[发明专利]一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法

摘要

针对航空发动机巡航状态下，来流空气密度较低，低压涡轮叶片吸力面易于分离，以及为发动机减重而设计的超高负荷低压涡轮叶型，叶栅通道扩散段逆压梯度加剧，造成分离损失更加严重，涡轮效率急剧下降，本发明公开了一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法，适用于航空发动机高负荷及超高负荷低压涡轮叶片，在涡轮叶片吸力面适当位置开设引气孔，在引气孔的下游开设喷气孔，引气孔和喷气孔之间设置连通管路，该结构在上游尾迹通过引气孔时实现引气，将该股气流在下游喷气孔处喷向主流，增加附面层气流能量，消除了喷气孔下游的分离，从而提高低压涡轮工作效率，扩大低压涡轮工作裕度。

主权项

一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构，适用于航空发动机高负荷或超高负荷低压涡轮叶型，所述低压涡轮包括多级低压涡轮叶片排，各级低压涡轮叶片排均设置在涡轮通道中，各所述低压涡轮叶片均包括吸力面和压力面，其特征在于，在每级低压涡轮叶片排中的各所述低压涡轮叶片的吸力面上沿叶片展向均设置至少一排孔径相同的引气孔和至少一排孔径相同的喷气孔，在叶片的弦向上各所述引气孔设置在巡航状态下吸力面气流速度峰值点处，在叶片的弦向上各所述喷气孔设置在巡航状态下吸力面气流附面层分离泡起始点处，并且在所述低压涡轮叶片的内腔中设置若干连通管路，各所述连通管路将所述引气孔和喷气孔一一连通，所述喷气孔的孔径等于或略大于引气孔的孔径，其孔径为引气孔的100％～120％；各所述连通管路直径由引气孔逐渐扩大，并在喷气孔处达到最大；各所述引气孔和喷气孔，以及设置在各所述引气孔和喷气孔之间的连通管路，形成引气一一喷气气路；其中，当上游高压涡轮叶片的尾迹运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，高动量的流体克服所述连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气孔形成射流，所述引气一一喷气气路处于打开状态；当上游高压涡轮叶片的尾迹没有运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，所述连通管路内的气流处于阻塞状态，所述引气一一喷气气路处于关闭状态。