[发明专利]一种涡轮导向器及具有其的大膨胀比向心涡轮

说明书

本发明公开了一种涡轮导向器及采用其的大膨胀比向心涡轮，其包括导向器外环、导向器内环和多个导向器叶片，导向器外环和导向器内环绕发动机轴线对称布置，导向器外环和导向器内环之间构成环形气流通道，环形气流通道在向心涡轮进口沿轴向伸展一定长度后，折转90°方向再构成沿径向分布的气流通道，多个导向器叶片沿圆周方向间隔相同的角度均匀布置在该环形气流通道内，导向器叶片的入口平直段的高度与叶片进口高度的比值设计在1.15～1.25之间，导向器叶片的进出口半径比在1.1～1.3之间。本发明通过降低导向器入口平直段的高度和减小导向器叶片的进出口半径比，可以有效地降低整个导向器的外径尺寸。从而降低了涡轮重量，提高了发动机的功重比。

技术领域

本发明涉及向心涡轮导向器设计技术领域，特别地，涉及一种涡轮导向器，另外，还涉及一种采用上述涡轮导向器的大膨胀比向心涡轮。

背景技术

小型燃气涡轮发动机及航空辅助动力装置出于结构紧凑的考虑，一般采用离心压气机、环形回流燃烧室及向心涡轮的核心结构布局。当前燃气涡轮发动机的一大发展趋势是逐渐向更高功重比、更高的热力循环参数方向发展，为了提高发动机输出功率，降低发动机重量，涡轮前的温度及单级涡轮膨胀比不断提高。对于膨胀比超过4.0时的单级向心涡轮，涡轮导向器及叶轮流道内均可能处于超音速流动状态，涡轮叶栅通道内存在很强的激波；同时由于涡轮前温度的增加，超过了导向器材料的承温限制，需对涡轮导向器进行冷却，但是冷却结构的设置，一方面增加了导向器叶片的叶型及尾缘厚度，导致了尾迹及摩擦损失的增加，另一方面，在导叶叶栅通道内存在着超音速激波损失及冷气掺混损失，使得导叶出口参数变化剧烈，叶栅槽道内的二次流强度增加，导致导叶二次流动损失相对较大，影响涡轮效率的提升。因此，目前的向心式涡轮导向器通常采用不冷却设计，为了防止温度超过导向器材料的承温限制，采取的是降低涡轮前最大温度的方式，但是这会影响发动机功重比的提升及使用范围。

另外，由于向心涡轮气流径向流动的特点，导向器进口径向高度通常为整个向心涡轮的最大外径尺寸，而为了降低涡轮重量，并满足与回流燃烧室的接口尺寸要求，通常希望能减小导向器径向尺寸，从而达到缩减向心涡轮径向高度，降低涡轮重量的需要。但导向器径向尺寸的减小，会导致进口来流马赫数的提高，从而导致叶栅通道损失的增大；另外，还将导致导向器叶片负荷提高，增加了导向器的设计难度。因此，目前向心式涡轮的导向器通常采用大外径、大叶片弦长的设计，使得涡轮外廓尺寸高、重量大，且没有对导向器进口流道型线进行优化，在拐角处存在流动分离，流动损失较大。另外，现在的向心涡轮的单级膨胀比不高，导向器内的流动为亚音速流动，对气流的加速能力较低，影响向心叶轮做功能力。

发明内容

本发明提供了一种涡轮导向器及采用其的大膨胀比向心涡轮，以解决目前的涡轮导向器存在的径向尺寸大而导致发动机功重比低的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种涡轮导向器，应用于大膨胀比的向心式涡轮，包括导向器外环、导向器内环和多个导向器叶片，所述导向器外环和导向器内环绕发动机轴线对称布置，所述导向器外环和导向器内环之间构成环形气流通道，环形气流通道在向心涡轮进口沿轴向伸展一定长度后，折转90°方向再构成沿径向分布的气流通道，多个所述导向器叶片沿圆周方向间隔相同的角度均匀布置在该环形气流通道内，所述导向器叶片的入口平直段的高度与叶片进口高度的比值设计在1.15～1.25之间，所述导向器叶片的进出口半径比在1.1～1.3之间。

进一步地，所述导向器外环在轴向转为径向时的位置处具有向外凸出的鼓包状结构，以确保从导向器进口到导向叶片前缘处的环形通道面积逐渐扩张。

进一步地，所述导向器叶片内设置有冷气空腔，并在10％～90％的叶高区域内、导向叶片尾缘处布置有多个冷气狭缝。

进一步地，所述导向器叶片的叶盆面上从导向叶片尾缘处开始到整个弦长的16.5％的位置处为冷气狭缝起始的位置。

进一步地，所述导向器叶片采用等截面叶型设计。