一种变流通面积涡轮导向器的制作方法

本申请属于变循环航空发动机领域，特别涉及一种变流通面积涡轮导向器。

背景技术：

1、变几何涡轮(或称变截面涡轮、变流通面积涡轮)是变循环发动机的核心部件之一。变流通面积涡轮导向器可以改变流过涡轮部件的燃气物理流量和换算流量，实现涡轮流通能力的变化。涡轮导向器承担着组织燃气流动的作用。根据工作条件的需要，有时涡轮导向叶片需要设计成具有复杂冷却结构的形式。因为结构布局的需要，有时需要在涡轮导向叶片内部布置承力结构或冷却空气的导流结构。这就限制了变流通面积涡轮导向器的设计空间，使得变几何涡轮设计的难度非常大。为了保证各种功能性的需求，涡轮性能不得不做出大量的让步，涡轮的效率也明显降低。

2、现有的变流通面积涡轮导向器的流通面积改变主要有气动和结构两种改变方式。气动改变方式即向涡轮通道内引入一部分可变气流来堵塞通道，使主流的流通能力发生改变，这种方式的可调节范围比较有限，且依赖发动机整机空气系统方案设计。改变涡轮流通能力的过程中，对整机空气系统分布也有影响。

3、结构改变方式即通过导叶整体旋转、尾缘局部旋转、蚌壳式张开叶型设计、端壁型面改变等方式实现流通面积的改变，其中导叶整体旋转方式应用较多。如图1所示，通过导叶(即涡轮导向叶片)的整体旋转改变通道喉部的几何尺寸(偏转前距离a1和偏转后距离a2)，进而改变喉部几何面积，最终改变导向器的流通能力。

4、然而，现有技术中导叶整体旋转的方案存在如下不足：

5、第一，因为涡轮导向叶片整体或局部旋转，导叶出口气流角将发生明显变化，从而引起涡轮工作叶片进口气流角发生相应改变，在不同的工作状态，涡轮工作叶片不应有较大的损失，所以对涡轮工作叶片叶型的气动设计提出了更高的要求，必须满足宽攻角范围的工作条件；

6、第二，在导叶转动至不同位置时，均应满足导叶叶栅流场的分布合理，不能存在明显的分离流动，流动损失一直处于较低水平，常规叶型不能实现这一目标，所以必须开展变几何低损失导叶叶型设计；

7、第三，导叶转轴位于导叶型面内部时，导叶旋转必然导致其与回转面端壁之间存在较大的间隙δ，进而存在大量的泄露流动；将导叶转轴设计成大圆台结构，超出叶型型面范围时，将引起回转面端壁存在凸台，流路不光顺，引起扰动甚至流动分离；采用球形端壁可以基本消除凸台，但是限制了涡轮子午流道的形状，尤其是内端壁型面，不适合高效率涡轮气动设计；

8、第四，涡轮导向器内、外端壁之间通过转动件连接，结构的刚性差；

9、第五，当导叶需要复杂冷却设计、提供冷气通道和承力设计时，导叶转轴结构带来布局的困难，甚至不可实现。

10、其它几种结构改变方式也存在类似的不足。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种变流通面积涡轮导向器，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

2、本申请的技术方案是：一种变流通面积涡轮导向器，所述涡轮导向器包括：涡轮导向叶片和若干个翼型小叶，所述翼型小叶周向分布在涡轮导向器的喉部位置且设置在相邻两个涡轮导向叶片之间，所述翼型小叶在径向上能够移动以实现插入主流道深度的变化，通过控制翼型小叶插入主流道的深度实现涡轮导向器喉部几何面积调节。

3、进一步的，所述翼型小叶包括根部和尖部，所述根部为直线型，所述尖部为渐薄翼型，所述尖部始终位于主通道内，所述根部至少部分的位于主流道中且另外的部分位于机匣的滑槽内。

4、进一步的，所述翼型小叶的最大厚度位于涡轮导向器喉部位置。

5、进一步的，所述翼型小叶的数量小于或等于涡轮导向叶片的片数。

6、进一步的，所述翼型小叶在径向上的移动范围根据涡轮导向器对流量变化的需求经过计算分析确定。

7、进一步的，根据涡轮导向器的工作温度条件，确定所述翼型小叶内部的冷却结构形式。

8、进一步的，所述涡轮导向叶片包括固定导叶和偏转导叶，通过减少固定导叶的数量，使最佳稠度靠近涡轮导向叶片的根部，同时在增加翼型小叶后使涡轮导向叶片的尖部也处于最佳稠度区域。

9、本申请提供的涡轮导向器避免了传统方式中旋转导叶产生的端壁凸台，进而可以减少导叶和端壁之间的间隙，使其与端壁间保持较小的间隙水平，弱化了涡轮子午流道对变通道面积导向器的约束，尤其适合在大扩张流道中使用，有利于实现各状态下的高效率涡轮气动设计。与导叶局部旋转方法相比，本申请避免了导叶型面的不光顺，尤其是在气流速度较高的情况下，型面的扰动将产生复杂波系，不仅带来较大的损失，而且引起状态的较大波动，增大设计的难度。

技术特征：

1.一种变流通面积涡轮导向器，其特征在于，所述涡轮导向器包括：涡轮导向叶片和若干个翼型小叶，所述翼型小叶周向分布在涡轮导向器的喉部位置且设置在相邻两个涡轮导向叶片之间，所述翼型小叶在径向上能够移动以实现插入主流道深度的变化，通过控制翼型小叶插入主流道的深度实现涡轮导向器喉部几何面积调节。

2.如权利要求1所述的变流通面积涡轮导向器，其特征在于，所述翼型小叶包括根部和尖部，所述根部为直线型，所述尖部为渐薄翼型，所述尖部始终位于主通道内，所述根部至少部分的位于主流道中且另外的部分位于机匣的滑槽内。

3.如权利要求2所述的变流通面积涡轮导向器，其特征在于，所述翼型小叶的最大厚度位于涡轮导向器喉部位置。

4.如权利要求1至3任一所述的变流通面积涡轮导向器，其特征在于，所述翼型小叶的数量小于或等于涡轮导向叶片的片数。

5.如权利要求1所述的变流通面积涡轮导向器，其特征在于，所述翼型小叶在径向上的移动范围根据涡轮导向器对流量变化的需求经过计算分析确定。

6.如权利要求1所述的变流通面积涡轮导向器，其特征在于，根据涡轮导向器的工作温度条件，确定所述翼型小叶内部的冷却结构形式。

7.如权利要求1所述的变流通面积涡轮导向器，其特征在于，所述涡轮导向叶片包括固定导叶和偏转导叶，通过减少固定导叶的数量，使最佳稠度靠近涡轮导向叶片的根部，同时在增加翼型小叶后使涡轮导向叶片的尖部也处于最佳稠度区域。

技术总结本申请提供了一种变流通面积涡轮导向器，属于航空发动机技术领域，所述涡轮导向器包括：涡轮导向叶片和若干个翼型小叶，所述翼型小叶周向分布在涡轮导向器的喉部位置且设置在相邻两个涡轮导向叶片之间，所述翼型小叶在径向上能够移动以实现插入主流道深度的变化，通过控制翼型小叶插入主流道的深度实现涡轮导向器喉部几何面积调节。本申请提供的涡轮导向器避免了传统方式中旋转导叶产生的端壁凸台，进而可以减少导叶和端壁之间的间隙，使其与端壁间保持较小的间隙水平，与导叶局部旋转方法相比，可避免导叶型面的不光顺，尤其是在气流速度较高的情况下，型面扰动产生复杂波系而带来的损失，进而引起状态的较大波动增大设计难度的问题。技术研发人员：赵大勇,柴家兴,王鹏,陈云,梁彩云,谷艳萍受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/18