一种宽适应性新构型涡轮端区二次流控制方法

本发明属于航空发动机/燃气轮机涡轮，涉及一种宽适应性新构型涡轮造型和涡轮端区二次流控制方法。

背景技术：

1、航空发动机涡轮作为航空推进系统的核心部件，承担着将热能转换为机械能的关键任务。在高速旋转和极端温度的工况下，涡轮内部流场呈现出复杂的三维、非定常和强剪切特性。这些特性不仅对涡轮材料和结构设计提出了严峻挑战，同时也导致了复杂的流动结构的形成，如涡流、逆压梯度和流动分离等，这些流动现象是造成涡轮流动损失的主要原因。特别是在叶片端区，由于叶片与端壁之间的相互作用，形成了所谓的端区二次流，这种流动现象在高负荷涡轮中尤为显著，严重影响了涡轮的效率和性能。

2、为了解决这一问题，研究人员和工程师们开发了多种端区二次流控制技术。这些技术主要分为两大类：主动控制和被动控制。主动控制技术通常涉及到流动的直接操纵，例如通过在叶片端区开设吸气孔，利用端区边界层抽吸技术(如cn112594011a)来移除部分低能流体，从而控制端区的横向流动和漩涡发展。这种技术能够有效地减少二次流损失，提高涡轮效率。然而，这种技术的应用需要精确控制抽吸量，以避免对主流流量造成不利影响，同时，抽吸的低能流体需要通过复杂的引流系统排除，这在一定程度上增加了系统的复杂性和制造成本。

3、被动控制技术则通过改变叶片或端壁的几何形状来影响流动特性。端壁翼刀技术(如cn216894545u)通过在端壁上设置翼刀结构，减少了低能流体的横向流动，从而抑制了端区二次流的发展。非轴对称端壁技术(如cn112560195a)则采用具有局部凹凸结构的非轴对称曲面端壁，取代了传统的轴对称端壁设计，通过改变近端壁区域的流场分布，达到了抑制二次流的效果。这些被动控制技术的优点在于它们不需要复杂的流体操纵系统，结构简单，易于实施。然而，这些技术主要针对端区二次流的横向移动，对于二次流向叶中发展的展向位移控制能力有限，这在一定程度上限制了它们在高负荷涡轮中的应用。

4、此外，现有的端区二次流控制技术还存在其他一些局限性。例如，固定节距-振幅的新构型涡轮虽然可以通过其波浪凹凸结构产生对转涡，从而抑制流动分离，拓宽高负荷涡轮的攻角范围，但这种结构容易产生的对转涡与端区涡系之间的耦合作用，可能导致端区涡系结构的增大，进而对涡轮的气动性能产生负面影响。因此，如何有效地控制端区二次流，提高涡轮效率，同时降低制造和维护成本，成为了当前涡轮设计领域的一个重要研究方向。

技术实现思路

1、为克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种宽适应性新构型涡轮端区二次流控制方法，具体涉及在新构型叶片根部设置翼刀结构切断端区漩涡结构，阻挡端区二次流向叶中位置发展，减小掺混损失的方法。对于使用轮缘吹扫冷气的工况，本发明也可起到抑制轮缘冷气与主流掺混、减小掺混损失的作用。

2、本发明为解决其技术问题所采用的解决技术方案为：

3、本发明的一种宽适应性新构型涡轮端区二次流控制方法，包括以下步骤：

4、ss1，构造新构型叶片：叶片主体分为叶中区域、过渡区域和轮毂/轮缘区域；所用叶片在叶中区域为仿生新构型结构；叶片的叶中区域的新构型波峰-波谷特征在过渡区域呈线性地过渡至轮毂/轮缘区域的波峰-波谷特征；

5、ss2,布置翼刀：在轮毂/轮缘区域设置翼刀结构，用于拓宽高负荷涡轮的攻角范围并控制端区二次流向叶中的发展；在所述的新构型叶片的轮毂/轮缘区域距端壁30％叶高范围内的区域，布置至少一个翼刀结构；

6、ss3,优化翼刀结构：在叶片轮缘位置的俯视方向，翼刀分布于叶片前缘，其外轮廓近似于原始叶片叶型曲线的等距曲线，在叶片吸力面的终止点的轴向弦长位置小于在叶片压力面的终止点的轴向弦长位置，在终止点处，翼刀轮廓通过横截面高度逐渐减小的方式光滑过渡至叶片表面，在轴向方向上翼刀与叶根截面保持平行。

7、优选的，在步骤ss2中，布置多个翼刀时，翼刀间间距至少为翼刀根部厚度的0.5倍。

8、优选的，翼刀的横截面包括但不限于由三角形、长方形或二者的组合或衍生，包括但不限于倒角、倒圆等。

9、优选的，叶片主体为直叶片或轮毂和轮缘区域的节距大于叶中区域的新构型叶片。

10、优选的，对于使用轮缘冷气封严的涡轮，在轮缘区域设置翼刀结构；在轮缘的内侧设计冷气入口，这些入口均匀分布在整个轮缘周围，以确保冷气能够覆盖到整个叶片的端部区域。冷气入口的形状和尺寸需要根据流量和压力要求进行优化，以实现高效冷却。轮缘内部设计冷却气流通道，这些通道将引导冷气从入口流向叶片的高温区域。气流可防止热端壁的热量传递到叶片，同时也可减少冷气与主流气体的掺混。

11、优选的，其中叶片在叶中区域的为仿生新构型结构，以高负荷低压涡轮叶型为基准，利用三角函数，定义若干沿展向控制叶片型线位置的波浪方程，每个展向截面上的叶片型线完全一致，利用样条插值，生成基准新构型仿生叶片。

12、优选的，新构型涡轮的节距p和振幅a为一个振幅周期或者固定叶高的新构型叶片。

13、优选的，将节距、振幅沿叶高方向进行分布、调整；通过沿叶高方向调整节距和振幅，更好地适应涡轮在不同区域的流动特性和热负荷。

14、优选的，在叶中、叶根位置可设为不同值，并添加过渡段，实现不同节距、振幅的光滑连接。根据叶中和叶根区域的节距和振幅，确定过渡段的长度、宽度和高度等基本几何参数；设计过渡段的形状，使其平滑地连接不同节距和振幅的区域。使用圆弧、s型曲线或其他流线型形状。

15、采用基于机器学习的全局优化算法对基准新构型仿生叶片的关键参数节距p、振幅a和叶片前缘半径r进行优化(如图1和图2)，以叶片综合叶型损失为多目标函数，多目标函数设置为不同攻角下的涡轮叶栅出口总压损失系数，在宽攻角(-25°～+15°)、宽马赫数和宽雷诺数范围内开展寻优，自动生成样本点，最后输出最优的宽适应性新构型涡轮叶片。

16、为综合评定新构型叶片振幅、节距对叶型损失在变进气攻角工况下的影响效果，采用加权平均的方式对叶片的叶型损失进行了综合计算。考虑到涡轮叶片的实际工作时很难确保在设计攻角下运行，因此在加权平均时，对设计攻角的叶型损失进行了减小权重的处理方式，综合叶型损失的计算公式为：

17、

18、其中yp为叶型损失，计算公式为：

19、

20、式中,pin,t、pin,s和分别对应进口中截面处总压、静压和叶栅出口1.4倍轴向弦长处单个周期截面的总压平均值。

21、本发明与现有技术相比所具有的优点：

22、(1)本发明在叶中区域采用仿生新构型结构，能够有效地改善叶片表面的流动特性。通过这种新构型设计，叶片能够在更宽的攻角范围内工作，即在不同的角度下都能保持良好的气动性能，从而提高了涡轮的适应性和效率。

23、(2)在轮毂/轮缘区域布置翼刀结构，这些翼刀能够有效地阻断端区二次流向叶中的发展。端区二次流是涡轮中常见的流动现象，会导致流动损失和效率降低。通过设置翼刀，控制这种流动，减少端区涡系与新构型叶片产生的对转涡增强，从而降低叶片的流动损失。

24、(3)对于使用轮缘冷气封严的涡轮，本发明中的翼刀结构不仅能够控制端区二次流，还能够有效地阻止轮缘冷气向主流的扩散。通过优化翼刀的位置和形状，更好地控制冷气的流动，使其主要集中在叶片的高温区域，而不是与主流气体混合，从而减小掺混损失，提高涡轮的整体效率。