轮叶片气膜冷却气流品质的方法，在发动机加速过渡过程气膜孔出流压力升高，减速过渡过程，气膜孔出流压力降低，二者相互协调，即主流道燃气压力和叶片冷却供气压力同步响应。

3、本发明用于提高航空燃气涡轮发动机过渡过程涡轮叶片气膜冷却气流品质的方法，可在发动机加速过渡过程对叶片起到很好的保护作用，有效抑制燃气倒灌。

附图说明

图1为涡轮盘迎风面上叶片布置方式示意图；

图2a为叶片弯曲形式中前弯式示意图；

图2b为叶片弯曲形式中后弯式示意图；

图2c为叶片弯曲形式中径向式示意图；

图3为涡轮盘上的叶片参数示意图；

图4为燃烧室出口速度系数与总压恢复系数特性关系曲线；

图5为压气机压比与换算流量特性曲线。

图中：

1-涡轮盘 2-叶片

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

本发明用于提高航空燃气涡轮发动机过渡过程涡轮叶片冷却气流品质的方法，具体如下：