[发明专利]一种基于宏观孔隙结构的低压涡轮边界层强制转捩方法

说明书

一种基于宏观孔隙结构的低压涡轮边界层强制转捩方法，1)预制体参数的选取：预制体采用整体式设计，设计低压涡轮叶片的叶身长度相对于高温合金制备的低压涡轮叶片的叶身增加0.3％～0.6％；2)孔隙结构空间分布的设计，孔隙结构布置于整个叶片表面；3)孔隙结构参数的选取：孔隙率为0.5％～2％，孔隙直径为0.1～2mm，相邻孔隙的间距为0.1～2mm，孔隙深度为0.1～2mm；4)二步法编织预制体并形成孔隙结构。通过设计合理的孔隙结构，实现低压涡轮边界层的提前转捩，达到提升发动机性能的效果。

技术领域

本发明涉及低压涡轮领域，尤其涉及一种基于宏观孔隙结构的低压涡轮边界层强制转捩方法。

背景技术

航空发动机是飞行器的一个重要组成部件，被誉为飞机的“心脏”，其性能好坏直接影响甚至决定了飞行器整体性能的高低。低压涡轮是构成航空发动机的核心部件之一，通常用来驱动风扇和增压级，其气动效率的高低直接影响发动机的整机性能。由于叶片排间的相对转动，低压涡轮内部叶片表面的流动处于非常复杂的环境中，既有自身的非定常效应，又有上游尾迹、来流湍流度等的扰动。实际应用中，某些飞行器的发动机尺寸较小，再加上高空飞行时空气稀疏，导致流动的雷诺数极低，于是叶片表面流动处于层流状态，在强逆压梯度下极易发生分离产生大的气动损失，从而使发动机的工作效率急剧下降，由此可见，改善低压涡轮叶片表面的流动状态，无论是提升发动机性能还是进一步减小发动机尺寸都是十分重要的。

研究表明，决定流动状况优劣的关键在于叶片边界层是否发生分离(边界层分离导致的气动损失是造成低压涡轮乃至发动机效率下降的重要原因)，因此如何促使边界层流动的提前转捩，使得叶片流动在低雷诺数及在强逆压梯度下由层流变成湍流，从而增强其抵抗分离的能力具有重要意义。对于低雷诺数叶片流动，Hourmouziadis是第一个详细描述叶片边界层发展状况的研究者，他发现在大逆压梯度下，边界层将发生分离，具体表现为流动形成封闭的分离泡或者开放的分离区，流动分离导致的气动损失是低压涡轮效率损失的重要因素。若要降低气动损失，就必须对开放的分离区或者封闭的分离泡加以控制，这个重大发现为提高涡轮效率指明了方向，比如通过提前触发转捩创造不稳定的流动环境来控制叶片边界层的分离及分离泡的大小。

现随着航空发动机推重比的提高，对涡轮叶片耐高温材料及冷却设计所提出的要求日益苛刻，传统的高温合金材料将逐渐被耐温能力高、力学性能好的复合材料所取代。目前针对以复合材料制造低压涡轮叶片，其通过考虑低雷诺数条件下的转捩机理，建立了相关强制转捩装置设计方法，该方法仅考虑了复合材料预制体的制备，其形成的孔隙所带来的孔边力学性能下降为该设计方法存在的主要问题，继而可能引起复合材料失效问题，减短发动机的使用寿命。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中低压涡轮叶片改善叶片表面的流动状态的方法所存在的不足，提供一种基于宏观孔隙结构的低压涡轮边界层强制转捩方法，通过设计合理的孔隙结构，实现低压涡轮边界层的提前转捩，达到提升发动机性能的效果。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种基于宏观孔隙结构的低压涡轮边界层强制转捩方法，包括以下步骤：

1)预制体参数的选取

编织物预制体的编织角为25°～45°，纤维平均直径9～15μm，纤维体积分数30％～45％，预制体采用整体式设计，设计低压涡轮叶片的叶身的长度相对于高温合金制备的低压涡轮叶片的叶身增加0.3％～0.6％。

2)孔隙结构空间分布的设计

由于低压涡轮叶片采用三维编织法对复合材料低压涡轮叶片进行整体式编织，因此宏观孔隙结构将布置于整个叶片表面。

3)孔隙结构参数的选取