[发明专利]一种抑制涡轮导向器叶片通道内二次流的主动控制结构

说明书

本发明公开了一种抑制涡轮导向器叶片通道内二次流的主动控制结构，涡轮导向器环形端壁的上游段搭接套设在燃烧室出口的环形固壁外，二者之间的环形狭缝构造形成为冷气通道，燃烧室出口的环形固壁包括一平直结构段以及一位于平直结构段下游并向外扩张的倾斜楔形结构段，倾斜楔形结构段的倾斜面用于诱导主流燃气产生垂直涡轮导向器环形端壁的速度分量，将主流燃气引导向涡轮导向器环形端壁的壁面；涡轮导向器环形端壁的上游段的前缘部分形成为内壁面向外倾斜的楔形结构，使得冷气通道沿其进口至出口，整体形成为收敛通道。本发明可抑制涡轮导向器叶片通道内的二次流，降低流动损失，改善涡轮出口的流场均匀性，提高涡轮性能。

技术领域

本发明属于地面燃气轮机，航空发动机等叶轮机械的涡轮领域。涉及一种抑制涡轮导向器叶片通道内二次流的主动控制结构，更具体地说，是采用主动控制策略，抑制位于燃烧室出口的高压涡轮导向器叶片通道内的二次流，降低流动损失，改善涡轮出口的流场均匀性，提高涡轮性能。

背景技术

在现代地面燃气轮机及航空发动机中，随着设计水平的提高，通过叶片造型设计提高涡轮工作效率已经逐渐逼近极限，进一步提升的潜力有限。通过降低二次流损失，提高涡轮性能，愈加具有吸引力。

根据涡轮叶片经典二次流理论，靠近壁面附近的附面层接近叶片前缘时，在前缘势流效应和径向压力作用下，卷积形成马蹄涡结构。因此，来流附面层是涡轮叶片二次流的重要来源。虽然业内均已认识到这一点，然而，附面层是流体经过固体表面时，在粘性作用下形成的固有属性，无法通过更改结构避免附面层的生成；而且随着流体流过的连续流程越长，附面层越厚。

已有的公开技术，譬如前缘修型技术，或非轴对称端壁技术等，均是针对已经形成的二次流施加作用。譬如，前缘修型技术，主要是针对叶片前缘马蹄涡的形成阶段，通过增加前缘叶根倒圆，减小此处局部曲率，从而减小局部压力梯度，弱化马蹄涡两侧分支的强度；而非轴对称端壁技术，主要工作在叶片通道内部，通过改善叶片通道内压力分布，弱化通道涡的迁移。因此，目前尚无公开技术，针对来流附面层进行主动调控。

发明内容

(一)发明目的

针对现有技术的上述缺陷和不足，为抑制诸如位于燃烧室出口的高压涡轮导向器叶片通道内的二次流，降低流动损失，改善涡轮出口的流场均匀性，提高涡轮性能，实现对来流附面层的主动调控，本发明提供了一种抑制涡轮导向器叶片通道内二次流的主动控制结构。

(二)技术方案

本发明为实现其发明目的，所采用的技术方案如下：

一种抑制涡轮导向器叶片通道内二次流的主动控制结构，包括燃烧室出口以及设置在所述燃烧室出口下游的高压涡轮导向器，所述高压涡轮导向器包括涡轮导向器环形端壁以及沿周向均匀布置在所述涡轮导向器环形端壁上的多个涡轮导向器叶片，所述涡轮导向器环形端壁包括轮毂侧环形端壁和机匣侧环形端壁，相邻两所述涡轮导向器叶片之间形成为涡轮导向器叶片通道，其特征在于，

所述涡轮导向器环形端壁的轮毂侧环形端壁和/或机匣侧环形端壁的上游段搭接套设在对应的所述燃烧室出口的环形固壁外，所述涡轮导向器环形端壁的上游段与所述燃烧室出口的环形固壁之间的搭接侵入长度L，且所述涡轮导向器环形端壁的上游段与所述燃烧室出口的环形固壁之间存在半径差H,使得所述涡轮导向器环形端壁的上游段与所述燃烧室出口的环形固壁之间的环形狭缝构造形成为冷气通道，所述燃烧室出口用于向所述涡轮导向器叶片通道内通入主流燃气，所述冷气通道用于向所述涡轮导向器叶片通道内通入二股气流，且所述冷气通道的出口与各所述涡轮导向器叶片的前缘之间具有一轴向距离S；