[发明专利]一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法

说明书

一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法，将高压涡轮导向器内的导叶在周向分为多个扇区；单个扇区内相邻导叶间的单通道周向导叶间隔角相等；相邻两个扇区内的导叶数量不同，且相邻两个扇区内的导叶间的单通道周向导叶间隔角不同，形成非对称式导叶布置结构。通过将高压涡轮导向器内的导叶在周向分为多个扇区，并对每个扇区中导叶的数量、以及导叶间的单通道周向导叶间隔角进行设计形成非对称式导叶布置结构，可有效降低激励幅值，避开共振频率，且不产生新的高能激励，经气动仿真及振动仿真，实现导叶尾流激励幅值降低约75％，降低动叶在该频率激励下的振动幅值约82％，付出的性能代价为：高压涡轮效率降低约0.4％，对低压涡轮基本无影响。

技术领域

本发明涉及航空发动机高压涡轮导向器设计技术领域，尤其涉及一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法。

背景技术

涡轮部件是航空发动机关键部件之一，对整机性能和可靠性有重要影响。而高压涡轮导向器位于燃烧室和高压涡轮转子中间，是涡轮部件的重要部分，主要功能是对燃烧室出口的气流进行整流、膨胀加速和改变燃气流动方向，为涡轮转子创造合理的进口气流条件，让高压涡轮叶片既实现最大限度的作功，又要保证涡轮部件安全、可靠、高效工作。

航空发动机高压涡轮导向器导叶周向布局通常采用对称分布，对动叶不可避免的产生导叶叶片数倍频的尾流激励。高压涡轮动叶设计时，在保证高气动性能的同时，还需保证具备较高的强度储备、寿命，那就需避开导叶造成的共振激励，当受到结构限制，无法避开共振激励时，大致可采取两种措施：一是采用增加阻尼的方法，降低或限制动叶在共振激励下的振幅，进而降低振动应力；二是重新匹配设计导叶，使得尾流激励避开动叶低阶振动频率，进而降低动叶振动应力。

针对第二种重新匹配设计导叶的情况中，某高压涡轮动叶存在尾流激励下低阶共振频率，如何在不改变导叶叶型、数量、子午流道尺寸、出口气流角和流通能力的情况下，设计高压导向叶片周向间隔角，改变燃气在高导后产生的气动力激励频率和幅值分布，避开高压涡轮动叶的共振点，是重新匹配设计导叶过程中需要解决的技术问题。

发明内容

本发明的主要目的是提出一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法，旨在解决上述技术问题。

为实现上述目的，本发明提出一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法，将高压涡轮导向器内的导叶在周向分为多个扇区；单个扇区内相邻导叶间的单通道周向导叶间隔角相等；相邻两个扇区内的导叶数量不同，且相邻两个扇区内的导叶间的单通道周向导叶间隔角不同，形成非对称式导叶布置结构。

优选的，单通道周向导叶间隔角的最大值和最小值根据共振频率±10％的裕度进行设计，其中一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为最大值；一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为最小值。

优选的，根据共振频率±5％裕度处设计导叶过渡间隔角，其中一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为过渡间隔角。

优选的，单通道周向导叶间隔角为过渡间隔角对应的扇区内的通道数量为m；单通道周向导叶间隔角为最大值对应的扇区内的通道数量为n；单通道周向导叶间隔角为最小值对应的扇区内的通道数量为q；其中m、n、q满足：m＞n＞q。

优选的，高压涡轮导向器全环在周向上分为六个扇区，依次为第一扇区、第二扇区、第三扇区、第四扇区、第五扇区以及第六扇区；

第一扇区、第三扇区、和第五扇区中对应的单通道周向导叶间隔角为最小值；

第六扇区中对应的单通道周向导叶间隔角为最大值；

过渡间隔角的取值为两个，分别对应的扇区分别为第二扇区、第四扇区。