一种航空发动机涡轮后支板叶片及涡轮后机匣的制作方法

1.本发明涉及航空发动机叶片的技术领域，尤其涉及一种航空发动机涡轮后支板叶片，以及具备该航空发动机涡轮后支板叶片的涡轮后机匣。


背景技术：

2.涡轮部件是加力型航空发动机关键部件之一，对整机性能有重要影响。而涡轮后支板及后机匣则是涡轮部件的重要组成部分，主要气动功能是将偏转的气流折转至轴向，为加力燃烧室创造合理的进口气流条件，实现发动机的高效工作。在混合排气加力型涡扇发动机中，涡轮后支板位于低压涡轮转子和加力燃烧室之间。气动设计时，在考虑适应低压涡轮转子出口气流角度的同时，还需考虑加力燃烧室对其入口气流低速且轴向的要求，故涡轮后支板气动设计是涡轮部件设计的重要一环。尤其随着现代航空发动机向着高推重比发展，一个重要技术路线是增加涡轮的级负荷,从而达到减少涡轮级数或叶片数进而提高推重比的目的，然而这也产生新的问题，即低压涡轮转子出口气流偏离轴向的角度将不断增大，在二代、三代机中，低压涡轮出口气流偏离轴向约为10
°
～20
°
，负荷增加后将达到30
°
～50
°
，呈现高余旋来流状态(气流角30
°
以上)，对涡轮后支板的低损失气动设计带来更大的难度。
3.现有技术中，如公开号为cn112031879a的专利申请公开了一种涡轮后支板叶片及其航空发动机，采用大支板保证滑油管路、承力结构的装配，在大支板后安装若干小支板实现整流作用，用以解决发动机涡轮后支板重量大且容易造成气流堵塞的技术问题。
4.又如，公开号为cn114542207a一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，通过给定支板的前缘和尾缘小圆直径，前缘采用较大的小圆直径以适应更宽广的来流方向，尾缘采用适中的小圆直径保证尾缘厚度，既可以满足铸造需求，又可以尽可能降低尾缘流动损失。通过给定前缘小圆圆心连接尾缘小圆圆心的直线与型面水平线的角度，给定支板进口构造角和出口构造角以形成支板的中弧线，使得后机匣支板前后的主气流能够满足一定角度的气流转折需求，导流作用增强，有利于流动损失控制，有利于来流偏离轴向较大时，支板后轴向排气设计，还能降低流动分离的风险。
5.然而，当涡轮后支板工作在高余旋来流环境中，发动机要求支板数量少，重量轻，整环稠度低，内部穿过滑油管路、支柱结构及测试结构等，需保证一定叶型厚度；此外，加力型涡扇发动机加力燃烧室要求较低的来流马赫数，使得涡轮后支板子午通道不得不设计为扩张形式。在高余旋来流和通道大扩张条件下，涡轮后支板背侧极易发生大尺度流动分离，产生严重损失，降低发动机推力，影响整机性能。在高余旋来流和通道大扩张条件下，上述现有专利文献中的支板结构和叶型设计方法已不能达到以有限数量支板实现低损失整流设计的目的，也均未见公开如何解决高余旋来流、大扩张通道内支板分离流动问题。


技术实现要素：

6.本发明的主要目的是提出航空发动机涡轮后支板叶片及涡轮后机匣，以解决高余
旋来流、大扩张通道内支板分离流动问题，降低流动损失，为加力燃烧室提供合理的气流状态，满足发动机整机高推力、低油耗的需求。
7.为实现上述目的，一方面，本发明提出一种航空发动机涡轮后支板叶片，包括叶片本体，所述叶片本体上各个横截面为零攻角；沿叶片本体径向方向，叶片本体上各个横截面的叶型弦长和安装角均呈先增大后减小形状；各个横截面按前缘圆弧中心连线进行线性积叠。
8.优选的，所述叶片本体各个横截面的前缘圆弧的半径相等，各个横截面前缘圆弧中心连线为直线。
9.优选的，所述叶片本体各个横截面的尾缘圆弧的半径相等。
10.优选的，在叶片本体径向方向上依次具备叶尖截面、叶中截面以及叶根截面；叶片本体上各横截面的前缘构造角与上游相应位置的来流气流角相同。
11.进一步地，所述叶尖截面的前缘构造角为66
°
，叶中截面的前缘构造角为58
°
，叶根截面的前缘构造角为57
°
。
12.优选的，所述叶根截面的叶型弦长与叶尖截面的叶型弦长长度相同，叶尖截面的叶型弦长长度优选为叶根截面的叶型弦长或叶尖截面的叶型弦长长度的1.11～1.15倍。
13.进一步地，所述叶尖截面和叶根截面的叶型弦长130mm，叶中截面的叶型弦长为147mm。
14.进一步地，所述叶尖截面的安装角为99
°
，叶中截面的安装角为100
°
，叶根截面的安装角为97
°
。
15.如权利要求1所述的一种航空发动机涡轮后支板叶片，其特征在于：所述叶片本体各个横截面的叶型弯角不小于20度。
16.另一方面，本发明还提出一种涡轮后机匣，包括机匣内环和机匣外环，其特征在于，在所述机匣内环与机匣外环之间设置有上述航空发动机涡轮后支板叶片，该涡轮后机匣上整环均布有12个叶片本体。所述叶片本体的一端插接在机匣外环上，另一端插接在机匣内环上，在机匣外环与叶片本体之间设置有外衬套并进行焊接；在机匣内环与叶片本体之间设置有内衬套并进行焊接。
17.由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果如下：
18.(1)本发明中，叶片本体的各个横截面采用零攻角设计，且沿径向，各个横截面的叶型弦长和安装角均呈先增大后减小形状，且各个横截面按前缘圆弧中心连线进行线性积叠，叶片前缘圆弧中心连线为直线；叶片本体尾缘处吸力面与端壁的夹角为锐角，压力面与端壁的夹角为钝角，共同使得叶片本体的尾缘中部形成了向着叶背侧弯曲的局部反弯形状，即形成了“类反弯叶片”，局部的反弯可有效控制支板背侧附近的二次流动，克服通道大扩张产生的大逆压梯度，抑制或消除大分离流动，提升性能。
19.(2)在本发明中，该叶片本体采用根、中、尖三个截面定义，采用前缘点直线积叠，各截面前缘根据来流气流方向采用零攻角设计，通过调整根、中、尖三个截面叶型的弦长和安装角相对大小，使得中部弦长和安装角大，积叠后，叶片呈现前缘部分为直叶片、尾缘压力面向吸力面凹陷且叶中尾缘向后凸出的三维形态，该形态在支板尾缘背侧产生径向二次流动，将根部和尖部附近的流体卷吸到中部，并加以整流，可有效控制流动分离。
附图说明
20.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
21.图1为叶片本体上的横截面示意图；
22.图2为叶片本体三维视图；
23.图3为叶片本体上叶型截面的几何参数示意图；
24.图4为涡轮后机匣装配体示意图；
25.图5为涡轮后机匣前视图(前缘到尾缘方向)；
26.图6为涡轮后机匣后视图(尾缘到前缘方向)；
27.图7为常规设计的叶片支板叶根截面流线图；
28.图8为常规设计的叶片支板叶中截面流线图；
29.图9为常规设计的叶片支板叶尖截面流线图；
30.图10本发明中叶片本体的叶根截面流线图；
31.图11叶中截面流线图；
32.图12叶尖截面流线图。
33.附图标号说明：
34.100、叶片本体；
35.1、叶尖截面；2、叶中截面；3、叶根截面；
36.4、支板吸力面；5、支板压力面；6、叶片前缘；7、叶片尾缘
37.8、额线；9、前缘构造角；10、安装角；11、叶型弦长；12、叶型弯角；
38.14、机匣内环；15、机匣外环；16、内衬套；17、外衬套；18、垫片。
具体实施方式
39.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
40.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
41.对于航空发动机涡轮后支板叶片设计，加力型涡扇发动机加力燃烧室要求较低的来流马赫数，使得涡轮后支板子午通道不得不设计为扩张形式，扩张程度通常用当量扩张角界定，当量扩张角定义为：将流道环形通道的进、出口面积分别等效成圆台的2个圆面积，圆台的轴线长度与过渡流道的轴向长度保持一致，这时圆台腰线与轴线形成的夹角即为流道当量扩张角，一般当量扩张角设计在9
°
左右，高于该值界定为大扩张角。
42.结合图3所示，为叶片本体上叶型截面的几何参数示意图，在叶片设计中，主要几何参数包括：额线8、前缘构造角9、安装角10、叶型弦长11、以及叶型弯角12。
43.结合图1、图2所示为本发明所提供的一种航空发动机涡轮后支板叶片，包括叶片本体100，所述叶片本体100上各个横截面为零攻角；沿叶片本体100径向方向，叶片本体100上各个横截面的叶型弦长和安装角均呈先增大后减小形状；各个横截面按前缘圆弧中心连线进行线性积叠。。通过该结构，共同使得叶片本体100的尾缘中部形成了向着叶背侧弯曲的局部反弯形状，即形成了“类反弯叶片”，局部的反弯可有效控制支板背侧附近的二次流动，克服通道大扩张产生的大逆压梯度，抑制或消除大分离流动，提升性能。
44.优选的，所述叶片本体100各个横截面的前缘圆弧的半径相等，各个横截面前缘圆弧中心连线为直线。所述叶片本体100各个横截面的尾缘圆弧的半径相等。在进行叶片本体100的设计时，采用中线厚度法进行叶片本体100进行参数化造型设计，以叶片基元级设计为基础，对叶根到叶尖各截面叶型分别造型，分别开展二维计算，验证叶型表面载荷分布是否达到预期要求，继以前缘圆心积叠方式积叠出三维叶片，然后以各截面叶型安装角和弦长为优化变量，以总压恢复系数和出口气流角为优化目标，对三维叶片开展造型设计到三维流场计算的三维循环迭代，直至获得满意的气动性能，并且配合几何约束调整、典型工况性能验算和强度设计验算确定最终设计。
45.结合图1所示，在在叶片本体100径向方向上依次具备叶尖截面1、叶中截面2以及叶根截面3；叶片本体100上各横截面的前缘构造角与上游相应位置的来流气流角相同；所述叶尖截面1的前缘构造角为66
°
，叶中截面2的前缘构造角为58
°
，叶根截面3的前缘构造角为57
°
。
46.进一步地，所述叶根截面3的叶型弦长与叶尖截面1的叶型弦长长度相同，叶尖截面1的叶型弦长长度优选为叶根截面3的叶型弦长或叶尖截面1的叶型弦长长度的1.11～1.15倍。具体地，所述叶尖截面1和叶根截面3的叶型弦长130mm，叶中截面2的叶型弦长为147mm。所述叶尖截面1的安装角为99
°
，叶中截面2的安装角为100
°
，叶根截面3的安装角为97
°
。所述叶片本体100各个横截面的叶型弯角不小于20度。
47.通过上述参数设计，经数值仿真验证，在高余旋来流(偏离轴向30
°
)和大扩张通道(当量扩张角16
°
，常规设计当量扩张角9
°
左右)条件下，常规设计的涡轮后等截面直大小支板叶片总压恢复系数0.95，平均出口气流角16
°
(与轴向)，最大出口气流角25
°
(与轴向)；而本发明提出的涡轮后支板叶片实现总压恢复系数0.98，平均出口气流角3
°
(与轴向)，最大出口气流角9
°
(与轴向)，总压恢复系数相对常规设计提升3％。常规设计与本发明支板叶片的速度流线图对比参照图7至图12所示。图7至图9为现有常规设计的速度流线图，在高余旋来流、通道大扩张条件下发生大分离流动。而图10至图11为本发明叶片支板的速度流线图，从图中可以看出，在高余旋来流、通道大扩张条件下并未发生大分离流动。
48.另一方面，本实施例还提供一种涡轮后机匣，包括机匣内环14和机匣外环15，其特征在于，在所述机匣内环14与机匣外环15之间设置有上述航空发动机涡轮后支板叶片。在机匣外环15上设置有多个垫片18。
49.具体的，该涡轮后机匣上整环均布有12个叶片本体100。
50.所述叶片本体100的叶盆侧为支板压力面5，叶背侧为支板吸力面4，由于叶片本体100在尾缘处具备局部弯曲形状，使得支板吸力面4与机匣内环14、机匣外环15壁面的角度为锐角，支板压力面5与机匣内环14、机匣外环15壁面的角度为钝角。
51.进一步地，所述叶片本体100的一端插接在机匣外环15上，另一端插接在机匣内环
14上，在机匣外环15与叶片本体100之间设置有外衬套17并进行焊接；在机匣内环14与叶片本体100之间设置有内衬套16并进行焊接。
52.以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所做的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。