CN115355061A - 一种带有s型槽的涡轮叶片、方法及应用 - Google Patents

Abstract

本发明一种带有S型槽的涡轮叶片、方法及应用，属于航空发动机领域；包括压力面和吸力面，所述吸力面侧分离点前端设置有展向扰动涡形状的S型槽，所述S型槽沿涡轮叶片吸力面展向连续分布；S型槽的设计参数为深度H、流向宽度L、幅值A、波长W，其中，深度H和S型槽波峰前端边界层厚度δ正相关，流向宽度L与深度H正相关，幅值A和流向宽度L正相关，波长W与幅值A正相关。相对于等离子发生器等主动控制技术，本发明涉及的被动控制结构和方法不需要外界提供复杂装置或激励；相对于同出一族的矩形槽等被动控制技术，S型槽从边界层发展过程中，展向涡阶段的展向分布形式为启发而来的，可以加快转捩发展过程，更加有效的控制流动分离。

Description

一种带有S型槽的涡轮叶片、方法及应用

技术领域

本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种带有S型槽的涡轮叶片、方法及应用。

背景技术

随着技术进一步发展，涡扇发动机性能不断得到提升的同时，也带来了一系列棘手的问题。其中，受到风扇转速和进口温度，压力的限制，大尺寸风扇的动力来源——低压涡轮往往级数和叶片数众多，导致低压涡轮部件重量占据了整个发动机重量的20％-30％。

因此，高负荷低压涡轮叶片成为发展趋势。高载荷叶片可以有效减少叶片数，有效降低部件质量，实现提高发动机推重比的目的。然而高负荷叶片会导致叶片吸力面侧附面层会承受更大的逆压梯度，在高空低雷诺数下更易发生层流分离，造成损失增加，严重影响发动机的工作效率和续航时长。因而，在现有技术上发展有效的流动控制手段是非常有必要的。

针对流动分离问题，目前主要包括涡流发生器、尾缘射流、等离子体控制、边界层吹/吸技术等主动控制技术，以及球窝、矩形槽和绊线等被动控制技术。主动控制技术有很大的可调性，但是需要外界提供装置和激励，增加了系统的复杂度和可靠性。因此，从工程角度出发，发展更多新型的被动控制方法更具有实际价值，也更符合发展趋势。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种带有S型槽的涡轮叶片、方法及应用，抑制低压涡轮叶片吸力面侧的流动分离，以提高低压涡轮部件的稳定工作范围和气动效率，在无需外部装置和激励的前提下，从流动本身出发，增强扰动量，使流动提前转捩，同时加快层流发展为湍流的进程，提高抗分离的能力。

本发明的技术方案是：一种带有S型槽的涡轮叶片，包括压力面和吸力面，所述吸力面侧分离点前端设置有展向扰动涡形状的S型槽，所述S型槽沿涡轮叶片吸力面展向连续分布；

S型槽的设计参数为深度H、流向宽度L、幅值A、波长W，其中，深度H和S型槽波峰前端边界层厚度δ正相关，流向宽度L与深度H正相关，幅值A和流向宽度L正相关，波长W与幅值A正相关。

本发明的进一步技术方案是：所述S型槽的分布形状满足正弦型或余弦型函数。

本发明的进一步技术方案是：所述S型槽的参数计算公式如下：

H＝(0.5～0.8)δ；

H/L＝0.1～0.2；

A＝(0.1～0.5)L；

A/W＝(0.1～0.3)。

一种低压涡轮流动被动控制方法，具体步骤如下：

步骤1：确定S型槽的位置；

在所述低压涡轮叶片的吸力面侧分离点前端开设S型槽；

步骤2：确定S型槽的分布形状；

所述S型槽的分布形状满足正弦型或余弦型函数；

步骤3：计算S型槽的参数，深度H、流向宽度L、幅值A、波长W；

步骤4：按照步骤1-3所述S型槽位置、分布形状及参数值加工低压涡轮叶片；

步骤5：将步骤4加工得到的低压涡轮叶片安装于航空发动机涡轮；其中S型槽形状与展向涡分布形式相同，使得转捩发展过程中越过T-S波阶段，直接进入展向涡阶段，从而加快转捩发展过程，使得层流边界层更迅速的发展为湍流边界层，从而提高了边界层抗分离的能力，达到了流动控制的目的和效果。

本发明的进一步技术方案是：所述步骤3中，S型槽的参数计算公式如下：

H＝(0.5～0.8)δ；

H/L＝0.1～0.2；

A＝(0.1～0.5)L；

A/W＝(0.1～0.3)。

一种航空发动机，所述发动机的低压涡轮叶片带有S型槽，该结构能够抑制低压涡轮叶片吸力面侧的流动分离，使流动提前转捩，同时加快层流发展为湍流的进程，提高抗分离的能力。

本发明的工作原理是：层流状态下抗分离能力弱，湍流状态下抗分离能力强，因此，目前大多数流动控制手段都是从不同手段出发，使流动从层流状态提前发生转捩进入湍流状态，从而控制流动分离。通常而言，低压涡轮内部流体与叶片一接触就会迅速发生转捩，由层流迅速发展成湍流。而这一情况在低雷诺数下会有所不同。低雷诺数下，粘性作用的增强，使得低压涡轮吸力侧边界层流体多处于层流状态，逆压梯度下极易发生流动分离。一个完整的转捩过程包括五个阶段：T-S波、展向涡、三维扰动波、湍流斑和充分发展湍流。而本发明设计的“S”型槽就是仿照展向涡阶段的涡分布形式而确定的。从本质出发，当来流层流边界层经过吸力面“S”型槽时，由于叶片表面形状发生明显的变化，会使得边界层内部扰动迅速增强，进而造成层流不同流层之间开始出现无序流动，提前开启转捩过程。与此同时，由于“S”槽形状与展向涡分布形式相同，这会导致转捩发展过程中越过T-S波阶段，直接进入展向涡阶段，从而加快转捩发展过程，使得层流边界层更迅速的发展为湍流边界层，从而提高了边界层抗分离的能力，达到了流动控制的目的和效果。

有益效果

本发明的有益效果在于：

(1)相对于等离子发生器等主动控制技术，本发明涉及的被动控制结构和方法不需要外界提供复杂装置或激励；相对于同出一族的矩形槽等被动控制技术，“S”型槽从边界层发展过程中，展向涡阶段的展向分布形式为启发而来的，可以加快转捩发展过程，更加有效的控制流动分离；

(2)本发明涉及的流动控制方法，“S”型槽可以通过快速促进边界层提前转捩，从而可有效的抑制由高负荷带来的高马赫数低雷诺数下层流分离带来的不利影响。

(3)本发明的“S”型槽结构，从原理上讲，起到类似“漩涡发生器”和“扰动发生器”的作用，因“S”型槽导致低压涡轮吸力面型面曲率突变，槽前缘附近边界层发生分离，而在尾缘处再附，致使槽内部流动很不稳定，扰动急剧增加，从而加快了流动转捩过程。而在本发明涉及的槽的尺寸结构限定下，经过大量数值优化计算，可以发现该范围内的槽的扰动作用和最终的达到的控制效果最佳。

(4)通过模拟实验，相比于基准叶型，“S”型槽能够改变总的压力恢复系数在4％左右。

附图说明

图1为案例研究对象示意图；

图2为基准叶片及部分参数示意图；

图3为“S”型槽部分参数示意图1；

图4为“S”型槽部分参数示意图2；

图5为“S”型槽叶片大涡模拟边界层发展示意图；

图6为基准叶型和“S”型槽叶片表面压力恢复系数对比。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

本发明以航空发动机低压涡轮叶片为实施对象，提出一种带有S型槽的涡轮叶片，及新型的流动控制方法，可有效的使层流提前并迅速完成转捩过程，从而降低分离带来的损失和影响。在低压涡轮吸力面侧分离的分离点前端设置基于展向扰动涡形状的“S”型槽，所述“S”型槽沿涡轮叶片吸力面展向连续分布，分布形状满足正弦型或余弦型函数，所示“S”型槽位置紧挨吸力面侧分离点前端。另外，所述“S”型槽由以下四个参数确定：深度H，流向宽度L，幅值A,波长W。其中，深度H和“S”型槽波峰前端边界层厚度δ正相关，流向宽度L与深度H正相关，幅值A和流向宽度L正相关，波长W与幅值A正相关。根据本发明的一些实施案例，具体参数选择遵循以下原则：H＝(0.5～0.8)δ,H/L＝0.1～0.2,A＝(0.1～0.5)L,A/W＝(0.1～0.3)。

为了说明“S”型槽的生成方法和控制效果，本案例以中径附近8mm展向高度的涡轮叶型为对象进行说明，如图1所示。

一种新型的涡轮流动控制方法，包括如下步骤：

步骤1：一种基于“S”型槽的涡轮流动被动控制方法，适用于高马赫数低雷诺数工作状态下的涡轮流动控制。在满足该工作状态条件下，确定不同位置边界层厚度δ和吸力面分离点位置。本案例中，出口马赫数为0.9，雷诺数为100000，满足高马赫数低雷诺数工作状态，分离点位置如图2所示。由图中可知，对于高马赫数和低雷诺数工作状态，在吸力面前缘开始，流动一直处于层流状态，在吸力面后半段，在逆压梯度等各种因素作用下，发生了分离。在分离点前端附近，边界层厚度δ≈0.65mm。

步骤2：根据分离点位置和边界层厚度确定“S”型槽的位置和深度，并根据各参数间的关系，进一步确定“S”槽的各个参数：深度H，流向宽度L，幅值A,波长W。各参数间的关系满足：

H＝(0.5～0.8)δ

H/L＝0.1～0.2

A＝(0.1～0.5)L

A/W＝(0.1～0.3)

本实施案例中，H＝0.8*δ≈0.5mm，

L＝H/0.1＝5mm,A＝0.1*L＝0.5mm,W＝A/0.125＝4mm，如图3和图4所示。

本实施案例结果表明，相比于基准叶型，“S”型槽能够改变总的压力恢复系数在4％左右。为了对比图2中基准叶型的涡轮叶片吸力面边界层流动状态，图5给出了“S”型槽下的叶片表面流动状态。由图中可以看出，引入的“S”型槽可以明显使层流边界层提前转捩，并迅速发展为湍流边界层，并没有出现明显的分离区域。为了进一步说明该造型带来的效果，图6给出了原始叶片与“S”型槽叶片的表面压力系数沿轴向的细节变化，其中，纵坐标为压力恢复系数，横坐标为相对轴向坐标(叶片上某点轴向点坐标-前缘点的距离与弦长的比值)。由此可见，该“S”型槽可以有效的控制流动，避免吸力面流动分离的发生。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种带有S型槽的涡轮叶片，包括压力面和吸力面，其特征在于：所述吸力面侧分离点前端设置有展向扰动涡形状的S型槽，所述S型槽沿涡轮叶片吸力面展向连续分布；

S型槽的设计参数为深度H、流向宽度L、幅值A、波长W，其中，深度H和S型槽波峰前端边界层厚度δ正相关，流向宽度L与深度H正相关，幅值A和流向宽度L正相关，波长W与幅值A正相关。

2.根据权利要求1所述带有S型槽的涡轮叶片，其特征在于：所述S型槽的分布形状满足正弦型或余弦型函数。

3.根据权利要求1所述带有S型槽的涡轮叶片，其特征在于：所述S型槽的参数计算公式如下：

H＝(0.5～0.8)δ；

H/L＝0.1～0.2；

A＝(0.1～0.5)L；

A/W＝(0.1～0.3)。

4.一种采用权利要求1所述带有S型槽的涡轮叶片进行低压涡轮流动被动控制的方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤1：确定S型槽的位置；

在所述低压涡轮叶片的吸力面侧分离点前端开设S型槽；

步骤2：确定S型槽的分布形状；

所述S型槽的分布形状满足正弦型或余弦型函数；

步骤3：计算S型槽的参数，深度H、流向宽度L、幅值A、波长W；

步骤4：按照步骤1-3所述S型槽位置、分布形状及参数值加工低压涡轮叶片；

步骤5：将步骤4加工得到的低压涡轮叶片安装于航空发动机涡轮；其中S型槽形状与展向涡分布形式相同，使得转捩发展过程中越过T-S波阶段，直接进入展向涡阶段，从而加快转捩发展过程，使得层流边界层更迅速的发展为湍流边界层，从而提高了边界层抗分离的能力，达到了流动控制的目的和效果。

5.根据权利要求4所述低压涡轮流动被动控制的方法，其特征在于：所述步骤3中，S型槽的参数计算公式如下：

H＝(0.5～0.8)δ；

H/L＝0.1～0.2；

A＝(0.1～0.5)L；

A/W＝(0.1～0.3)。

6.一种航空发动机，其特征在于：所述发动机的低压涡轮叶片带有S型槽，该结构能够抑制低压涡轮叶片吸力面侧的流动分离，使流动提前转捩，同时加快层流发展为湍流的进程，提高抗分离的能力。

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