一种控制泄漏旋涡演化的部分肋条涡轮叶尖构型

本发明属于航空发动机涡轮部件设计领域，具体涉及一种控制泄漏旋涡演化的部分肋条涡轮叶尖构型。

背景技术：

1、涡轮是航空发动机的关键部件之一。涡轮的做功能力直接影响着航空发动机的动力输出，因此提高涡轮部件的气动性能对航空发动机的高效运行具有重要的意义。在涡轮内部，为防止处在高速旋转状态下的动叶与静止机匣之间产生不必要的摩擦和碰撞，通常两者之间会保留一定的径向间隙以保证涡轮的安全工作，在间隙两侧的压差作用下，一部分气流从压力侧流入间隙并从吸力侧流出，形成了叶尖泄漏流动。叶尖泄漏流动引起的损失可以占到转子通道总气动损失的30％以上。

2、目前较为常见的叶尖构型为凹槽叶尖，且现有技术对凹槽叶尖进一步优化的出发点多为增强凹槽对间隙内部的堵塞作用，从而减小间隙泄漏量；但对间隙外部泄漏旋涡的演化过程(如旋涡破碎阶段造成的大量损失)并不能起到直接有效的控制作用。

技术实现思路

1、本发明所为了解决背景技术中存在的技术问题，提供了一种控制泄漏旋涡演化的部分肋条涡轮叶尖构型，在航空发动机涡轮部件设计领域具有很大的应用前景，能够有效地提高涡轮级效率，同时简化了制造过程。

2、为了解决技术问题，本发明的技术方案是：

3、一种控制泄漏旋涡演化的部分肋条涡轮叶尖构型，包括两条肋条：压力侧肋条和吸力侧肋条；所述压力侧肋条和吸力侧肋条相连接形成涡轮转子凹槽叶尖；对所述涡轮转子凹槽叶尖的吸力侧肋条进行部分切除处理，得到优化后的涡轮叶尖构型。

4、进一步，对所述涡轮转子凹槽叶尖的吸力侧肋条进行部分切除处理，具体包括：

5、所述前缘点a、尾缘点b的轴向长度即为叶片的轴向弦长ca；所述吸力侧肋条的切除起始点即为尾缘点b，切除终止点为c，所述切除起始点b、终止点c的轴向长度为d；对于给定的叶型，ca为一定值，所述吸力侧肋条的切除起始点固定为尾缘点b，切除终止点c的选取应满足以下条件：d/ca＝0.25～0.45。

6、与现有技术相比，本发明的优点在于：

7、本发明提出一种部分肋条叶尖构型，即对凹槽叶顶吸力侧肋条的特定区域进行切除，该构型方案能够直接控制泄漏旋涡的演化过程，从而减小叶尖泄漏损失，提高涡轮级效率。且与现有技术如肋条倾斜、凹槽腔内增加横向肋条等相比，本发明在工艺上的实现方式更为简单。

技术特征：

1.一种控制泄漏旋涡演化的部分肋条涡轮叶尖构型，包括两条肋条：压力侧肋条和吸力侧肋条；所述压力侧肋条和吸力侧肋条相连接形成涡轮转子凹槽叶尖；其特征在于，对所述涡轮转子凹槽叶尖的吸力侧肋条进行部分切除处理，得到优化后的涡轮叶尖构型。

2.根据权利要求1所述的一种控制泄漏旋涡演化的部分肋条涡轮叶尖构型，其特征在于，对所述涡轮转子凹槽叶尖的吸力侧肋条进行部分切除处理，具体包括：

技术总结本发明公开了一种控制泄漏旋涡演化的部分肋条涡轮叶尖构型，属于航空发动机涡轮部件设计领域，对应用广泛的涡轮转子凹槽叶尖进行吸力侧肋条部分切除处理，得到优化后的涡轮叶尖构型；该构型方案相较于传统的凹槽叶尖能够直接控制泄漏旋涡的演化过程，进一步减小叶尖泄漏损失，提高涡轮级效率。对凹槽叶顶吸力侧肋条的特定区域进行切除，与现有优化技术相比，如对凹槽叶尖的肋条进行倾斜、凹槽腔内增加横向肋条等，本发明在工艺上的实现方式更为简单。技术研发人员：张伟昊,陈凯来受保护的技术使用者：北京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/6/5