一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道

摘要

本发明公开了一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，将供气通道设计为先缩后扩的结构，通过控制喉部截面积可以控制理论最大流量，这样，在正常情况下，气流在喉部的速度最大，而收缩段和扩张段的流动速度较小，缩扩型供气通道的整体流阻不会显著增加，可以使航空发动机在主动安全情况下具有良好的工作性能；当叶片发生断裂时，喉部截面积的减小可以降低断裂叶片处的理论最大流量，减小单个叶片断裂导致断裂叶片处与其它未断裂叶片处供气流量的变化量，从而减小对其它未断裂叶片冷却的影响，并且，通过控制喉部截面积还可以减小单个叶片断裂对涡轮盘腔压力的影响，减小轴向力的变化范围，从而可以保证航空发动机的被动安全。

权利要求

1.一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，其特征在于：所述缩扩型供气通道为航空发动机涡轮叶片榫根处的供气通道，截面积沿着进气口指向出气口的方向，先逐渐减小后逐渐增大。

2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，其特征在于，所述缩扩型供气通道最小截面积的位置为喉部；

所述喉部的截面积小于所述进气口的面积，且所述喉部的截面积大于或等于涡轮叶片气膜孔的面积之和。

3.如权利要求2所述的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，其特征在于，所述进气口到所述喉部一段为收缩段，所述喉部到所述出气口一段为扩张段；

所述收缩段满足如下公式：

其中，r1表示缩扩型供气通道进气口的截面半径，rt表示缩扩型供气通道喉部的截面半径，r表示收缩段中距离进气口x处的截面半径，l表示喉部到进气口的距离；

所述扩张段的扩张角度的范围为6°～12°。

4.一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片，其特征在于，包括：如权利要求1-3任一项所述的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道。

5.一种提升被动安全的航空发动机，其特征在于，包括：如权利要求4所述的航空发动机涡轮叶片。

说明书

一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道

技术领域

[0001] 本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道。

背景技术

[0002] 现代先进航空发动机的涡轮前温度已到达2000K以上，这对涡轮等高温部件的正常工作提出了更高的要求。据不完全统计，我国空军现役的航空发动机事故中，80％都和发动机叶片断裂失效有关。随着航空发动机安全性设计要求地不断提高，为保证航空发动机的安全工作，在设计时应同时考虑发动机的主动安全和被动安全两个方面。

[0003] 目前，航空发动机的涡轮叶片榫头根部的供气通道通常采用直通型供气通道(如图1所示的方框所示)，冷却空气经榫头根部供气通道进入叶片，为叶片内冷通道和气膜孔供气。为保证进气条件，供气通道入口处通道的截面积较大，这样设计的好处是入口气流速度较小，流动阻力较小，流动损失也相应较小，使得发动机在主动安全情况下具有良好的工作性能。然而，这种大截面积直通型供气通道不能保证发动机的被动安全，这是因为供气通道的截面积较大，当叶片从根部断裂失效以后，断裂处叶片供气通道的背压急剧下降，供气孔的流通能力增大，同时，由于预旋喷嘴较强的节流作用，使得冷却涡轮叶片的总气量几乎保持不变，这势必会导致其他正常叶片冷气供应不足，最终因热载荷超限而产生叶片级联失效，诱发危害性后果；并且，由于供气孔的流通能力增强，当叶片断裂失效后，随着断裂处供气通道的泄漏流量增加，涡轮盘腔的压力将显著降低，从而影响发动机的轴向力。上述后果都会影响航空发动机的被动安全水平。

[0004] 为了保证发动机的被动安全，可以通过减小单个叶片断裂导致的其供气流量的变化量来实现。虽然可以通过缩小直通型供气通道的截面积来减小单个叶片断裂导致的其供气流量的变化量，但在相同引气量的情况下，直通型供气通道的截面积越小，流动速度越大，流动阻力越大，损失也越大，不利于发动机正常情况下的叶片冷却。

[0005] 因此，如何设计一种既能保证在主动安全情况下具有较小的流动损失，又能满足航空发动机被动安全设计的供气通道，是本领域技术人员亟需解决的技术问题。

发明内容

[0006] 有鉴于此，本发明提供了一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，用以实现既能在主动安全情况下具有较好的工作性能，又能在叶片断裂后保证航空发动机的被动安全。

[0007] 因此，本发明提供了一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道：

[0008] 所述缩扩型供气通道的截面积沿着进气口指向出气口的方向，先逐渐减小后逐渐增大。

[0009] 在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道中，所述缩扩型供气通道最小截面积的位置为喉部；

[0010] 所述喉部的截面积小于所述进气口的面积，且所述喉部的截面积大于或等于涡轮叶片气膜孔的面积之和。

[0011] 在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道中，所述进气口到所述喉部一段为收缩段，所述喉部到所述出气口一段为扩张段；

[0012] 所述收缩段满足如下公式：

[0013]

[0014] 其中，r1表示缩扩型供气通道进气口的截面半径，rt表示缩扩型供气通道喉部的截面半径，r表示收缩段中距离进气口x处的截面半径，l表示喉部到进气口的距离；

[0015] 所述扩张段的扩张角度的范围为6°～12°。

[0016] 本发明还提供了一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片，包括：本发明提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道。

[0017] 本发明还提供了一种提升被动安全的航空发动机，包括：本发明提供的上述航空发动机涡轮叶片。

[0018] 本发明提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，将供气通道设计为截面积先减小后增大的结构，即供气通道先缩后扩的结构，通过控制缩扩型供气通道喉部截面积的大小可以控制缩扩型供气通道的理论最大流量，在不增大流阻的情况下对缩扩型供气通道的最大流通能力加以控制，这样，在正常情况下，缩扩型供气通道的进气口与出气口压力比小，缩扩型供气通道处于亚临界状态，气流经收缩段(即缩扩型供气通道中进气口到喉部一段)加速，在喉部的流动速度达到最大，局部流阻最大，气流经扩张段(即缩扩型供气通道中喉部到出气口一段)减速增压后进入叶片内冷通道，使得收缩段和扩张段的流动速度较小，流阻也较小，因此，缩扩型供气通道的整体流阻不会显著增加，从而可以使航空发动机在主动安全情况下具有良好的工作性能；当叶片发生断裂失效，使得供气通道出气口背压降低，供气通道的流通能力增强时，由于缩扩型供气通道喉部截面积的减小使得断裂叶片处的理论最大流量降低，可以减小由于单个叶片断裂导致断裂叶片处以及其它未断裂叶片处供气流量的变化量，从而可以减小对其它未断裂叶片冷却的影响，并且，当叶片发生断裂失效时，供气通道出气口背压降低，供气通道的流通能力增强会引起涡轮盘腔压力降低，因此，通过控制缩扩型供气通道的喉部截面积可以控制由于单个叶片断裂导致断裂叶片处供气流量的变化量，可以减小单个叶片断裂对涡轮盘腔压力的影响，从而可以减小轴向力在叶片断裂后的变化范围，将轴向力控制在安全范围内，综上，当叶片发生断裂失效时，可以从减小对其他未断裂叶片冷却的影响和减小轴向力变化范围两个方面保证航空发动机的被动安全。

附图说明

[0019] 图1为现有的航空发动机涡轮叶片榫头供气通道的结构示意图；

[0020] 图2为本发明实施例提供的提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道的平面示意图。

具体实施方式

[0021] 下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本申请。

[0022] 本发明实施例提供的一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，如图2所示，缩扩型供气通道的截面积沿着进气口1指向出气口2的方向，先逐渐减小后逐渐增大。

[0023] 本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，将供气通道设计为截面积先减小后增大的结构，即供气通道先缩后扩的结构，通过控制缩扩型供气通道喉部截面积的大小可以控制缩扩型供气通道的理论最大流量，在不增大流阻的情况下对缩扩型供气通道的最大流通能力加以控制，这样，在正常情况下，缩扩型供气通道的进气口与出气口压力比小，缩扩型供气通道处于亚临界状态，气流经收缩段(即缩扩型供气通道中进气口到喉部一段)加速，在喉部的流动速度达到最大，局部流阻最大，气流经扩张段(即缩扩型供气通道中喉部到出气口一段)减速增压后进入叶片内冷通道，使得收缩段和扩张段的流动速度较小，流阻也较小，因此，缩扩型供气通道的整体流阻不会显著增加，从而可以使航空发动机在主动安全情况下具有良好的工作性能；当叶片发生断裂失效，使得供气通道出气口背压降低，供气通道的流通能力增强时，由于缩扩型供气通道喉部截面积的减小使得断裂叶片处的理论最大流量降低，可以减小由于单个叶片断裂导致断裂叶片处以及其它未断裂叶片处供气流量的变化量，从而可以减小对其它未断裂叶片冷却的影响，并且，当叶片发生断裂失效时，供气通道出气口背压降低，供气通道的流通能力增强会引起涡轮盘腔压力降低，因此，通过控制缩扩型供气通道的喉部截面积可以控制由于单个叶片断裂导致断裂叶片处供气流量的变化量，可以减小单个叶片断裂对涡轮盘腔压力的影响，从而可以减小轴向力在叶片断裂后的变化范围，将轴向力控制在安全范围内，综上，当叶片发生断裂失效时，可以从减小对其他未断裂叶片冷却的影响和减小轴向力变化范围两个方面保证航空发动机的被动安全。

[0024] 需要说明的是，本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道为航空发动机涡轮叶片榫根处的供气通道，即航空发动机涡轮叶片缩扩型榫根供气通道，为表述方便，本发明均采用缩扩型供气通道来描述。

[0025] 在具体实施时，在本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道中，如图2所示，缩扩型供气通道最小截面积的位置为喉部3；为保证涡轮叶片气膜孔的供气条件，缩扩型供气通道的喉部截面积不应小于即大于或等于所有气膜孔的面积之和，并且，为了保证航空发动机的被动安全，喉部的截面积应小于进气口的面积。具体地，可以根据涡轮叶片气膜孔冷气供应量设计喉部尺寸，缩扩型供气通道的进气口面积依据涡轮叶片榫头根部结构尺寸和进气条件匹配设计，缩扩型供气通道的出气口面积依据涡轮叶片内冷通道的尺寸进行匹配设计。

[0026] 在具体实施时，在本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道中，为了减少因缩扩型供气通道流场不均匀性引起的气流掺混进而引起的耗散，缩扩型供气通道收缩段满足如下公式：

[0027]

[0028] 其中，r1表示缩扩型供气通道进气口的截面半径，rt表示缩扩型供气通道喉部的截面半径，r表示收缩段中距离进气口x处的截面半径，l表示喉部到进气口的距离；

[0029] 由于扩张段为逆压梯度，扩张角度过大会引起气流分离，流动损失增大，因此，在设计扩张段的尺寸时，既要满足较小的流动损失要求，又要满足扩张段的流向尺寸不至于过大。综合考虑扩张角度、缩扩型供气通道出气口面积和榫头尺寸，缩扩型供气通道扩张段的长度应在确定缩扩型供气通道喉部尺寸和出气口尺寸的情况下，满足扩张角度在6°～12°范围的设计要求。由于收缩段为顺压梯度，收缩段的长度可适当减小，因此，在设计时，若缩扩型供气通道的总体结构尺寸超过设计限制即超过榫根尺寸，可以适当减小收缩段的长度，但扩张段的长度应严格满足扩张角度不宜过大的设计要求。

[0030] 需要说明的是，目前航空发动机涡轮叶片主要采用无余量熔模精密铸造辅以机械加工的工艺来完成。常规流程首先必须通过模具成型的方式获取精密铸造所使用的精确蜡型和陶瓷型芯，然后通过蜡模匹配压型、制壳等直至完成这些航空产品的精密铸造。本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道与现有的直通型供气通道，对于目前精密铸造空心涡轮叶片而言难度基本一样，只是在制作陶瓷型芯时的处理不同，因此，采用本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道的涡轮叶片在加工时依然可以采用较为成熟的“失蜡法”精密铸造工艺。

[0031] 基于同一发明构思，本发明实施例还提供了一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片，包括：本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道。

[0032] 基于同一发明构思，本发明实施例还提供了一种提升被动安全的航空发动机，包括：本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片。

[0033] 本发明实施例提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，将供气通道设计为截面积先减小后增大的结构，即供气通道先缩后扩的结构，通过控制缩扩型供气通道喉部截面积的大小可以控制缩扩型供气通道的理论最大流量，在不增大流阻的情况下对供气孔的最大流通能力加以控制，这样，在正常情况下，缩扩型供气通道的进气口与出气口压力比小，缩扩型供气通道处于亚临界状态，气流经收缩段(即缩扩型供气通道中进气口到喉部一段)加速，在喉部的流动速度达到最大，局部流阻最大，气流经扩张段(即缩扩型供气通道中喉部到出气口一段)减速增压后进入叶片内冷通道，使得收缩段和扩张段的流动速度较小，流阻也较小，因此，缩扩型供气通道的整体流阻不会显著增加，从而可以使航空发动机在主动安全情况下具有良好的工作性能；当叶片发生断裂失效，使得供气通道出气口背压降低，供气通道的流通能力增强时，由于缩扩型供气通道喉部截面积的减小使得断裂叶片处的理论最大流量降低，可以减小由于单个叶片断裂导致断裂叶片处以及其它未断裂叶片处供气流量的变化量，从而可以减小对其它未断裂叶片冷却的影响，并且，当叶片发生断裂失效时，供气通道出气口背压降低，供气通道的流通能力增强会引起涡轮盘腔压力降低，因此，通过控制缩扩型供气通道的喉部截面积可以控制由于单个叶片断裂导致断裂叶片处供气流量的变化量，可以减小单个叶片断裂对涡轮盘腔压力的影响，从而可以减小轴向力在叶片断裂后的变化范围，将轴向力控制在安全范围内，综上，当叶片发生断裂失效时，可以从减小对其他未断裂叶片冷却的影响和减小轴向力变化范围两个方面保证航空发动机的被动安全。

[0034] 显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。