一种涡轮导向器喉道面积调节方法与流程

本发明属于航空发动机及燃气轮机领域，具体涉及一种涡轮导向器喉道面积调节方法。

背景技术：

现代航空燃气涡轮发动机一般为双转子结构，其高压涡轮级通常为低反力度设计，导叶在较小压比下就可进入临界状态，使得发动机核心机能够稳定工作，而高压涡轮导向器的喉道面积大小直接决定了高压级临界流量的大小。此外，低压涡轮级的导向器通过其喉道面积的大小，实现总体方案要求的两级涡轮的功率分配。即航空燃气涡轮发动机的涡轮导向器喉道面积对整机性能有关键性影响。随着现代飞机使用场景和作战任务的多样化、复杂化，对航空燃气涡轮发动机的提出了多设计点、宽工况下高效率的设计要求，以实现发动机在各种飞行条件下都处于最佳性能状态，即变循环发动机。而目前变循环发动机普遍采用的方案为变几何涡轮，主要通过采用旋转式的可调涡轮导叶，如图1所示，实现导叶喉道大小的连续性变化，以达到调控发动机热力循环的作用。

国内外学者相关研究表明，旋转式可调涡轮导叶由于叶片整体旋转，在同样来流角度下，会造成攻角的变化，带来额外的攻角损失，也会改变导叶出口气流方向，影响下游动叶性能。此外，为实现导叶旋转，叶片与上、下缘板之间必然存在一定间隙，带来泄漏损失。与此同时，这种旋转式可调涡轮导叶在叶片设计时，结构复杂，工艺繁琐；长期旋转调节必然影响叶片的使用寿命，需要定期维护，一旦出现故障后，拆卸维护极为繁琐。

技术实现要素：

本发明的目的是：提出一种涡轮导向器喉道面积调节方法，通过在发动机工作过程中在燃气通道插入副叶片，达到涡轮导向器喉道面积的适应性调节的目的，实现发动机热力循环变化的需求。

本发明的技术解决方案是：一种涡轮导向器喉道面积调节方法，该方法是在现有涡轮导向器两叶片之间插入副叶片，所述副叶片形状与导向器叶片中弧线形状相似。

所述副叶片通过液压作动筒插入涡轮导向器两叶片之间，可以根据气流需求选择相应的位置；必要时可将副叶片无限接近于涡轮导向器叶片。

所述副叶片的数量为涡轮导向器叶片数目最小整除数的整数倍；便于对称分布。

所述副叶片的端面设置有连接轴，连接轴一方面便于与作动器配合，使得整个副叶片的插入或拔出更为快捷；连接轴为两根，分别设置于副叶片的两端，在两根轴的共同作用下副叶片更为稳定牢靠。

所述副叶片与缘板直接接触位置设置有柔性封严绳，以保证副叶片在插入拔出时均具有良好的密封性能。

所述下缘板开有与连接轴一端配合的孔，连接轴穿过副叶片后插入下缘板的开孔中，以保证副叶片在工作过程中不会随意移动。

所述副叶片还可以设置在主叶片的一侧；完全贴附于主叶片，也可以与主叶片进行融合设计。

技术效果：

1)与目前广泛采用固定式涡轮导向器相比，本发明的升降式副叶片的涡轮导向器流通能力调节结构可以根据发动机多设计点的需求，设计对应的主叶片和若干副叶片，实现发动机工作循环的调整。且导叶流量大小由喉道决定，目前高压涡轮导向器一般为直叶片(所有叶高叶型相同，积叠轴为直线)，副叶片设计时只要按照不同状态的流量变化值，进行叶型喉道宽度的等比例设计即可，设计难度小。

2)与目前变几何涡轮中普遍采用的旋转式可调导叶结构相比，本发明的升降式副叶片的涡轮导向器流通能力调节结构不改变导叶的进口和出口几何角度，不会带来攻角损失，也不会因为改变导叶出口气流方向而影响涡轮动叶的效率。

3)与目前变几何涡轮中普遍采用的旋转式可调导叶结构相比，本发明采用的升降式副叶片的涡轮导向器流通能力调节结构不会带来叶片与上、下缘板连接处的大量间隙，通过合理的封严设计可以有效控制泄漏问题，产生的泄漏损失显著低于旋转式可调导叶结构。

附图说明

图1为旋转式可调涡轮导叶结构示意图，

图2两主叶片喉道宽度示意图，

图3副叶片插入喉道内示意图，

图4副叶片贴附于主叶片示意图，

编号说明，1-主叶片，2-副叶片。

具体实施方式

本发明提出一种涡轮导向器喉道面积调节方法，是在现有涡轮导向器两叶片之间插入副叶片，所述副叶片形状与导向器叶片中弧线形状相似。以下结合说明书附图对本方法的具体实现进行详细说明。

实施例1，如图3和图4所示，本实施方式中提出了一种采用升降式调节结构，以实现涡轮导向器喉道面积的调节，该结构由涡轮导向器主体1、副叶片2、连接轴3和柔性封严绳4组成。涡轮导向器主体与一般涡轮导向器无异，可与上下游零组件正常装配。导向器主体在上缘板上开有副叶片叶型槽，叶型槽上开有小槽，用于放置柔性封严绳，副叶片可插入其中且沿副叶片尾缘积叠轴线上下移动。副叶片与连接轴一端通过螺纹连接，连接轴另一端与液压作动筒相连。

工作原理说明：

一种升降式副叶片的涡轮导向器喉道面积调节结构通过在发动机工作中升降副叶片来改变导向器喉道面积。副叶片在升降范围的上限位置(图3所示位置)和下限位置(图4所示位置)分别对应大喉道面积状态和小喉道面积状态，状态变化通过与副叶片相连的液压(或电动)作动筒驱动。本文示例中的两种状态喉道面积相对变化幅度为12.8％。

在调节过程中，副叶片不改变导向器的进口和出口几何角度，对于来流方向基本为轴向的情况而言(高压涡轮导向器进口一般为轴向)，不同喉道面积状态下都可以保持最佳攻角，不会带来额外攻角损失，同时也不改变出口气流方向，不影响下游动叶的性能。此外，升降式结构相对旋转式结构带来的叶片间隙更少，通过合理的封严设计可以有效控制泄漏，较旋转式结构有更低泄漏损失。因此，本发明采用的升降式副叶片结构具有更高的效率。

根据发动机使用的不同需求，副叶片还可设计成多片组合式，通过插入不同数目的副叶片，获得若干组别的喉道面积值，实现导向器喉道面积的多级变化，适应不同发动机工作循环的流量要求。

以图2～图4所示的主、副叶片设计为例。

1、根据总体性能的要求，高压涡轮导向器的喉道流量要求为：主设计点状态xkg/s，副设计点状态ykg/s，y相对x小12.8％；

2、根据较大流量设计点状态，即主设计点状态，完成相应的主叶片气动设计，其设计截面喉道宽度为22.7mm时，可实现喉道流量xkg/s的设计要求，获得主叶片叶型(图2灰色部分叶型)；

3、根据较小流量设计点状态，即副设计点状态，喉道流量相对较大流量设计点状态小12.8％，该导向器叶片为尾缘积叠的直叶片(所有叶高叶型相同，积叠轴为直线)，按照喉道流量与喉道面积成正比，在主叶片的基础上，增加副叶片后进行副叶片调整，保持叶型其他几何参数不改变，实现两段喉道宽度之和为19.8mm，实现喉道面积下降12.8％，获得副叶片；

4、根据主、副叶片气动设计，完成相应的结构设计，实现相应的密封、副叶片升降功能。

本发明提出的一种涡轮导向器喉道面积调节方法，根据发动机多设计点的不同流量要求，对导叶进行主叶片和副叶片的整体气动设计，主叶片实现导叶的在主设计点下的功能(流通能力控制、气流膨胀加速、转折等)，副叶片只在副设计点时插入燃气通道，起到改变叶型喉部宽度的作用，实现喉道面积的改变。图2-1中的绿色直线为未插入副叶片状态时该截面的喉道宽度，其长度为22.7mm，图2-2中的红色直线为插入副叶片状态该截面的喉道宽度，两红线总长度为19.8mm，插入副叶片后，喉道大小减小约12.8％。

本发明采用的升降式副叶片的涡轮导向器喉道面积调节结构，由于不改变导叶进口和出口几何角度，在各状态下能保持最佳攻角，并且不影响下游部件进口流动状态。此外，本发明采用的结构不存在导叶与上、下缘板间的间隙，可以有效减少泄漏损失。即相对目前普遍采用的旋转式结构，本发明采用的结构可以在有效减小损失的情况下，改变导向器喉道面积，实现发动机循环的变化。

实施例2，根据本发明提出的方法，还提出了一种升降式组合叶片的涡轮导向器喉道面积调节结构；该结构通过在发动机工作中升降副叶片来改变导向器局部叶型，实现涡轮导向器喉道面积的变化。具体的，副叶片还可以设置在主叶片的一侧；完全贴附于主叶片。副叶片在升降范围的上限位置和下限位置分别对应大喉道面积状态和小喉道面积状态，状态变化通过与副叶片相连的液压(或电动)作动筒驱动。其中，副叶片拔出吼道时，对应单通道的喉道面积为5.91cm²，对应单通道的喉道面积为5.58cm²，喉道面积相对变化幅度为5.6％。

在调节过程中，副叶片只改变叶片吸力面(叶背面)局部叶型，不改变叶片进口和出口几何角度，对于来流方向基本为轴向的情况而言(高压涡轮导向器进口一般为轴向)，不同喉道面积状态下都可以保持最佳攻角，不会带来额外攻角损失，同时也不改变出口气流方向，不影响下游动叶的性能。此外，升降式组合叶片的结构相对旋转式结构带来的叶片间隙更少，通过合理的封严设计可以有效控制泄漏，较旋转式结构有更低泄漏损失。因此，本发明采用的升降式组合叶片的结构具有更高的效率。

根据发动机使用的不同需求，副叶片还可设计成多片式，通过插入不同数目的副叶片，获得若干组别的喉道面积值，实现导向器喉道面积的多级变化，适应不同发动机工作循环的流量要求。