[发明专利]燃气涡轮进口导叶叶型设计方法、燃气涡轮及航空发动机

说明书

本发明公开了一种燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，通过仿真获取进口导叶叶型表面的等熵马赫数分布情况以及特征参数，获取进口导叶叶型表面的低负荷区域和进口攻角；采用前缘截断的方式截去进口导叶叶型前缘的低负荷区域以构建高负荷进口导叶叶型，同时增大进口导叶叶型的进口攻角以增加进口导叶叶型的前部负荷，为保持叶片在航空发动机中的轴向安装空间不变，对进口导叶叶型进行放大和参数重构，从而使进口导叶表面气动参数分布合理，气动损失少，且进口导叶放大后，涡轮的叶片栅距按相应比例放大，涡轮的叶片数相应按比例减少，从而减少用于进口导叶的冷气量，同时降低了制造成本。

技术领域

本发明涉及航空发动机零件设计加工技术领域，特别地，涉及一种燃气涡轮进口导叶叶型设计方法。此外，本发明还涉及一种包括上述燃气涡轮进口导叶叶型设计方法设计加工制造的燃气涡轮。此外，本发明还涉及一种包括上述燃气涡轮的航空发动机。

背景技术

现有的中小型航空燃气涡轮发动机中，涡轮是燃气涡轮发动机动力装置的核心部件之一，是将高温、高压燃气的能量转变为动能和机械能的叶轮机械，其主要功能是将高温、高压的燃气从涡轮进口流经导向叶片排时转弯膨胀，进而将燃气压力势能转换成燃气动能，使得高速燃气通过工作叶片排作机械功，并由燃气涡轮轴提供给压气机进行空气压缩。因此，涡轮设计的优劣决定了发动机整体设计水平，其发展水平对航空发动机的研制有着至关重要的作用。

随着涡轮发动机性能及功重比的提高，循环参数不断提高，涡轮前的温度也在不断增长，对于燃气涡轮来说，进口燃气温度已达到甚至超过2000K，导致进口导叶需要大量冷气用于冷却，其冷气量大致占压气机进口流量的10％，但是进口导叶如果通过大量的气膜进行引气冷却，一方面会增加进口导叶的气动损失，降低涡轮的传动效率；另一方面也相应地减少了燃烧室冷却和掺混的可用气量。此外，在进口导叶的叶身上制造大量的气膜孔会增加工艺难度和成本。

发明内容

本发明提供了一种燃气涡轮进口导叶叶型设计方法、燃气涡轮及航空发动机，以解决现有的航空发动机中燃气涡轮进口导叶的引气量过多，而增加了进口导叶的气动损失，降低了涡轮的传动效率，相应地减少了燃烧室冷却和掺混的可用气量；在进口导叶的叶身上制造大量的气膜孔会增加工艺难度，使得制造成本高的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，包括以下步骤：a、获取进口导叶叶型的特征参数以及进口导叶叶型表面的等熵马赫数分布情况；b、根据进口导叶叶型的特征参数以及进口导叶叶型表面的等熵马赫数分布情况，获取进口导叶叶型的进口攻角以及进口导叶叶型表面的低负荷区域，进口导叶叶型表面的低负荷区域位于进口导叶叶型的前缘；c、根据设计要求设置预设比例和预设角度，在进口导叶叶型的前缘中截去预设比例的轴向宽度，同时使进口导叶叶型的进口攻角增大预设角度；d、根据预设比例获取进口导叶叶型的放大倍数；e、根据进口导叶叶型的放大倍数放大进口导叶叶型，并进行参数化重构以保持放大后的进口导叶叶型的进口攻角和尾缘厚度不变，以获取设计要求所需的燃气涡轮进口导叶叶型。

进一步地，步骤a具体为：对进口导叶的装配及运行情况进行运动仿真分析；获取进口导叶叶型的轴向宽度、进口构造角、出口气流角以及尾缘厚度；获取进口导叶叶型表面的等熵马赫数分布情况；

进一步地，步骤b具体为：根据进口导叶叶型的进口构造角和出口气流角获取进口攻角，进口攻角为进口构造角与出口气流角的角度之差；根据进口导叶叶型表面的熵马赫数分布情况获取进口导叶叶型表面的低负荷区域，进口导叶叶型表面的低负荷区域位于进口导叶叶型的前缘。

进一步地，使进口导叶叶型的进口攻角增大预设角度，具体为：保持进口导叶叶型的出口气流角不变，使进口导叶叶型的进口构造角增大预设角度。

进一步地，步骤e具体为：根据进口导叶叶型的放大倍数放大进口导叶叶型；对进口导叶叶型进行参数化重构，使放大后进口导叶叶型的进口构造角、出口气流角和尾缘厚度与放大前的进口导叶叶型的进口构造角、出口气流角和尾缘厚度保持一致。