一种航空发动机单级涡轮气动构型

摘要

本申请属于非变容式发动机设计领域，涉及一种航空发动机单级涡轮气动构型，包括：单级涡轮子午面的当量扩张角在40°以上，轮毂比在0.7以上；单级涡轮外流路当量扩张角大于内流路当量扩张角，且外流路型线的拐点靠近下游；单级涡轮导叶叶型展弦比在1.6以下，各个基截面最大厚度位置连线为线性，尾缘楔角不大于13°，吸力面曲率分布规律为进口段小曲率、喉部前大曲率、喉部后更小曲率；单级涡轮导叶叶型根、尖基截面压力面曲率先减小后增大，中基截面单调增加；单级涡轮导叶叶型根、尖基截面的面积比小于0.45；单级涡轮导叶叶型根基截面进口构造角偏离轴向不大于5°，且尾缘弯折角较小；单级涡轮导叶叶型尖基截面相对最大厚度在0.18以上。

权利要求

1.一种航空发动机单级涡轮气动构型，其特征在于，包括：单级涡轮子午面的当量扩张角在40°以上，轮毂比在0.7以上；

单级涡轮外流路当量扩张角大于内流路当量扩张角，且外流路型线的拐点相较于内流路型线的拐点靠近下游；

单级涡轮导叶叶型展弦比在1.6以下，各个基截面最大厚度位置连线为线性，尾缘楔角不大于13°，吸力面曲率分布规律为进口段小曲率、喉部前大曲率、喉部后更小曲率；

单级涡轮导叶叶型根基截面、尖基截面压力面曲率先减小后增大，中基截面压力面曲率单调增加；

单级涡轮导叶叶型尖基截面、根基截面的面积比小于0.45；

单级涡轮导叶叶型根基截面进口构造角偏离轴向不大于5°，尾缘弯折角小于尖基截面尾缘弯折角；

单级涡轮导叶叶型尖基截面相对最大厚度在0.18以上。

2.根据权利要求1所述的航空发动机单级涡轮气动构型，其特征在于，还包括：

单级涡轮流路型线基于等压力梯度曲线、Batchelor‑Shaw曲线进行联合压力梯度控制。

3.根据权利要求1所述的航空发动机单级涡轮气动构型，其特征在于，还包括：

单级涡轮外流路型线曲率从较大到0再增大平缓变化。

4.根据权利要求1所述的航空发动机单级涡轮气动构型，其特征在于，还包括：

单级涡轮导叶尾缘以二次曲线三维弯掠积叠成型；

单级涡轮导叶叶型尖基截面有两个。

5.根据权利要求1所述的航空发动机单级涡轮气动构型，其特征在于，还包括：

单级涡轮叶型各个基截面以样条离散法优化设计。

6.根据权利要求1所述的航空发动机单级涡轮气动构型，其特征在于，还包括：

单级涡轮动叶叶型各个基截面的前缘楔角在33°以下，尾缘楔角在16°以下，尾缘直径在1.3mm以下， 吸力面最大曲率小于0.003，进口构造角偏离轴向不大于5°，前缘采用半椭圆型造型，且半椭圆型造型长、短轴比在1.7以上；

单级涡轮动叶叶型尖基截面、根基截面的面积比在0.45以上，展弦比在3.0以上，根基截面的尾缘弯折角大于尖基截面的尾缘弯折角；

单级涡轮动叶叶型根基截面的气流转折角在100°以上，尖基截面的气流转折角在70°以下。

7.根据权利要求1所述的航空发动机单级涡轮气动构型，其特征在于，还包括：

单级涡轮导叶叶栅具有跨音速特征、动叶叶栅具有高亚音速特征；

单级涡轮导叶叶型负荷分布具有后加载特征，动叶50%叶高以下负荷分布具有前加载、均匀加载混合特征；

单级涡轮导叶叶型为负攻角，动叶50%叶高以上为正攻角。

说明书

一种航空发动机单级涡轮气动构型

技术领域

[0001] 本申请属于非变容式发动机设计领域，具体涉及一种航空发动机单级涡轮气动构型。

背景技术

[0002] 先进航空发动机单级涡轮在气动负荷、冷却效果、环境温度、物理转速等方面，全面超出当前大推力小涵道比发动机，直接应用当前大推力小涵道比发动机单级涡轮的气动构型，难以在苛刻的多学科约束条件下满足更高负荷、效率需求。

[0003] 鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

[0004] 需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

[0005] 本申请的目的是提供一种航空发动机单级涡轮气动构型，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

[0006] 本申请的技术方案是：

[0007] 一种航空发动机单级涡轮气动构型，包括：

[0008] 单级涡轮子午面的当量扩张角在40°以上，轮毂比在0.7以上；

[0009] 单级涡轮外流路当量扩张角大于内流路当量扩张角，且外流路型线的拐点相较于内流路型线的拐点靠近下游；

[0010] 单级涡轮导叶叶型展弦比在1.6以下，各个基截面最大厚度位置连线为线性，尾缘楔角不大于13°，吸力面曲率分布规律为进口段小曲率、喉部前大曲率、喉部后更小曲率；

[0011] 单级涡轮导叶叶型根基截面、尖基截面压力面曲率先减小后增大，中基截面单调增加；

[0012] 单级涡轮导叶叶型根基截面、尖基截面的面积比小于0.45；

[0013] 单级涡轮导叶叶型根基截面进口构造角偏离轴向不大于5°，尾缘弯折角小于尖基截面尾缘弯折角；

[0014] 单级涡轮导叶叶型尖基截面相对最大厚度在0.18以上。

[0015] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0016] 单级涡轮流路型线基于等压力梯度曲线、Batchelor‑Shaw曲线进行联合压力梯度控制。

[0017] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0018] 单级涡轮外流路型线曲率从较大到0再增大平缓变化。

[0019] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0020] 单级涡轮导叶尾缘以二次曲线三维弯掠积叠成型；

[0021] 单级涡轮导叶叶型尖基截面有两个。

[0022] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0023] 单级涡轮叶型各个基截面以样条离散法优化设计。

[0024] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0025] 单级涡轮动叶叶型各个基截面的前缘楔角在33°以下，尾缘楔角在16°以下，尾缘直径在1.3mm以下， 吸力面最大曲率小于0.003，进口构造角偏离轴向不大于5°，前缘采用半椭圆型造型，且半椭圆型造型长、短轴比在1.7以上；

[0026] 单级涡轮动叶叶型尖基截面、根基截面的面积比在0.45以上，展弦比在3.0以上，根基截面的尾缘弯折角大于尖基截面的尾缘弯折角；

[0027] 单级涡轮动叶叶型根基截面的气流转折角在100°以上，尖基截面的气流转折角在70°以下。

[0028] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0029] 单级涡轮导叶叶栅具有跨音速特征、动叶叶栅具有高亚音速特征；

[0030] 单级涡轮导叶叶型负荷分布具有后加载特征，动叶50%叶高以下负荷分布具有前加载、均匀加载混合特征；

[0031] 单级涡轮导叶叶型为负攻角，动叶50%叶高以上为正攻角。

[0032] 本申请至少存在以下有益技术效果：

[0033] 提供一种航空发动机单级涡轮气动构型，领域内技术人员可以理解的是，其设计单级涡轮子午面的当量扩张角在40°以上，轮毂比在0.7以上，单级涡轮外流路当量扩张角大于内流路当量扩张角，且外流路型线的拐点相较于内流路型线的拐点靠近下游，可在实现轻质紧凑低压涡轮布局的同时，全面调节单级涡轮内、外流路端区三维压力梯度，对端区流场进行有效组织，抑制端区分离的产生，以及抑制端区低速区及二次流的发展。

[0034] 上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还设计单级涡轮导叶叶型展弦比在1.6以下，各个基截面最大厚度位置连线为线性，尾缘楔角不大于13°，吸力面曲率分布规律为进口段小曲率、喉部前大曲率、喉部后更小曲率，单级涡轮导叶叶型根基截面、尖基截面压力面曲率先减小后增大，中基截面单调增加，单级涡轮导叶叶型根基截面、尖基截面的面积比小于0.45，单级涡轮导叶叶型根基截面进口构造角偏离轴向不大于5，尾缘弯折角小于尖基截面尾缘弯折角，单级涡轮导叶叶型尖基截面相对最大厚度在0.18以上，能够在满足导叶结构强度和冷却布局需求的前提下实现导叶的低损失。

附图说明

[0035] 图1是本申请实施例提供的航空发动机单级涡轮气动构型的示意图；

[0036] 图2是本申请实施例提供的单级涡轮导叶叶型根基截面、尖基截面的示意图；

[0037] 图3是本申请实施例提供的单级涡轮动叶叶型基截面的示意图；

[0038] 其中，

[0039] 1‑导叶；2‑动叶；3‑外流路；4‑内流路。

[0040] 为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

[0041] 为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

[0042] 此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

[0043] 此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

[0044] 下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

[0045] 一种航空发动机单级涡轮气动构型，包括：

[0046] 单级涡轮子午面的当量扩张角在40°以上，轮毂比在0.7以上；

[0047] 单级涡轮外流路3当量扩张角大于内流路4当量扩张角，两者差值可设计在15°以上，且外流路3型线的拐点相较于内流路4型线的拐点靠近下游；

[0048] 单级涡轮导叶1叶型展弦比在1.6以下，各个基截面最大厚度位置连线为线性，尾缘楔角不大于13°，吸力面曲率分布规律为进口段小曲率、喉部前大曲率、喉部后更小曲率；

[0049] 单级涡轮导叶1叶型根基截面、尖基截面压力面曲率先减小后增大，中基截面单调增加；

[0050] 单级涡轮导叶1叶型根基截面、尖基截面的面积比小于0.45；

[0051] 单级涡轮导叶1叶型根基截面进口构造角偏离轴向不大于5°，尾缘弯折角小于尖基截面尾缘弯折角；

[0052] 单级涡轮导叶1叶型尖基截面相对最大厚度在0.18以上。

[0053] 对于上述实施例公开的航空发动机单级涡轮气动构型，领域内技术人员可以理解的是，其设计单级涡轮子午面的当量扩张角在40°以上，轮毂比在0.7以上，单级涡轮外流路3当量扩张角大于内流路4当量扩张角，且外流路3型线的拐点相较于内流路4型线的拐点靠近下游，可在实现轻质紧凑低压涡轮布局的同时，全面调节单级涡轮内、外流路3端区三维压力梯度，对端区流场进行有效组织，抑制端区分离的产生，以及抑制端区低速区及二次流的发展。

[0054] 对于上述实施例公开的航空发动机单级涡轮气动构型，领域内技术人员还可以理解的是，其设计单级涡轮导叶1叶型展弦比在1.6以下，各个基截面最大厚度位置连线为线性，尾缘楔角不大于13°，吸力面曲率分布规律为进口段小曲率、喉部前大曲率、喉部后更小曲率，单级涡轮导叶1叶型根基截面、尖基截面压力面曲率先减小后增大，中基截面单调增加，单级涡轮导叶1叶型根基截面、尖基截面的面积比小于0.45，单级涡轮导叶1叶型根基截面进口构造角偏离轴向不大于5，尾缘弯折角小于尖基截面尾缘弯折角，单级涡轮导叶1叶型尖基截面相对最大厚度在0.18以上，能够在满足导叶1结构强度和冷却布局需求的前提下实现导叶1的低损失。

[0055] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0056] 单级涡轮流路型线基于等压力梯度曲线、Batchelor‑Shaw曲线进行联合压力梯度控制。

[0057] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0058] 单级涡轮外流路3型线曲率从较大到0再增大平缓变化，整体呈S型。

[0059] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0060] 单级涡轮导叶1叶型尖基截面有两个，以能够在外流路3当量扩张角大的端区有效控制导叶1的造型，进而有效控制该端区的流场品质；

[0061] 单级涡轮导叶1尾缘以二次曲线三维弯掠积叠成型，可在兼顾对导叶1冷却设计可行性的同时，形成弱C型压力分布，以及在利用端区附近压力梯度削弱端区附面层堆积的同时，不至于增强二次流，尤其是在当量扩张角较大的外流路3端区设计成更大的压力梯度，可实现与级环境中动叶2全叶高范围内相匹配。

[0062] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0063] 单级涡轮叶型各个基截面以样条离散法优化设计。

[0064] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0065] 单级涡轮动叶2叶型各个基截面的前缘楔角在33°以下，尾缘楔角在16°以下，尾缘直径在1.3mm以下， 吸力面最大曲率小于0.003，进口构造角偏离轴向不大于5°，前缘采用半椭圆型造型，且半椭圆型造型长、短轴比在1.7以上；

[0066] 单级涡轮动叶2叶型尖基截面、根基截面的面积比在0.45以上，展弦比在3.0以上，根基截面的尾缘弯折角大于尖基截面的尾缘弯折角；

[0067] 单级涡轮动叶2叶型根基截面的气流转折角在100°以上，尖基截面的气流转折角在70°以下，有利于在满足动叶2结构强度、冷却布局等需求条件下，有效的降低动叶2的流动损失。

[0068] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单级涡轮气动构型中，还包括：

[0069] 单级涡轮导叶1叶栅具有跨音速特征、动叶2叶栅具有高亚音速特征；

[0070] 单级涡轮导叶1叶型负荷分布具有后加载特征，动叶50%叶高以下负荷分布具有前加载、均匀加载混合特征；

[0071] 单级涡轮导叶1叶型为负攻角，动叶50%叶高以上为正攻角，有利于在低反力度和进口高马赫数的条件下保证动叶2槽道收敛度，改善单级涡轮的气动匹配，提高单级涡轮的气动性能。

[0072] 在一个具体的实施例中，应用上述实施公开的航空发动机单级涡轮气动构型，单级涡轮导叶1进口马赫数在0.4以上，动叶2进口马赫数在0.5以上，单级涡轮出口全叶高马赫数在0.5以下、尖部马赫数在0.35以下，出口气流角径向差异不超过20°，载荷系数在2.0以上，流量系数在0.75以上，尖部区域的反力度低于0.45，能够在苛刻的多学科约束条件下，满足高负荷、效率的需求。

[0073] 说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

[0074] 至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。