(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210793094.7 (22)申请日 2022.07.05 (71)申请人 中国航发湖南动力机 械研究所 地址 412002 湖南省株洲市董家塅高科园 中国航发动研所 (72)发明人 宋友富　曾飞　屈彬　张绍文　 (74)专利代理 机构 北京知联天下知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11594 专利代理师 刘彦平 (51)Int.Cl. F02C 3/04(2006.01) F02C 3/107(2006.01) F02C 3/113(2006.01) F01D 5/14(2006.01) F01D 9/02(2006.01)G06F 30/17(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06T 17/00(2006.01) (54)发明名称 具有高空性能的发动机涡轮及其设计方法 (57)摘要 本发明属于航空发动机技术领域， 特别涉及 一种具有高空性能的发动机涡 轮及其设计方法， 其中， 发动机涡 轮包括一级涡 轮、 二级涡 轮、 内流 道和外流道， 一级涡轮和二级涡 轮分别沿环形通 道的径向方向均匀分布， 一级涡 轮包括一级转子 和一级导向器， 二级涡轮包括二级转子和二级导 向器， 一级 导向器、 一级转子、 二级导向器和二级 转子沿靠近火焰筒的一侧向远离火焰筒的一侧 依次布置； 本发 明的涡轮叶型可有效适应跨音速 强激波下的流动， 有效的降低了流动损失， 减小 排气损失， 提升涡轮性能； 另外本发明涡轮的膨 胀比、 载荷系数选取更为合理， 可兼顾高空工作 时涡轮的性能， 提升涡轮末级适应高空膨胀比急 剧增大、 高空低雷诺数等恶劣条件， 极大地改善 了涡轮性能。 权利要求书1页 说明书6页 附图4页 CN 115288850 A 2022.11.04 CN 115288850 A 1.一种具有高空性能的发动机涡轮， 所述发动机涡轮布设在所述发动机的燃烧室(1) 的火焰筒(100)末端的环形通道(110)中， 所述环形通道(110)以发动机轴线为中心， 靠近轴 线的一侧设为内流道(112)， 远离轴线的一侧设为外流道(111)， 其特征在于， 所述 发动机涡 轮包括一级涡轮、 二级涡轮、 内流道(112)和外流道(111)， 所述一级涡轮和二级涡轮分别沿 环形通道(1 10)的径向方向均匀分布， 其中， 所述一级涡轮包括一级转子(121)和一级导向器(131)， 所述二级涡轮包括二级转子 (121)和二级导向器(132)， 所述一级导向器(131)、 一级转子(121)、 二级导向器(132)和二 级转子(121)沿靠 近火焰筒(10 0)的一侧向远离火焰筒(10 0)的一侧依次布置 。 2.根据权利要求1所述的发动机涡轮， 其特征在于， 所述一级转子(121)和二级转子 (121)的转子叶片包括叶根和沿转子叶片本体延伸的叶尖， 所述叶尖方向相对于叶根方向 顺时针旋转， 所述叶尖和所述叶根之间的弯扭角度为25 ‑35°。 3.根据权利要求2所述的发动机涡轮， 其特征在于， 所述一级转子(121)和二级转子 (121)的叶根延伸向叶尖的过程中转子叶片本体逐渐 变窄。 4.根据权利要求1所述的发动机涡轮， 其特征在于， 所述一级导向器(131)和二级导向 器(132)的叶根延伸向叶尖的过程中导向器叶片本体逐渐 变宽。 5.根据权利要求2所述的发动机涡轮， 其特征在于， 所述一级转子(121)的转子叶片的 叶尖端面设有叶尖凹槽 。 6.根据权利要求1所述的发动机涡轮， 其特征在于， 所述一级导向器(131)靠近火焰筒 (100)一侧的切面与所述一级导向器(131)的本体 之间的交线设为第一前缘型线(1311)， 所 述第一前缘型线(131 1)与竖直方向之间的夹角A取值 为5‑10°。 7.根据权利要求1所述的发动机涡轮， 其特征在于， 所述二级导向器(132)靠近火焰筒 (100)一侧的的切面与所述二级导向器(132)的本体 之间的交线设为第二前缘型线(1321)， 所述第二前缘型线(1321)与外流道(1 11)之间的夹角B取值 为90°。 8.根据权利要求1 ‑7任一项所述的发动机涡轮， 其特征在于， 所述二级转子(121)末端 的环形通道(110)设为扩张型， 沿气流方向远离火焰筒一侧的外流道(111)和内流道(112) 之间的气流 流通面积逐渐增大。 9.一种如权利要求1 ‑8任一项所述的发动机涡轮的设计方法， 其特征在于， 所述设计方 法包括： 零维参数分析： 根据发动机涡轮的设计指标分别确定一级涡轮和二级涡轮的载荷系 数、 流量系数和能量反力度； 一维参数计算： 根据涡轮气动基本原理， 分别获取发动机的一级涡轮和二级涡轮的涡 轮叶片的气动参数和几何参数； 三维造型设计： 根据所述载荷系数、 流量系数和能量反力度以及所述气动参数和几何 参数计算一级涡轮和二级涡轮的进出口气动参数和几何参数， 并进行发动机涡轮的三维建 模设计。 10.根据权利要求9所述的设计方法， 其特征在于， 所述发动机涡轮的设计指标包括一 级涡轮的流量指标、 膨胀比指标和 绝热效率指标和二级涡轮的流量指标、 膨胀比指标和绝 热效率指标。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115288850 A 2具有高空性能的发动机涡轮及其设计方 法 技术领域 [0001]本发明属于航空发动机技术领域， 特别涉及一种具有高空性能的发动机涡轮及其 设计方法。 背景技术 [0002]航空发动机动机从结构上可分为压气机、 燃烧室及涡轮三大部件， 气流在压气机 中增压进入燃烧室中燃烧， 最后进入涡轮膨胀做功， 产生 飞机需要的动力。 涡轮作为三大部 件之一， 其主要功能是提取流体工质中的能量并通过旋转方式输出机械功， 燃气涡轮发动 机及航空辅助动力装置中。 当前燃气涡轮发动机的一大发展趋势， 是逐渐向更高功重比， 更 高的热力循环参数， 结构更紧凑的方向发展， 导致涡轮部件的工作条件日益 苛刻和恶劣。 并 且随着对全天候多用途飞机需求的日益迫切， 飞机的使用环境将越来越复杂， 其工作包线 也逐渐扩 大， 对发动机的使用范围有 更高的要求。 因此， 涡轮设计过程中不但要考虑日益增 加的涡轮负荷， 还要兼顾多种复杂环境下的工作情况， 如高空环境下的使用。 [0003]为了提高发动机输出功率， 降低发动机重量， 涡轮前的温度及涡轮的膨胀比不断 提高。 涡轮前温度由于受到叶片材料的耐温限制， 通常涡轮前温度会低于某个限定值， 而不 能继续提高。 因此， 为提高整个发动机的输出功率， 只能依靠增加涡轮的膨胀比， 即提高单 排叶片的负荷。 但是， 过度的提高涡轮膨胀比， 会使涡轮整个叶栅通道的流动状态发生较大 的变化。 特别是对于双级涡轮膨胀比超过7时的轴流涡轮， 涡轮导向器及转子流道内均处于 跨音速甚至超音速流动状态， 导致涡轮叶栅通道内存在很强的激波， 极大地增加了整个涡 轮的流动损失， 若不能对涡轮各级之间的负荷进行有效及良好地分配， 必将导致该涡轮性 能变差。 同时， 跨音速涡轮出口排气速度高， 使排气损失大， 会影响涡轮的整个性能。 [0004]另一方面， 现在的飞机飞行高度越来越高， 特别是民用客机、 大型运输机及轰炸机 等， 其工作包线越来越广， 工作高度可达到20km。 现有技术方案中， 发动机在高空环境工作 时， 涡轮效率急剧下降， 涡轮工作状态严重偏离设计点， 且跨音速涡轮内部流动损失大， 排 气速度高， 影响涡轮功率的正常输出， 极大地恶化了涡轮的性能。 发明内容 [0005]针对上述问题， 一方面， 本发明公开了一种具有高空性能的发动机涡轮， 所述发动 机涡轮布设在所述发动机的燃烧室火焰 筒末端的环形通道中， 所述环形通道以发动机轴线 为中心， 靠近轴线的一侧设为内流道， 远离轴线的一侧设为外流道， 所述 发动机涡轮包括一 级涡轮、 二级涡轮、 内流道和外流道， 所述一级涡轮和二级涡轮 分别沿环形通道的径向方向 均匀分布， 其中， [0006]所述一级涡轮包括一级转子和一级导向器， 所述二级涡轮包括二级转子和二级导 向器， 所述一级导向器、 一级转子、 二级导向器和二级转子沿靠近 火焰筒的一侧向远离火焰 筒的一侧依次布置 。 [0007]进一步的， 所述一级转子和二级转子的转子叶片包括叶根和沿转子叶片本体延伸说　明　书 1/6 页 3 CN 115288850 A 3