[发明专利]新型涡轮叶栅端壁的沟槽减损结构和方法

说明书

技术领域

本发明涉及燃气涡轮发动机，具体地，涉及新型涡轮叶栅端壁的沟槽减损结构和方法。

背景技术

燃气涡轮发动机主要由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、喷管等部分构成。空气由进气道进入燃气轮机后，首先由压气机加压成高压气体，接着由喷油嘴喷出燃油与空气混合后在燃烧室燃烧成为高温高压燃气，然后进入涡轮段推动涡轮，将燃气动能转换成机械能输出。

其中涡轮是一种将流动工质的运动能量转换为机械功的旋转式动力机械，它是燃气涡轮发动机的主要部件之一。当气体流经涡轮叶栅通道时，沿着通道的横向存在压力梯度。对于端部附面层外的主流，此压力梯度与主流在弯曲通道中产生的离心力平衡，不会引起主流的横向运动；对于端壁附面层内的流体，由于动能较小不能平衡横向压差，从而产生区别于主流的横向流动，通常称这种端部的横向流动为二次流。通过多年研究，多种对二次流实际结构进行完整描述的旋涡模型被提出，其中包括马蹄涡、通道涡等主要的涡结构。马蹄涡是由进口附面层在叶片前缘滞止点分离形成的，马蹄涡压力侧分支与相邻叶片马蹄涡吸力侧分支一起进入流道，在横向压力梯度的作用下压力侧分支与端壁附面层形成通道涡，吸力侧分支则形成与通道涡转向相反的反向涡。由二次流引起的多种漩涡结构造成的能量损失称为二次流损失。

随着现代涡轮向着高负荷方向发展，叶栅内二次流的效应也随之加增，其引起的二次流损失在总损失中所占比重达到了30％-50％，因此研究新的减小二次流损失的措施、提出有效地降低二次流损失的方案在工程实践中具有重要意义。

目前，控制和减小二次流损失的方法有端壁成型、前缘修型、端壁翼刀等。

端壁成型的主要思想为通过改变端壁曲率以减小吸力面与压力面之问的横向压力梯度。图1所示的端壁在叶片前缘附近压力侧是凸起的，吸力侧是凹下的。该非对称端壁减小了端壁表面的横向压力梯度，从而减小了二次流损失。

涡轮叶栅端部区域的流动性能极大地影响着叶轮机械的性能，为改善这部分区域的流动特性，发展出了修形技术，即在原叶型的基础上修改叶片端部区域内的几何形状。图2所示的叶片前缘泡加强了马蹄涡吸力面分支，该涡的反向旋转使得通道涡变形并远离吸力面，达到减小二次流损失的目的。

端壁翼刀是指在端壁上安装隔片来抑制二次流发展的技术。图3所示的端壁翼刀安装在两叶片之间，抑制了马蹄涡压力面分支和通道涡的合并，减小了二次流损失。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的在于提供一种新型减少二次流损失的结构，以解决现有应用中由于叶栅通道中的横向压力梯度而引起的二次流及二次流损失的技术问题，从而达到涡轮整体性能提高的目的。

根据本发明提供的一种新型涡轮叶栅端壁的沟槽减损结构，包括叶栅端壁，其中，沿流线方向在叶栅端壁的表面上依次设置有多个沟槽结构，用以减少二次流损失，其中，沟槽结构的参数如下：

沟槽结构横截面三角形底边长度为W，横截面三角形高度为H，横截面三角形顶角角度为α，两沟槽间距为d；其中，如图6所示，两沟槽间距即为相邻沟槽之间相邻的槽口边沿之间的间距。

沟槽结构横截面三角形底边长度W为1.5％叶片间距；

沟槽结构横截面三角形高度H为1.2％叶片高度；

沟槽结构横截面三角形顶角角度α为53°；

所述多个沟槽结构沿流线方向设置，起点位于距前缘点38％Cx处，终止点位于距尾缘点25％Cx处，其中，Cx表示叶片轴向弦长；

两沟槽间距d长度为3.2％叶片间距；

沟槽结构距压力面距离为22.4％叶片间距。

优选地，所述沟槽结构通过激光加工方法与涡轮叶栅端壁连接。

根据本发明提供的一种新型涡轮叶栅端壁的沟槽减损方法，其沿流线方向在叶栅端壁的表面上依次设置多个沟槽结构，用以减少二次流损失，其中，沟槽结构的参数如下：

沟槽结构横截面三角形底边长度为W，横截面三角形高度为H，横截面三角形顶角角度为α，两沟槽间距为d；

沟槽结构横截面三角形底边长度W为1.5％叶片间距；

沟槽结构横截面三角形高度H为1.2％叶片高度；

沟槽结构横截面三角形顶角角度α为53°；

所述多个沟槽结构沿流线方向设置，起点位于距前缘点38％Cx处，终止点位于距尾缘点25％Cx处，其中，Cx表示叶片轴向弦长；

两沟槽间距d长度为3.2％叶片间距；

沟槽结构距压力面距离为22.4％叶片间距。