一种变几何涡轮流道调节方法

本发明属于航空发动机/燃气轮机涡轮，涉及一种变几何涡轮叶片通道面积和流量的调节方法。

背景技术：

1、传统航空发动机的工作性能受飞行高度、速度的显著影响，而变循环发动机可通过对发动机内部结构的改变，实现对涵道比和增压比等工作参数的调整，达到使航空发动机兼具高推力和低耗油率的性能，进而使搭载变循环发动机的飞机兼具高机动性、高速巡航和远航程的能力。在变循环发动机中，涡轮部件通过调节流量，改变涡轮功，进而改变高低压涡轮转速差，匹配风扇和压气机的工作状态，实现发动机循环参数的主动调控，是变循环发动机的主要调节部件。

2、目前最为成熟的调节高低压涡轮功率的方法是使用变几何涡轮，具体方法是通过导叶的可调节结构，使叶片喉部面积改变来调节流量和燃气热焓在不同涡轮级间的分配，进而实现高低压转子功率分配、核心机流量等调节功能。喉部面积的改变范围决定着流量的调节范围，进而决定了变循环发动机的工况适应范围。

3、目前所使用调节方法主要有导叶整体旋转的方法改变喉部面积，这种方法受制于叶型有效攻角范围的影响，对喉部面积的调节效果也有限。如cn205422836u提到的一种带有动叶片边条小翼结构的变几何涡轮，包括机匣、轮毂，在机匣和轮毂之间沿圆周方向均匀安装可调静叶片和动叶片，可调静叶片的上、下端面分别设置上、下旋转轴，动叶片安装在轮毂上，在动叶片前缘根部向前扩展出边条小翼结构。但这种方法实际改变了叶片来流的攻角和特征长度(轴向弦长)，使得低雷诺数效应更加显著，同时使叶片成为正攻角工况，在吸力面容易产生分离现象，使叶片流动损失增大，且不利于发动机的稳定运行。

4、另有尾部可调导叶的两种方案，如cn101967996a和cn116877210a，将导叶分为主叶片和副叶片两部分，主叶片固定，从而保证了叶片攻角不会改变；副叶片采用旋转或者轴向位移的方式对喉部面积进行调节。cn101967996a中方式虽然对喉部面积的调节效果显著，但实际在旋转位置处，主叶片的厚度很小，难以在高温高压环境下保证有效，且加工困难；cn116877210a中方式采用轴向位置方式对副叶片进行调节，但这种调节方式实际是对特征长度进行调节，但对喉部面积的调节效果不明显。且此两种方式也不能产生对吸力面的吹扫效果，不能防止吸力面附面层的分离现象。

5、可见现有的调节方法存在以下缺陷：(1)调节范围受限，影响变循环发动机的工况适应范围。(2)攻角和特征长度改变，导致低雷诺数效应更加显著，使得叶片在吸力面容易产生分离现象，增加了叶片流动损失。(3)高温高压环境下的可靠性问题在高温高压的工作环境下难以保证其有效性，并且加工困难，影响了涡轮部件的耐用性和可靠性。(4)缺乏吹扫效果，不能有效地产生对吸力面的吹扫效果，无法防止吸力面附面层的分离现象，这对于提高发动机效率和稳定性是一个重要问题。为了解决上述技术问题，需要开发一种新的变几何涡轮流道调节方法，以提升航空发动机的性能，使其更加高效、稳定，并能够适应更广泛的飞行条件。

技术实现思路

1、为克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种变几何涡轮流道调节方法，通过涡轮叶片尾部襟翼结构的伸出与缩回，实现涡轮喉部位置流道面积调节效果，同时调节襟翼与主叶片之间的间隙，达到调节叶片特征长度和将压力面高压气体引至吸力面，从而调节叶片雷诺数和实现对吸力面附面层进行吹扫，进而减少附面层分离的效果。

2、本发明为解决其技术问题所采用的解决技术方案为：

3、本发明的一种变几何涡轮流道调节结构，所使用的涡轮叶片由主叶片和襟翼组成，主叶片固定在轮毂上，襟翼由旋转滑移连接机构安装于轮毂上；主叶片尾端有可与襟翼前端啮合的凹槽结构；在原始状态下，襟翼前端嵌入至主叶片尾端；旋转滑移后，在主叶片和襟翼之间存在吹扫气流通道；

4、所述的主叶片的型线由四部分组成，分别是：吸力侧型线、压力侧型线、凹槽曲线和过渡曲线，吸力侧型线和压力侧型线由满足航空发动机涡轮使用要求的涡轮型线截取得到，凹槽曲线的起始和结束位置分别通过过渡曲线与吸力侧型线、压力侧型线相连；

5、所述的襟翼的型线，包括襟翼前缘曲线、过渡曲线、尾缘吸力侧型线、尾缘压力侧型线和尾缘曲线，过渡曲线的起始和结束位置分别与前缘曲线、和尾缘吸力侧型线相切，在原始状态下尾缘吸力侧型线的延长线与主叶片的吸力侧型线相切，尾缘压力侧型线的延长线与主叶片的压力侧型线相切。

6、优选的，所述旋转滑移连接机构包括一个旋转轴和一条滑移导轨，该机构能够确保襟翼在进行旋转和滑移动作时保持高精度和稳定性；所述旋转滑移连接机构还包括一套传感器系统，用于实时监测襟翼的位置和状态，并将数据传输至中央控制系统，以实现对襟翼动作的精确控制和调节。

7、优选的，所述主叶片的吸力侧型线和压力侧型线是通过计算流体力学(cfd)方法和风洞实验数据结合优化得到的，以实现在预定工况下的最优气动效率；优化过程中，考虑了多种飞行条件下的气流特性，包括不同飞行速度、高度和温度等参数，以及叶片在不同转速下的气动负载分布。

8、优选的，还包括一个集成的控制系统，该系统根据飞行条件和发动机工作状态自动调整襟翼的滑移和旋转角度，以优化发动机的性能和响应。该控制系统包括多个传感器、执行器和一个中央处理单元，传感器用于实时监测飞机的飞行状态和发动机的工作参数，执行器用于根据控制指令调整襟翼的位置和角度，中央处理单元则根据预设的算法和飞行数据进行实时计算，输出控制指令。该控制系统能够根据飞机的实时需求和外部环境变化，自动调整襟翼的滑移和旋转，以实现对发动机推力、燃油消耗和噪音水平的精确控制。

9、优选的，所述襟翼的材料为高温合金，且在襟翼的表面施加有耐磨涂层，以提高其在高温高压环境下的耐用性和抗磨损能力；所述耐磨涂层采用先进的物理气相沉积(pvd)或化学气相沉积(cvd)技术施加，具有高硬度和良好的抗磨损性能，能够有效减少由于气流冲刷和颗粒碰撞引起的材料损耗。

10、对应的，一种变几何涡轮流道调节方法，采用所述的一种变几何涡轮流道调节结构进行调节，包括三种调节方式：襟翼轴向滑移调节方式、襟翼旋转调节方式、襟翼滑移旋转调节方式，其中襟翼轴向滑移调节方式中通过襟翼的滑移实现对整体涡轮叶片轴向长度的调整；襟翼旋转调节方式中通过襟翼的旋转实现对叶片流道面积的调整；襟翼滑移旋转调节方式中通过襟翼的滑移和旋转，调整主流通道面积；并对主叶片和襟翼之间的吹扫气流通道开度进行调整。

11、优选的，对于对流量变化不大，但对转速有调节需要的工况，采用襟翼轴向滑移调节方式；此时因襟翼的轴向位移对叶栅流道面积的改变不大，因此流量对此调节过程不敏感，但该过程改变了叶片的轴向弦长，进而改变了叶片压力面和吸力面的总负荷，实现调节转速；

12、对于对流量调节量大、调节时间短的工况，采用襟翼旋转调节方式；因襟翼旋转对叶栅流道面积的改变大且迅速，因此有较好的流量调节效果；

13、对于需要在较短时间内进行大范围流量调节和维持高效气动性能的工况，采用襟翼滑移旋转调节方式，该过程既有襟翼的轴向位移，也有旋转，并且在主叶片和襟翼之间形成了吹扫流通道，起到抑制出口角增大导致的流动分离的作用。

14、优选的，襟翼的滑移轨迹为一曲线，避免襟翼在滑移过程中与主叶片产生干涉；在设计过程中由实际叶片主流通道面积调节需求和吹扫气流通道调节需求确定曲线滑移轨迹。

15、优选的，曲线轨迹为弧线形轨迹，其中襟翼2沿着一个平滑的弧线路径进行滑移，允许襟翼在滑移过程中逐渐改变其与主叶片之间的距离，从而在不产生气流干扰的情况下，连续地调整流道面积。

16、优选的，曲线轨迹为s形轨迹，使得襟翼在滑移过程中经历一个先靠近再远离主叶片的过程；s形轨迹可以在襟翼的滑移初期迅速调整流道面积，然后在滑移的后期阶段进行微调，以优化吹扫气流通道的开度和位置。

17、本发明与现有技术相比所具有的优点：

18、(1)提升调节精确性和灵活性：通过襟翼的滑移和旋转的组合调节方式，能够精确地控制涡轮叶片的流道面积和吹扫气流通道的开度。这种精确性使得发动机在不同飞行阶段都能保持最佳的工作状态，提高了发动机的性能和响应速度。同时，这种调节方式的灵活性也意味着发动机能够更好地适应多变的飞行条件，从而提升了飞机的适应性和可靠性。

19、(2)增强发动机的效率和性能：通过优化涡轮叶片的设计和流道调节方法，本发明能够有效地提高发动机的效率。通过同时调整流道面积和吹扫气流，能够减少能量损失，提高燃气的利用率。此外，通过减少流动分离和提高叶片的气动性能，发动机的推力和效率得到了显著提升。

20、(3)降低发动机的燃油消耗：本发明的调节方法能够在不同的飞行条件下优化发动机的工作状态，减少不必要的燃油消耗。通过精确控制流道面积和吹扫气流，能够减少发动机的热负荷和机械负荷，从而降低燃油消耗，提高燃油经济性。

21、(4)提高发动机的可靠性和寿命：本发明的涡轮叶片设计和调节方法有助于减少高温高压环境下的材料疲劳和损伤。通过有效的吹扫气流设计，能够提高涡轮叶片的冷却效果，减少热应力，从而延长发动机的使用寿命。同时，减少流动分离和叶片磨损也有助于提高发动机的整体可靠性。