大子午扩张涡轮的过渡段分离控制设计

在现代高性能的航空涡扇发动机设计中,为了提高经济性,采用较大涵道比,导致风扇高度增加较大,高低压涡轮转速差距较大,高低压过渡段采用大子午扩张型线结构,给低压涡轮及过渡段气动设计带来较大的困难.针对此类涡轮设计要求的特点,采用了两种设计方式对原型进行改型,并对两种改型方案进行了数值模拟,从而研究如何控制此类低压涡轮过渡段分离,提高其气动性能.研究表明,采用两种方法都能够有效的改善流动和降低损失,相比之下,前掠宽弦方案更佳.     

支板对大子午扩张涡轮流动损失的影响

大子午扩张涡轮的端壁流动损失较大,采用前掠宽弦叶型能够大大降低端壁的流动损失,但对支板的气动设计带来了较大难度。通过采用新的支板与导向器位置布局对支板进行设计,对不带支板的前掠宽弦涡轮导向器和带支板的前掠宽弦涡轮导向器进行流动和损失对比分析。探讨了支板对采用前掠宽弦叶型的大子午扩张涡轮导向器流动损失的影响。研究表明:支板的加入只对支板两侧流道产生影响,损失的差异主要集中在支板吸力侧流道的支板吸力面和支板压力侧流道的叶片吸力面区域。且因径向压力梯度,涡系的径向运动剧烈。     

大子午扩张涡轮的过渡段分离控制设计

在现代高性能的航空涡扇发动机设计中，为了提高经济性，采用较大涵道比，导致风扇高度增加较大，高低压涡轮转速差距较大，高低压过渡段采用大子午扩张型线结构，给低压涡轮及过渡段气动设计带来较大的困难。本文针对此类涡轮设计要求的特点，采用了两种设计方式对原型进行改型，并对两种改型方案进行了数值模拟，从而研究如何控制此类低压涡轮过渡段分离，提高其气动性能。研究表明，采用两种方法都能够有效的改善流动和降低损失，相比之下，前掠宽弦方案更佳有效。