一种涡轮导向器及涡轮发动机的制作方法

1.本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种涡轮导向器及涡轮发动机。


背景技术：

2.在航空发动机中，涡轮叶片是关键零件之一。涡轮叶片在运行中会受到离心载荷、高温、腐蚀介质及气流激振载荷等外部因素的共同作用而出现失效，而叶片的设计、材料、结构、加工工艺等均会导致叶片失效。如果运转中叶片的固有频率与气流激振力的频率接近或相等时，叶片就会因为共振而产生极大的动应力，当动应力超过材料的疲劳极限时，长期处于高应力状态下，叶片便会因疲劳而发生破坏。涡轮部件的安全运行与叶片振动密不可分，若存在零部件振动过大的情况，均会产生严重的后果。大部分航空发动机旋转部件出现的严重故障多是由于振动引起的，这些故障中，由于叶片振动引起的故障比例很大，而叶片高周疲劳断裂事故则占叶片断裂事故的绝大部分。
3.涡轮内部流动呈现出三维、黏性、非定常等特征，并伴随着流动分离、激波及边界层干涉、上游叶片尾流、动静干涉等复杂流动现象。由于涡轮内部流动具有强烈的不稳定性和非定常性，因此流场内部往往存在尺度差异较大的漩涡，流场压力、速度等气动典型参数脉动较为强烈，从而在涡轮内部流场与叶片固体域的表面存在强烈的气动力和动量的交换。由导向器尾迹引起的周期性非定常压力脉动会作用在涡轮转子叶片上，诱导产生造成叶片振动疲劳的非定常气动激振力，严重时甚至导致涡轮转子叶片发生高周疲劳断裂故障，影响涡轮部件及发动机的安全运行。


技术实现要素：

4.因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的涡轮转子叶片发生高周疲劳断裂故障的缺陷，从而提供一种可提高涡轮部件的安全性的涡轮导向器及涡轮发动机。
5.为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
6.一种涡轮导向器，包括：涡轮机匣和导向叶片；所述导向叶片沿所述涡轮机匣的周向呈非均匀性分布，相邻两片所述导向叶片之间设有喉部间距，相邻两个所述喉部间距不等。
7.根据本发明的一些实施例，所述导向叶片分布至少包括呈三段不同变化趋势的线性分布，在每一段开始前的相邻两片所述导向叶片之间的最小间距为初始喉部间距。
8.根据本发明的一些实施例，所述导向叶片在第一段范围内，所述喉部间距的变化规律为逐渐增大趋势；
9.所述导向叶片在第二段范围内，所述喉部间距的变化规律为逐渐减小趋势；
10.所述导向叶片在第三段范围内，所述喉部间距的变化规律为逐渐增大趋势。
11.根据本发明的一些实施例，当所述涡轮导向叶片的数量为x片时，所述第一段取值范围为所述第二段的取值范围为所述第三段的取值范围为
12.根据本发明的一些实施例，在第一段范围内，任意所述喉部间距与第一初始喉部间距的相对变化率求解公式为：
13.y1＝-a1x3+1x2+1x-d114.式中，a1、b1、c1和d1均为大于零的常数，x为所述导向叶片的数量编号，y1为在第一段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第一初始喉部间距的相对变化率；
15.在第二段范围内，任意所述喉部间距与第二初始喉部间距的变化率求解公式为：
16.y2＝a2x
3-b2x2+c2x-d217.式中，a2、b2、c2和d2均为大于零的常数，x为所述导向叶片的数量编号，y2为在第二段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第二初始喉部间距的相对变化率；
18.在第三段范围内，任意所述喉部间距与第三初始喉部间距的变化率求解公式为：
19.y3＝a3x3+b3x
2-c3x+d320.式中，a3、b3、c3和d3均为大于零的常数，x为所述导向叶片的数量编号，y3为在第三段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第三初始喉部间距的相对变化率。
21.根据本发明的一些实施例，在第一段范围内，所述喉部间距的变化趋势由0增长至16％～20％；在第二段范围内，所述喉部间距的变化趋势由12％～15％降低至0；在第三段范围内，所述喉部间距的变化趋势由-15％～-11％增长至1％～3％。
22.本发明还提供了一种涡轮发动机，包括涡轮，所述涡轮上所述的涡轮导向器。
23.本发明技术方案，具有如下优点：
24.本发明提供的涡轮导向器，通过改变导向叶片在涡轮导向器上的分布特征，使得导向叶片呈非均匀性分布，进而达到避免导向叶片均匀分布时涡轮导向器尾迹产生的周期性气流激振，即改变由涡轮导向器尾迹引起的激振频率和该频率下的激振强度，从而降低作用在涡轮转子叶片表面的非定常气流激振力，进而避免涡轮转子叶片发生高周疲劳断裂故障，提高飞行的安全性。
附图说明
25.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
26.图1为本发明的一些实施例中提供的涡轮导向器导向叶片数量与喉部间距的相对变化率折线图；
27.图2为本发明的一些实施例中提供的涡轮导向器的喉部间距大小沿涡轮机匣周向变化的折线图；
28.图3为对比例一中导向叶片沿涡轮机匣均匀布设时的压力脉动图；
29.图4为本发明的实施例中导向叶片沿涡轮机匣均匀布设时的压力脉动图；
30.图5为对比例一和本发明实施例一的涡轮导向器的非定常气流激振强度比较图。
具体实施方式
31.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
32.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
33.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
34.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
35.参照图1和图2所示，本发明提出的一种涡轮导向器，导向叶片沿涡轮机匣的周向呈非均匀性分布，相邻两片导向叶片之间设有喉部间距，相邻两个喉部间距不等。
36.具体说明，通过改变导向叶片在涡轮导向器上的分布特征，使得导向叶片呈非均匀性分布，进而达到避免导向叶片均匀分布时涡轮导向器尾迹产生的周期性气流激振，即改变由涡轮导向器尾迹引起的激振频率和该频率下的激振强度，从而降低作用在涡轮转子叶片表面的非定常气流激振力，进而避免涡轮转子叶片发生高周疲劳断裂故障，提高飞行的安全性。
37.在对比例一中，导向叶片沿涡轮机匣的周向均匀分布，相邻两片导向叶片之间的喉部间距相等，且均为a，参照图3所示，涡轮转子叶片表面压力呈周期性正弦波脉动，最大压力值和最小压力值差异为95000pa，即说明涡轮转子承受由涡轮导向器引起的周期性非定常气流激振力。参照图5所示，将涡轮转子叶片表面压力的时域信号转变为频域信号时，此时横坐标为激振频率，纵坐标为激振力强度，图中产生的尖峰对应的频率为涡轮导向器引起的激振频率，在对比例一中，在频率25000hz下产生了较强的气流激振力，随后分别在2倍频、3倍频等倍频下产生明显的气流激振，但强度逐渐减弱。
38.在本发明的实施例一中，导向叶片沿涡轮机匣的周向非均匀分布，相邻两片导向叶片之间设有喉部间距，相邻两个喉部间距不等，喉部间距表示为b
x
，x为导向叶片的数量编号，即喉部间距的数量编号。
39.在本发明的一些实施例中，导向叶片分布至少包括呈三段不同变化趋势的线性分布，在每一段开始前的相邻两片导向叶片之间的最小间距为初始喉部间距。
40.具体说明，为便于对比，将本发明实施例中的初始喉部间距与对比例中的喉部间距设置为相同数值。
41.在本发明的一些实施例中，导向叶片在第一段范围内，喉部间距的变化规律为逐渐增大趋势；
42.导向叶片在第二段范围内，喉部间距的变化规律为逐渐减小趋势；
43.导向叶片在第三段范围内，喉部间距的变化规律为逐渐增大趋势。
44.在本发明的一些实施例中，当涡轮导向叶片的数量为x片时，第一段取值范围为第二段的取值范围为第三段的取值范围为
45.在本发明的一些实施例中，在第一段范围内，任意喉部间距与第一初始喉部间距的相对变化率求解公式为：
46.y1＝-a1x3+b1x2+c1x-d147.式中，a1、b1、c1和d1均为大于零的常数，x为导向叶片的数量编号，y1为在第一段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第一初始喉部间距的相对变化率；
48.在第二段范围内，任意喉部间距与第二初始喉部间距的变化率求解公式为：
49.y2＝a2x
3-b2x2+c2x-d250.式中，a2、b2、c2和d2均为大于零的常数，x为导向叶片的数量编号，y2为在第二段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第二初始喉部间距的相对变化率；
51.在第三段范围内，任意喉部间距与第三初始喉部间距的变化率求解公式为：
52.y3＝a3x3+b3x
2-c3x+d353.式中，a3、b3、c3和d3均为大于零的常数，x为导向叶片的编号，y3为在第三段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第三初始喉部间距的相对变化率。
54.具体的，在实施例一中，当导向叶片的数量为x时，在的范围内，任意喉部间距与第一初始喉部间距的相对变化率求解公式为：y1＝-0.0004x3+0.0067x2+0.0016x-0.0086，即a1的取值为0.0004、b1的取值为0.0067、c1的取值为0.0016，d1的取值为0.0086；
55.在范围内，任意喉部间距与第二初始喉部间距的变化率求解公式为：y2＝0.0001
3-0.00622+0.1336x-1.1004，即a2的取值为0.0001、b2的取值为0.0062、c2的取值为0.1336，d2的取值为1.1004；
56.在范围内，任意喉部间距与第三初始喉部间距的变化率求解公式为：y3＝0.0000033+0.0003
2-0.0307+0.3834，即a3的取值为0.000003、b3的取值为0.0003、c3的取值为0.0307，d3的取值为0.3834。可以理解的是，a1、b1、c1、d1、a2、b2、c2、d2、a3、b3、c3和d3的取值不作为本发明的限制。
57.基于上述实施例的数据计算；
58.表1为对比例一和本发明实施例一的涡轮导向器喉部间距分布图：
[0059][0060][0061]
可以理解的是，当导向叶片非均匀性分布时，涡轮转子叶片表面的压力脉动呈无规律特征，参照图4所示，涡轮转子叶片表面的最大压力和最小压力差异为82000pa-85000pa，即说明装配有本发明提出的涡轮导向器的涡轮转子所受的压力脉动强度相对于对比例中的现有设计的强度低。参照图5所示，将涡轮转子叶片表面压力的时域信号转变为频域信号时，此时横坐标为激振频率，纵坐标为激振力强度，图中产生的尖峰对应的频率为涡轮导向器引起的激振频率，在25000hz下，本实施例一中涡轮导向器的激振强度相较于对比例一中的涡轮导向器的激振强度降低了50％，随着频率的增大，在同一激振频率下，本发明提出的涡轮导向器的激振力强度均小于对比例一中的涡轮导向器的激振力强度，并且下降程度明显，即说明本发明提出的涡轮导向器引起的非定常气流激振力会大幅度减小，从而增强涡轮转子的安全性。
[0062]
根据表一，在本发明的一些实施例中，在第一段范围内，喉部间距的变化趋势由0增长至16％～20％；在第二段范围内，喉部间距的变化趋势由12％～15％降低至0；在第三段范围内，喉部间距的变化趋势由-15％～-11％增长至1％～3％。
[0063]
本发明还提供了一种涡轮发动机，包括涡轮，涡轮上的涡轮导向器。
[0064]
表2为对比例一中涡轮气动性能结果与本发明实施例一中的涡轮启动性能结构比较(以对比例一的结构作为无量纲参考值)
[0065] 均布(常规设计)非均布(本发明)相对变化进口流量(kg/s)11.00080.08％涡轮功率(kw)11.00010.01％膨胀比10.9990-0.10％效率10.9997-0.03％出口气流角10.9995-0.05％
[0066]
根据表二可知，装配有本发明实施例中提出的涡轮导向器的涡轮的主要气动指标变化均在0.1％以内，涡轮进口流量、涡轮功率、出口气流角等与对比例中的参数相当，其中涡轮效率仅仅降低0.03％，这说明本发明提出的涡轮导向器对涡轮气动性能不存在影响，能够达到与对比例一的性能水平。因此，本发明提出的涡轮导向器不但可满足涡轮气动性能的要求，并且可极大地降低涡轮转子叶片的非定常气流激振力，进而涡轮转子叶片高周疲劳断裂风险。
[0067]
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：
1.一种涡轮导向器，其特征在于，包括：涡轮机匣；导向叶片，所述导向叶片沿所述涡轮机匣的周向呈非均匀性分布，相邻两片所述导向叶片之间设有喉部间距，相邻两个所述喉部间距不等。2.根据权利要求1所述的涡轮导向器，其特征在于，所述导向叶片分布至少包括呈三段不同变化趋势的线性分布，在每一段开始前的相邻两片所述导向叶片之间的最小间距为初始喉部间距。3.根据权利要求2所述的涡轮导向器，其特征在于，所述导向叶片在第一段范围内，所述喉部间距的变化规律为逐渐增大趋势；所述导向叶片在第二段范围内，所述喉部间距的变化规律为逐渐减小趋势；所述导向叶片在第三段范围内，所述喉部间距的变化规律为逐渐增大趋势。4.根据权利要求3所述的涡轮导向器，其特征在于，当所述涡轮导向叶片的数量为x片时，所述第一段取值范围为所述第二段的取值范围为所述第三段的取值范围为5.根据权利要求4所述的涡轮导向器，其特征在于，在第一段范围内，任意所述喉部间距与第一初始喉部间距的相对变化率求解公式为：y1＝-a1x3+1x2+1x-d1式中，a1、b1、c1和d1均为大于零的常数，x为所述导向叶片的数量编号，y1为在第一段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第一初始喉部间距的相对变化率；在第二段范围内，任意所述喉部间距与第二初始喉部间距的变化率求解公式为：y2＝2x
3-2
x2+2x-d2式中，a2、b2、c2和d2均为大于零的常数，x为所述导向叶片的数量编号，y2为在第二段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第二初始喉部间距的相对变化率；在第三段范围内，任意所述喉部间距与第三初始喉部间距的变化率求解公式为：y3＝3x3+3x
2-3
x+d3式中，a3、b3、c3和d3均为大于零的常数，x为所述导向叶片的数量编号，y3为在第三段范围内，数量编号x处导向叶片对应的喉部间距与第三初始喉部间距的相对变化率。6.根据权利要求3至5任一项所述的涡轮导向器，其特征在于，在第一段范围内，所述喉部间距的变化趋势由0增长至16％～20％；在第二段范围内，所述喉部间距的变化趋势由12％～15％降低至0；在第三段范围内，所述喉部间距的变化趋势由-15％～-11％增长至1％～3％。7.一种涡轮发动机，其特征在于，包括涡轮，所述涡轮上设有权利要求1至5任一项所述的涡轮导向器。

技术总结
本发明公开了一种涡轮导向器及涡轮发动机，导向叶片沿涡轮机匣的周向呈非均匀性分布，相邻两片导向叶片之间设有喉部间距，相邻两个喉部间距不等；通过改变导向叶片在涡轮导向器上的分布特征，使得导向叶片呈非均匀性分布，进而达到避免导向叶片均匀分布时涡轮导向器尾迹产生的周期性气流激振，即改变由涡轮导向器尾迹引起的激振频率和该频率下的激振强度，从而降低作用在涡轮转子叶片表面的非定常气流激振力，进而避免涡轮转子叶片发生高周疲劳断裂故障，提高飞行的安全性。提高飞行的安全性。提高飞行的安全性。


技术研发人员：曾飞 宋友富 蒋康河 王政 陈奕宏 单熠君 吴波
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2023.04.04
技术公布日：2023/5/26