一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片制造技术

本发明专利技术公开了一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，包括：在高落压比高载荷系数工况下使高压涡轮高效率工作的转子叶片。所述转子叶片采用重心积叠而成，至上而下分成叶尖截面、叶中截面、叶根截面；采用大的叶型弯角θ和小的展弦比，叶型弯角θ沿转子叶片的径向先增大后变小，平均展弦比为0.77，叶片弦长b沿径向逐渐变长；叶高H沿轴向逐渐变高；叶型安装角ξ在转子叶片的径向逐渐变大，经过数值仿真计算验证，本发明专利技术的转子叶片能在落压比为3.91，载荷系数为2.02工况下，高压涡轮效率可以达到90.3％。高压涡轮效率可以达到90.3％。高压涡轮效率可以达到90.3％。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片


[0001]本专利技术涉及一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，属于涡轮转子叶片


技术介绍

[0002]高压涡轮转子是涡轮部件的关键部分，而高压涡轮转子的叶型设计是涡轮部件设计的重要一环；涡轮是航空发动机关键部件之一，而高压涡轮作为核心机部件更是重中之重；现代航空发动机和燃气轮机向着高推重比发展，当前涡轮部件的发展主要通过提高涡轮前温度，以提高发动机功率、效率和推重比，其次是增加涡轮的级负荷，从而达到减少涡轮级数，提高推重比，这两种趋势的共同点是，用单级高压涡轮代替原多级高压涡轮，其高压涡轮的落压比、负荷等都在进一步增大；
[0003]第四代发动机涡轮前温度达1850～1950K，且正在朝着第五代发动机2200K的方向发展，在承受如此高的进口温度、压力下，传统的高压涡轮转子叶片(即中国专利公开号为CN104929696B公开的燃气涡轮叶片)已经很难满足需求；
[0004]虽然目前南华动力机械研究所采用的短弦长、低稠度设计的大转折跨音速叶片造型，载荷系数在2.2情况下，效率可达0.88；以及沈阳航空发动机研究所设计的一台单级跨音速涡轮，其中的叶片在落压比为3.71、载荷系数为2.02情况下，效率可达0.88；但是，很难满足需要在落压比为3、载荷系数为2以上的工况下，使高压涡轮效率达90％以上，导致高压涡轮效率低。

技术实现思路

[0005]为解决上述技术问题，本专利技术提供了一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片。
[0006]本专利技术通过以下技术方案得以实现。
[0007]本专利技术提供的一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，包括：在高落压比高载荷系数工况下使高压涡轮高效率工作的转子叶片。
[0008]所述转子叶片采用重心积叠而成，至上而下分成叶尖截面、叶中截面、叶根截面；
[0009]为使单级负荷达到要求，采用大的叶型弯角θ和小的展弦比，叶型弯角θ沿转子叶片的径向先增大后变小，叶型弯角θ的范围为121.52
°
～109.16
°
。
[0010]平均展弦比为0.77，叶片弦长b沿径向逐渐变长，叶尖截面的叶片弦长b为叶根截面的叶片弦长b的1.063倍，叶中截面的叶片弦长b为叶根截面的叶片弦长b的1.033倍；
[0011]叶高H沿轴向逐渐变高，叶片尾缘TE出口处的叶高H为叶片前缘LE进口处的叶高H的1.56倍；
[0012]为控制流动，叶型安装角ξ在转子叶片的径向逐渐变大，范围为
‑
36.5
°
～
‑
45.72
°
，转子叶片的最大厚度位置在叶片弦长b沿转子叶片径向的20％～27.5％处，转子叶片最大厚度为叶片弦长b的10％～37.5％范围内。
[0013]本专利技术的有益效果在于：经过数值仿真计算验证，本专利技术的转子叶片能在落压比为3.91，载荷系数为2.02工况下，高压涡轮效率可以达到90.3％，使高压涡轮部件能够满足设计要求，提高推重比，满足了需要在落压比为3、载荷系数为2以上的工况下，保证高压涡轮效率达90％以上。
附图说明
[0014]图1是本专利技术的结构示意图；
[0015]图2为图1转子叶片重心积叠图；
[0016]图3为图1俯视图；
[0017]图4为叶尖截面速度流线仿真图；
[0018]图5为叶中截面速度流线仿真图；
[0019]图6为叶根截面速度流线仿真图；
[0020]图中：1
‑
转子叶片；11
‑
叶尖截面；12
‑
叶中截面；13
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叶根截面；b
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叶片弦长；ξ
‑
叶型安装角；L
‑
弦线；θ
‑
叶型弯角；a
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额线；H
‑
叶高；LE
‑
叶片前缘；TE
‑
叶片尾缘。
具体实施方式
[0021]下面进一步描述本专利技术的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
[0022]如图1至图6所示。
[0023]本申请的一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，包括：转子叶片1，转子叶片1采用重心积叠而成，至上而下分成叶尖截面11、叶中截面12、叶根截面13；
[0024]为使单级负荷达到要求，采用大的叶型弯角θ和小的展弦比，叶型弯角θ沿转子叶片1的径向先增大后变小，叶型弯角θ的范围为121.52
°
～109.16
°
。
[0025]平均展弦比为0.77，叶片弦长b沿径向逐渐变长，叶尖截面11的叶片弦长b为叶根截面13的叶片弦长b的1.063倍，叶中截面12的叶片弦长b为叶根截面13的叶片弦长b的1.033倍；
[0026]叶高H沿轴向逐渐变高，叶片尾缘TE出口处的叶高H为叶片前缘LE进口处的叶高H的1.56倍；
[0027]为控制流动，叶型安装角ξ在转子叶片1的径向逐渐变大，范围为
‑
36.5
°
～
‑
45.72
°
，转子叶片1的最大厚度位置在叶片弦长b沿转子叶片1径向的20％～27.5％处，转子叶片1最大厚度为叶片弦长b的10％～37.5％范围内。
[0028]根据以上限定参数，以高压涡轮的转子叶片1基元级设计为基础，对叶根截面13到叶尖各截面分别造型，分别对各截面进行二维计算，验证设计是否达到要求，继以重心积叠方式积叠出三维叶片，然后对三维叶型进行三维流场计算，通过计算级效率和分析流场验证性能是否满足，如不满足总体要求，重新对叶片各截面造型，形成闭环的迭代过程，直至获得满意的气动性能。
[0029]经过数值仿真计算验证，本专利技术的转子叶片1能在落压比为3.91，载荷系数2.02下，如图4至图6的各截面速度流线图，各截面流动情况好，流动无明显分离，叶型损失小，仿真计算高压涡轮效率可以达到90.3％，使高压涡轮部件能够满足设计要求，提高推重比，满足了需要在落压比为3、载荷系数为2以上的工况下，保证高压涡轮效率达90％以上，提高了
高压涡轮的效率。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，其特征在于，包括：在高落压比高载荷系数工况下使高压涡轮高效率工作的转子叶片(1)。2.如权利要求1所述的适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，其特征在于：所述转子叶片(1)采用重心积叠而成，至上而下分成叶尖截面(11)、叶中截面(12)、叶根截面(13)。3.如权利要求2所述的适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，其特征在于：所述转子叶片(1)采用大的叶型弯角θ和小的展弦比，叶型弯角θ沿转子叶片(1)的径向先增大后变小，叶型弯角θ的范围为121.52
°
～109.16
°
。4.如权利要求3所述的适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，其特征在于：所述转子叶片(1)上的平均展弦比为0.77，叶片弦长b沿径向逐渐变长。5.如权利要求4所述的适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，其特征在于：所述叶尖截面(11)的叶片弦长b为叶根截面(13)的叶片弦长b的1.063倍，叶中截面(12)的叶片弦长b为叶根截面(13)的...

【专利技术属性】
技术研发人员：张周康，朱培模，祁麟，韦继勤，曾文明，姚琳，
申请(专利权)人：中国航发贵阳发动机设计研究所，
类型：发明
国别省市：