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航空发动机对涡轮的要求和发展都是什么样的?

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航空发动机对涡轮的要求和发展都是什么样的?

发布日期:2018-08-28 作者: 点击:

  随着航空发动机对推重比要求的不断提高,涡轮负荷随之不断增大,使得涡轮出口的超跨声流动现象越来越常见,且通常伴随着复杂的激波结构,激波与尾迹及边界层的相互作用会导致更大的能量损失。对超声速涡轮尾缘流场激波结构作了详细的描述,指出在叶片尾缘存在膨胀波、尾缘激波、基底区、分离剪切层以及下游气流汇合区。对于高负荷涡轮,出口马赫数接近1时,叶栅尾迹损失相对边界层损失占主导作用;尤其是当激波影响区域较大,和尾迹发生干扰时,损失则更大。因此,降低涡轮动叶出口激波强度不仅可以降低激波损失,同时也可以降低激波与尾迹及边界层的干扰损失,提高涡轮气动性能。涡轮可调导向器能够控制发动机循环参数,但无法解决转子叶片攻角问题,因此在研究中仅一排动力涡轮导向器可调。增压器动叶片出口排气框架支板设计为尾缘可调,减少排气损失。研究表明上述概念的应用收益较小,能够降低巡航状态1%的耗油率,在悬停、单发应急状态下提高功率2%,但造成发动机重量增加约5%。性能的提高无法有效弥补发动机重量、成本和复杂性的提高。

  国外针对高负荷增压器涡轮已经开展了反方法弱化激波研究,在反设计计算过程中,应用可渗透边界条件来施加压力分布,采用蒸腾模型得到反设计叶型,并通过迭代来更新反设计叶型,终得到的叶型表面粘性压力分布达到目标压力分布。他们应用此方法对LS89高负荷涡轮导向器叶片进行了反设计,通过光顺吸力面压力分布,反设计叶型尾缘内尾波打在相邻叶片吸力面后反射出的激波强度明显降低,内尾波强度被削弱。这一研究表明,采用反方法进行高负荷涡轮激波控制是可行的。可变导叶和动叶能够有效解决攻角问题。虽然该方案本身不能够降低涡轮级载荷,但能够容许增加涡轮级以提高涡轮效率。主要的问题是导叶和动力变几何导致的间隙泄漏会部分抵消效率的提升。增压器涡轮叶片同时这一方案的重量、成本和复杂性大,可靠性是个很大的问题,按照目前的技术水平难以实现。自20世纪70年代,推出了高负荷涡轮计划,旨在提高涡轮单级负荷及整级膨胀比。该计划采用“弱化激波造型”技术来削弱涡轮出口激波。在设计过程中,主要关注与下游激波强度密切相关的几个参数,包括安装角、落后角、尾缘楔角以及尾缘折转角,并采用缩放通道,平直后部薄尾缘设计,通过平衡气动、气冷及材料的要求得到结果。从本质上讲,这种从初始叶型出发,基于设计经验或计算机技术的弱化激波造型设计可归为正问题设计方法。相对于正问题设计,反方法可以通过修改叶型表面的速度或压力分布,达到削弱激波的目的,并获得某一工况下设计性能的初始叶型。


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