[实用新型]涡轮喷嘴、膨胀机和空气循环机

说明书

本申请提供一种涡轮喷嘴、膨胀机和空气循环机。该涡轮喷嘴包括轮盘(1)，轮盘(1)的一端设置有凸环(2)，凸环(2)的端面上沿周向设置有喷嘴叶片(3)，喷嘴叶片(3)的翼型结构中，靠近前缘的前50％子午弦长的中弧线曲率小于喷嘴叶片(3)的远离前缘的后50％子午弦长的中弧线曲率，靠近前缘的前50％子午弦长的中弧线曲率变化率小于喷嘴叶片(3)的远离前缘的后50％子午弦长的中弧线曲率变化率，喷嘴叶片(3)的远离前缘的后50％子午弦长的中弧线曲率逐渐增大。根据本申请的涡轮喷嘴，能够减小激波附面层干涉损失，提高涡轮喷嘴效率，增大制冷系统焓差，并有效减小系统熵增。

技术领域

本申请涉及飞机空调技术领域，具体涉及一种涡轮喷嘴、膨胀机和空气循环机。

背景技术

目前主流飞机客舱空调的动力来源于飞机发动机引气，发动机引出的高温高压气体进入制冷包单元，驱动膨胀轮后，带动压缩轮及冲压风扇运转。膨胀轮主要用来提供动力，以及产生低温气流。压缩轮主要用来提升高空中飞机外的低压空气压力，同时伴随有增温的作用。冲压风扇主要目的是为换热器进行热交换。

飞机空气循环机中的向心涡轮喷嘴用于加速涡轮进口气流达到跨音速状态，以驱动涡轮转子转动，从而输出动力带动压气机与风扇旋转。跨音速喷嘴由于叶片表面气流需加速到超音速，容易产生激波并引起激波附面层干涉，从而导致局部流动分离，加大流动损失，这会引起飞机环控系统熵增加大，减弱制冷效果，同时增加飞机燃油代偿损失。

实用新型内容

因此，本申请要解决的技术问题在于提供一种涡轮喷嘴、膨胀机和空气循环机，能够减小激波附面层干涉损失，提高涡轮喷嘴效率，增大制冷系统焓差，并有效减小系统熵增。

为了解决上述问题，本申请提供一种涡轮喷嘴，包括轮盘，轮盘的一端设置有凸环，凸环的端面上沿周向设置有喷嘴叶片，喷嘴叶片的翼型结构中，靠近前缘的前50％子午弦长的中弧线曲率小于喷嘴叶片的远离前缘的后50％子午弦长的中弧线曲率，靠近前缘的前50％子午弦长的中弧线曲率变化率小于喷嘴叶片的远离前缘的后50％子午弦长的中弧线曲率变化率，喷嘴叶片的远离前缘的后50％子午弦长的中弧线曲率逐渐增大。

优选地，靠近前缘的前50％子午弦长的中弧线曲率C_v1≤0，远离前缘的后50％子午弦长的中弧线曲率0≤C_v2≤3.8462m^-1。

优选地，沿着从前缘到后缘的方向，喷嘴叶片的中弧线向着轮盘的中心凹陷。

优选地，凸环的外环半径为R₁，内环半径为R₂，R₁/R₂＝1.1394～1.5416。

优选地，轮盘还设置有让位孔，让位孔位于凸环的内周侧，让位孔与凸环之间形成安装环，让位孔的半径为R₃，凸环的内环半径为R₂，R₃/R₂＝0.7393～0.9035。

优选地，喷嘴叶片的轴向高度为H，凸环的内环半径为R₂，H/R₂＝0.058～0.066。

优选地，以前缘与中弧线的交点为原点，以子午方向为x轴，以周向方向为y轴建立坐标系，子午方向为通过轮盘的圆心O的径向，周向方向为绕轮盘的圆心O的切向方向，中弧线在子午与周向坐标系中的无量纲分布函数为：

θ/C_m＝－1.14682×10^-4+0.01282(m/C_m)－1.10957×10^-4(m/C_m)²+1.24871×10^-6(m/C_m)³+2.20646×10^-9(m/C_m)⁴