一種抑制間隙洩露的向心渦輪葉片背部小翼結構的製作方法
2023-05-15 05:15:16 2
一種抑制間隙洩露的向心渦輪葉片背部小翼結構的製作方法
【專利摘要】本發明公開了一種用於航空活塞發動機的渦輪增壓器的向心渦輪葉片背部小翼結構。在開式向心渦輪葉片背部構造了小翼，包括了葉片背部吸力面小翼、壓力面小翼和葉片兩側小翼等三種實現形式。本發明中的渦輪葉片背部小翼結構具有優點：1)背部壓力面小翼有效地抑制了氣體從葉片壓力面通過渦輪背部間隙洩露到葉片吸力面，減小了洩露損失，提高了渦輪效率；2)吸力面小翼有效地抑制吸力面葉背間隙附近渦旋的產生，提高了葉片的實際做功能力；3)葉片兩側小翼則集中了前兩者的優點，只是稍微提高了渦輪重量和葉背摩擦損失，總的來說也提升了渦輪效率。
【專利說明】一種抑制間隙洩露的向心渦輪葉片背部小翼結構
【技術領域】
[0001]本發明涉及航空活塞發動機渦輪增壓【技術領域】，涉及到向心渦輪氣動設計、傳熱及結構設計，具體則為一種抑制間隙洩露以提高向心渦輪效率的渦輪葉片背部具有小翼結構的向心渦輪。
【背景技術】
[0002]渦輪增壓器的渦輪級工作在高溫環境，高轉速下葉片和輪盤承受很大的氣動力和離心力，在保證渦輪增壓器穩定可靠工作的前提下，如何提高渦輪的效率，是氣動設計的一個挑戰。
[0003]向心渦輪具有結構簡單、成本低、單級壓比高等特點，開式向心渦輪是一種典型結構。開式渦輪在常規渦輪的基礎上，將輪盤縮減至葉片根部，最大限度地降低了轉子重量和轉動慣量，減小了輪盤和葉片根部應力。
[0004]開式向心渦輪在強度上和重量上具有優勢，但是在氣動上引入了新的損失，即葉背間隙洩露損失。國內外相關研究表明，間隙損失是葉輪機械氣動損失的主要組成部分，而葉背損失佔整個間隙損失約一半的比例。可見研究葉背間隙的流動特性(見附圖1)，找出減小葉背間隙洩露損失的措施是很有必要的。
[0005]本發明提出了一種抑制間隙洩露以提高向心渦輪效率的葉片背部小翼結構，較好地解決了這個問題。
【發明內容】
[0006]針對現有開式渦輪的優點和不足，本發明提出了一種抑制間隙洩露以提高向心渦輪效率的葉片背部小翼結構，可以有效地抑制葉背間隙洩露造成的渦輪效率下降。
[0007]為了達成上述目的，本發明採取如下的技術解決方案:
[0008]I) 一種用於航空活塞發動機的渦輪增壓器的一種抑制間隙洩露的向心渦輪葉片背部小翼結構，其特徵在於:在所述渦輪葉片背部構造了小翼。小翼大致垂直於葉片切面設置。小翼寬度W為葉片厚度T的1-1.5倍，高度H為葉片厚度T的1.5-2.2倍，小翼與葉片曲面過渡半徑Rl為葉片厚度T的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形並有過渡半徑R2為葉片厚度T的1.0-1.33倍的圓角，葉片呈楔形，夾角A約為7.5-10度。小翼與背部的間隙和葉片背部間隙相等。
[0009]2) 一種用於航空活塞發動機的渦輪增壓器的一種抑制間隙洩露的向心渦輪葉片背部小翼結構，其特徵在於:在所述渦輪葉片背部壓力面和吸力面都布置有小翼。
[0010]在葉背壓力面布置小翼有效地抑制了氣體從葉片壓力面通過渦輪背部間隙洩露到葉片吸力面，減小了洩露損失，提高了渦輪效率(原理見示意圖4);吸力面小翼有效地抑制吸力面葉背間隙附近渦旋的產生，提高了葉片的實際做功能力，與機翼布置葉稍小翼原理一樣；葉片兩側小翼則集中了前兩者的優點，只是稍微提高了渦輪重量和葉背摩擦損失，總的來說也提升了渦輪效率。
[0011]3) 一種用於航空活塞發動機的渦輪增壓器的一種抑制間隙洩露的向心渦輪葉片背部小翼結構，其特徵在於:在所述渦輪葉片背部壓力面布置有小翼，但吸力面不布置，吸力面保持與葉片前端相似的曲面結構。
[0012]4) 一種用於航空活塞發動機的渦輪增壓器的一種抑制間隙洩露的向心渦輪葉片背部小翼結構，其特徵在於:在所述渦輪葉片背部吸力面布置有小翼，但壓力面不布置，壓力面保持與葉片前端相似的曲面結構。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0013]圖1渦輪葉片背部洩露示意及其原理圖；
[0014]圖2A —般開式渦輪示意圖；
[0015]圖2B本發明中帶葉背小翼的開式渦輪示意圖；
[0016]圖3A不布置小翼條件下渦輪葉片背部吸力面流場示意圖；
[0017]圖3B布置小翼條件下渦輪葉片背部吸力面流場示意圖；
[0018]圖4A不布置小翼條件下渦輪葉片背部壓力面流場示意圖；
[0019]圖4B布置小翼條件下渦輪葉片背部壓力面流場示意圖；
[0020]圖5A渦輪葉片背部壓力面和吸力面兩側都布置小翼形式示意圖；
[0021]圖5B渦輪葉片背部吸力面布置小翼形式示意圖；
[0022]圖5C渦輪葉片背部壓力面布置小翼形式示意圖；
[0023]圖6渦輪葉背小翼尺寸示意圖。
【具體實施方式】
[0024]在渦輪葉片背部以大致垂直於葉片切面的形式設置一小翼結構，如圖2B所示。小翼寬度W為葉片厚度T的1-1.5倍，高度H為葉片厚度T的1.5-2.2倍，小翼與葉片曲面過渡半徑Rl為葉片厚度T的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形並有過渡半徑R2為葉片厚度T的1.0-1.33倍的圓角，葉片呈楔形，夾角A約為7.5-10度，小翼與背部的間隙和葉片背部間隙相等，如圖6所示。
[0025]其中一種實施例是，在渦輪葉片背部壓力面和吸力面都布置有小翼，如圖5A所示。在葉背壓力面布置小翼有效地抑制了氣體從葉片壓力面通過渦輪背部間隙洩露到葉片吸力面，減小了洩露損失，提高了渦輪效率，如圖4A-4B所示；吸力面小翼有效地抑制吸力面葉背間隙附近渦旋的產生，提高了葉片的實際做功能力，與機翼布置葉稍小翼原理一樣，如圖3A-3B所示；葉片兩側小翼則集中了前兩者的優點，只是稍微提高了渦輪重量和葉背摩擦損失，總的來說也提升了渦輪效率。
[0026]另一種實施例是，僅在渦輪葉片背部壓力面布置有小翼，如圖5C所示，但吸力面不布置，吸力面保持與葉片前端相似的曲面結構。
[0027]再一種實施例是，僅在渦輪葉片背部吸力面布置有小翼，如圖5B所示，但壓力面不布置，壓力面保持與葉片前端相似的曲面結構。
【權利要求】
1.一種渦輪葉片背部具有小翼結構的向心渦輪，所述渦輪用於航空活塞發動機的渦輪增壓器，其特徵在於:在所述渦輪葉片背部構造了大致垂直於葉片切面的小翼。小翼寬度為葉片厚度的1-1.5倍，小翼高度為葉片厚度的1.5-2.2倍，小翼與葉片曲面過渡半徑為葉片厚度的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形並有過渡半徑為葉片厚度1.0-1.33倍的圓角，葉片整體呈夾角約為7.5-10度的楔形結構。小翼與背部的間隙和葉片背部間隙相等。
2.如權利要求1所述的向心渦輪，其特徵在於:在所述渦輪葉片背部壓力面和吸力面都布置有所述的小翼。
3.如權利要求1所述的向心渦輪，其特徵在於:僅在所述渦輪葉片背部壓力面布置有小翼，而其吸力面不布置，所述吸力面保持與葉片前端相似的曲面結構。
4.如權利要求1所述的向心渦輪，其特徵在於:在所述渦輪葉片背部吸力面布置有小翼，而其壓力面不布置，所述壓力面保持與葉片前端相似的曲面結構。
【文檔編號】F01D5/14GK104234755SQ201410478612
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年9月18日 優先權日:2014年9月18日
【發明者】丁水汀, 吳江, 杜發榮, 張奇 申請人:北京航空航天大學