对转涡轮气动方案设计技术研究

资源类型:pdf 资源大小:154.00KB 文档分类:航空、航天 上传者:郭会玲

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【作者】 刘艳华  乔渭阳 

【关键词】对转涡轮 损失模型 性能参数 

【出版日期】2005-04-28

【摘要】通过某型发动机的总体技术要求得到涡轮的设计参数,进而设计出涡轮通道并对涡轮的气动性能进行计算。将常规涡轮改成对转涡轮进行计算分析,同样可以达到设计要求。通过分析两种涡轮的气动计算结果,发现常规涡轮的设计体系同样适用于对转涡轮。

【刊名】机械设计与制造

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1前言现代先进战斗机对发动机的各方面性能都提出了较高的要求,要求发动机的推重比达到10左右,要求涡轮前燃气温度提高到1880K。为了达到这些高的要求,发动机的各个部件都采取了新的设计技术和制造技术。对于涡轮部件来说,采用对转涡轮就是一项非常重要的新技术。应用对转涡轮的优点有:一是机动飞行时可减少发动机转子的陀螺力矩,提高作战的有效性,二是若采用轴间轴承,可降低轴承保持架转速,提高保持架寿命;三是可以减少低压涡轮1级导向叶片弯度,从而减少叶片损失,有利于提高涡轮效率。由于可利用前排涡轮转子出口气流预旋,故可减少下游涡轮的导向叶片的数量,甚至可以去掉第二级导向叶片,这样还可以简化结构、减轻发动机的重量提高发动机的推重比。在20世纪80年代出现的无涵道风扇发动机以及美国PW公司最新研制的管道风扇采用了对转涡轮,我国还处于技术研究阶段。这里针对某型发动机总体设计对高低压涡轮的性能要求,分别进行了常规涡轮与1+1对转涡轮的设计,希望设计出能达到相应的性能要求的对转涡轮,在设计过程中找出设计对转涡轮的特点及难点。2涡轮气动设计方法2.1涡轮通道设计根据发动机总体性能要求得出涡轮部件的技术要求包括:高、低压涡轮的转速分别为14000r/m in和11000r/m in,涡轮的燃气流量52kg/s,进口总压2425507P a,进口总温1730k,高低压级的焓降分别为377.78kJ/kg和239.81kJ/kg。涡轮通道设计为等内径的,根据叶根处载荷系数不大于2.2~2.3的要求,取定载荷系数为2.3,由式μT=LTu2=LT(2πnr/60)2得到通道内径为262m m。气流为轴向进气,给定进口马赫数为0.2,由流量公式m=K P*q(λ)AT樤*确定涡轮进口外径为299m m。根据保证涡轮出口气体马赫数在0.45~0.65之间的要求,取定出口轴向马赫数为0.45,可以确定涡轮出口外径为350m m。取定各个叶片的展弦比分别为1.15、1.75、1.87、2.67,轴向间隙为叶宽的20%~30%,这样得到的轴向长度为190m m,扩张角为15°,基本符合要求。图1通道草图图1为设计通道的草图,由于只是为了研究设计的可行性而不是为了设计出性能优异的涡轮,所以并未对通道进行优化。2.2子午面设计采用可控涡设计方法,具体的计算方法是用流线曲率求解涡轮流场。认为流动是定常的、轴对称的。涡轮子午面的径向运动方程为:vmr=1vm h*r-T s[]r-vtr(vtr){}r-vm cosR m-sinvm vm[]m通过控制环量V tr、流线曲率1/R m和流线斜率tan控制压力沿径向的分布,即控制反力度沿径向的分布。在过程中子午流线的曲率和斜率利用子午通道内外壁面的曲斜率线形插值得到,这样可以减少迭代次数,简化计算过程量的控制规律为vtr=const,这样可以在保证根部反力度大的情况下,使叶片的折转角度不致过大。2.3损失模型使用使用A.F.C arter损失模型,在该模型中,损失依赖于速度出口气流角和叶片载荷。损失系数Y=Z(0.6+0.8cosβex)f其中,当VinVex<0.5时,f VinV()ex=0.135,当VinVex0f VinV()ex=0.135+0.093VinVex-()0.3。当Y〉0.3时,Y=0.3Vin,Vex为相对进气速度和出气速度,βex为出口气流角。3结果与分析图2、图3为各个参数延展向的分布,结果中的导向叶的是绝对参数,转子取的是相对参数。实线表示进口,虚线出口。3.1常规涡轮设计结果3.1.1参数分布图2总压分布示意图3.1.2涡轮性能图3涡轮级反力度和损失示意图3.2总体参数设计总体参数见表1。表1输出参数输出参数常规涡轮对转涡轮高压级效率85.8985.89低压级效率88.2894.77总效率87.9990.30输出功kJ/s31646.1331680.50压比5.5525.2623.3分析两种涡轮是在相同的通道尺寸,相同的进口条件,相同的气流流量,两级相同的焓降的条件下进行计算的,由上表可以看到:1+1对转涡轮效率高于常规涡轮,输出功也高于常规涡轮。因为发动机总的增压比很大,所以涡轮进口的总压较大。涡轮前燃气温度要求很高,所以进行冷气掺混后得到的涡轮进口总温也很高。图3是不同半径处反力度的示意图,所得到的反力度都大于零,这样气流在动叶中加速膨胀,具有顺压力梯度,气流不易产生分离,涡轮效率较高。平均半径处的反力度在0.2~0.4之间,符合要求。从图中可以看到两种涡轮的转叶出口马赫数较大,有部分马赫数大于1,在可用范围以内。从图中可以看到相对气流角(与轴向的夹角)在75°以内,由图的对比可以看出,对转涡轮的第二级导向叶片是比较特殊的,折转角很小,这样产生的损失也要小于常规涡轮。为了设计高效的涡轮或者准确的预测涡轮的性能,必须搞清各叶列之间的损失。损失的大小在图3中表示出,对转涡轮在第二级转子的损失不同于常规涡轮,且明显小于常规涡轮的损失,这也使得对转涡轮的效率高于常规涡轮。4结论(1)对转涡轮从总体上来说优势大于常规涡轮,损失小、效率高。(2)对转涡轮和常规涡轮之间具有很好的继承性,适合于常规涡轮的设计体系也同样适合于对转涡轮的设计。对转涡轮气动方案设计技术研究@刘艳华$西北工业大学动力与能源学院!西安710072 @乔渭阳$西北工业大学动力与能源学院!西安710072对转涡轮;;损失模型;;性能参数通过某型发动机的总体技术要求得到涡轮的设计参数,进而设计出涡轮通道并对涡轮的气动性能进行计算。将常规涡轮改成对转涡轮进行计算分析,同样可以达到设计要求。通过分析两种涡轮的气动计算结果,发现常规涡轮的设计体系同样适用于对转涡轮。1V inh-H ai N go and D.A.J.M illar,The D esign and Perform ance Pre diction of A xial Flow Turbine,R eport N o.M E73-3. 2季路成.一个1+1对转涡轮的初步设计.工程热物理学报,2001. 3胡小煜.航空发动机的先进涡轮技术.推进技术,1998. 4季路成.关于复杂流场计算及对转涡轮设计与实验方案的初步研究:犤博士后出站报告犦,北京:中国科学院工程热物理研究所,2000. 5闫晓娜.对转涡轮气动设计技术研究:犤硕士论文犦,西安:西北工业大学,2003. 6廉小纯,吴虎.航空燃气轮机原理(下册).北京:国防工业出版社,2001. 7黄庆南等.航空发动机设计手册(第十册).北京:航空工业出版社,2001. 8犤苏犦柯别列夫,吉洪诺夫著.航空发动机涡轮计算.施永立译.北京:国防工业出版社,1978.航空科学基金(N o.01C53011)

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