[发明专利]一种大扩张角通道内的流动控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种可广泛使用的大扩张角通道内的流动控制方法，尤其是涉及航空发动机或燃气轮机中大扩张角过渡段和涡轮导向器通道内的流动控制方法；本发明还涉及采用该方法设计的扩张流道和包含该流道的各种机械装置。

背景技术

在未来很长一段时间内，大涵道比涡扇发动机将仍然是大型客机动力的唯一选择。大涵道比涡扇发动机的风扇所产生的推力占到发动机总推力的60％-80％，因此，保持驱动风扇的低压涡轮工作于较高的效率状态对于大涵道比民用发动机来说是至关重要的。

目前民用发动机的涵道比已经发展到9～10，风扇的直径则超过3米。在这种条件下，一方面，发动机的高压部件仍然工作于较高的转速(10000r/min～15000r/min)，这就要求高压涡轮的直径较小，另一方面，受风扇叶尖切线速度不能太大的限制，在未采用齿轮变速装置的情况下，低压部件的转速很低(2500r/min～5500r/min)，而为了满足低压涡轮的做功能力和高效率的要求，就必须加大低压涡轮的直径和叶高。这种高、低压涡轮对直径和叶高要求的巨大差异，导致大涵道比发动机不得不采取大扩张角的低压涡轮子午流道设计，有的发动机还需要在高压涡轮1，低压涡轮3之间布置大扩张角的过渡段2，如图1所示。

大扩张角通道内的流动较为复杂，且难以控制。大扩张角通道的流通面积沿流向迅速增大，亚声速流体在其中压力增大，沿流向形成明显的逆压梯度。逆压梯度是造成扩张通道内流动难以控制的主要原因，在其作用下流体的速度不断减小，当逆压梯度增大到一定程度，通道内部分流体的速度就会减小到零，进而反方向流动，即出现回流区。一般而言，该回流区最先出现于动能最小的端壁附面层区域，形成所谓的附面层分离。即使逆压梯度不是很强、没有造成附面层分离，其作用也会使流体动能减小，导致端壁附面层增厚、流体抵抗横向压力梯度的能力减弱，较容易形成二次流(指所有与主流方向不一致的流动)，这些都会引起较大的流动损失。

因而，大扩张角流道设计对于降低流道的气动损失、提高低压涡轮的效率是不利的。对于低压涡轮前的过渡段而言，大扩张角的子午流道造成端壁附面层的明显加厚和二次流的显著增强，严重影响低压涡轮的进气状态，从而导致低压涡轮性能的下降。并且，当机匣(即流道外壁)外扩角超过20°时，很可能在低压涡轮导向器前形成回流区，这不仅使过渡段内的损失增加，而且会严重影响到下游涡轮的正常工作。对于采用大扩张角流道的低压涡轮而言，除了会出现上述不利影响，在某些情况下叶栅流道的收敛度可能不足以弥补子午流道的扩散程度，这还会导致叶栅局部(以前部常见)出现扩压流动，使涡轮损失增加，效率下降。

为解决大扩张角子午流道所带来的流动问题，国内外研究者做了大量的工作，所做研究大多关注于子午流道端壁线型的改变(如采用等速度梯度型、等压力梯度型等)和叶片造型方式的改变(如采用正弯、前倾等)。这些方法能在一定程度上改善大扩张角通道内的流动，但其作用效果是有限的。随着民用航空发动机涵道比和直径的不断增加，高、低压涡轮的尺寸差异不断增大，即使采用了上述研究的结果，低压涡轮和过渡段的子午流道扩张角仍然被限制在较小的范围内。设计人员不得不通过加大过渡段和涡轮的轴向尺寸以满足低压涡轮对半径和叶高的要求，而这将给设计人员带来另外一个棘手的问题——发动机重量的增加。可见，航空发动机的发展要求更加有效的控制扩张通道内流动的方法。

发明内容

本发明所提供的技术可以克服上述现有技术的不足，为大涵道比涡扇发动机提供一种新的控制扩张通道内流动的方法，该方法在显著增大流道的扩张角的同时增强对流动的控制，以提高大涵道比涡扇发动机的气动性能和降低轴向尺寸和重量。

本发明所提供的技术方案是：一种大扩张角通道内的流动控制方法，其特征在于：在扩张流道内，即机匣(流道外壁)和轮毂(流道内壁)之间布置有导流环或导流板，或同时布置有导流环和导流板，将导流环在圆周方向分割为多个片段，其中的一段或几段即组成导流板。

所述的导流环或导流板通过支板固定。

所述的导流环或导流板的厚度根据结构和强度的要求确定，一般在0.2mm～2mm。

所述的导流环或导流板的流向尺寸以及在流向和展向，即沿叶片高度的方向，的布置位置根据实际流动的需要确定，在流向应开始于回流区或二次流明显形成位置之前的0.1～1.5倍叶片高度的位置，并延续至回流区的结束位置附近，或者延续到扩张段的出口附近，导流环或导流板在展向一般位于10％和90％的叶片高度之间。