专利摘要

专利摘要

本发明涉及一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法，尤其涉及一种支板与低压涡轮导向器融合的过渡段布局结构及设计方法，属于航空发动机涡轮技术领域，其关键在于过渡段内支板叶片与低压涡轮导向器叶片采用了单排叶片融合设计，既实现支板功能，又实现低压涡轮导向器，同时在过渡段轮毂壁上采用非轴对称造型来调控通道内压力梯度，减小过渡段流动损失。该发明可直接用于高性能航空燃气涡轮发动机，相比于传统技术中设置支板叶片和低压涡轮导向器叶片两排叶片的过渡段结构布局，采用本发明的过渡段布局能够在提高过渡段的气动性能的同时显著缩短军民用涡扇发动机过渡段轴向长度，减小发动机零部件数，从而实现航空发动机推重比大幅度提升。

权利要求

1.一种高低压涡轮过渡段布局结构，所述过渡段包括过渡段内端壁和过渡段外端壁，所述过渡段内端壁和过渡段外端壁构成一环形通道，其特征是：

所述过渡段布局结构为过渡段支板与低压涡轮导向器一体化融合的过渡段布局方式，所述过渡段进口与高压涡轮级出口联接，出口与低压涡轮级进口联接，所述过渡段在结构上既是所述高压涡轮级和低压涡轮级之间的承上启下部分，同时也兼作低压涡轮导向器，在所述环形通道内沿周向均布有一排兼作过渡段支板叶片和低压涡轮导向器叶片的一体化过渡段融合叶片，所述一体化过渡段融合叶片其根部与所述过渡段内端壁相抵接，其顶部与所述过渡段外端壁相抵接，所述一体化过渡段融合叶片其进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5，所述过渡段内端壁为至少局部带有凹凸结构的非轴对称曲面，且所述凹凸结构的幅值为所述一体化过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。

2.根据权利要求1所述的高低压涡轮过渡段布局结构，其特征是：所述支板叶片与低压涡轮导向器采用一体化融合设计叶片，所述一体化融合设计叶片排能同时满足支板和低压涡轮导向器的功能。

3.根据权利要求1所述的高低压涡轮过渡段布局结构，其特征是：所述环形通道内沿周向均布有16-24片所述一体化过渡段融合设计叶片，所述一体化过渡段融合设计叶片进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5。

4.根据权利要求1至3所述的高低压涡轮过渡段布局结构，其特征是：所述一体化过渡段融合设计叶片的弯角为60-90度，所述融合设计叶片的最大厚度为上游高压涡轮导向器叶片中部最大厚度的1.8～2.5倍。

5.根据权利要求1至4所述的高低压涡轮过渡段布局结构，其特征是：所述过渡段内端壁采用非轴对称结构流动控制策略,所述过渡段内端壁是具有局部凹凸结构的非轴对称曲面，且非轴对称曲面局部凹凸幅值为过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。

6.一种高低压涡轮过渡段布局结构设计方法，所述过渡段包括过渡段内端壁和过渡段外端壁，所述过渡段内端壁和过渡段外端壁构成一环形通道，其特征是：将过渡段支板与低压涡轮导向器一体化融合，所述过渡段进口与高压涡轮级出口联接，出口与低压涡轮级进口联接，所述过渡段在结构上既是所述高压涡轮级和低压涡轮级之间的承上启下部分，同时也兼作低压涡轮导向器，在所述环形通道内沿周向均布一排兼作过渡段支板叶片和低压涡轮导向器叶片的一体化过渡段融合叶片，所述一体化过渡段融合叶片其根部与所述过渡段内端壁相抵接，其顶部与所述过渡段外端壁相抵接，所述一体化过渡段融合叶片其进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5，所述过渡段内端壁为至少局部带有凹凸结构的非轴对称曲面，且所述凹凸结构的幅值为所述一体化过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。

说明书

技术领域

本发明涉及一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法，尤其涉及一种支板叶片与低压涡轮导向器叶片融合的过渡段布局，能够大幅度提升高低压涡轮过渡段的紧凑性并减少涡轮零部件数量，实现航空燃气涡轮发动机减重和性能提升，特别适用于民用大涵道比航空燃气涡轮发动机涡轮部件。

背景技术

高低压涡轮过渡段是用于联接高压涡轮和低压涡轮之间的环形通道。由于过渡段在发动机中起着“承上启下”的关键作用，其设计是否合理直接影响着发动机的性能以及高压涡轮和低压涡轮之间的匹配关系。为了进一步提高发动机性能，降低发动机重量，超紧凑高低压涡轮过渡段已经成为了现代高性能航空发动机的一个必然选择，相比于常规过渡段，超紧凑高低压涡轮过渡段的采用能够提高低压涡轮流道平均直径，一方面增加了低压涡轮的做功能力，能够减少涡轮级（叶片）数，降低热端部件的重量和制造加工成本，或者在保证低压涡轮级数或者叶片数不变的前提下，有效降低低压涡轮的负荷系数，提高低压涡轮效率；另一方面，超紧凑高低压涡轮过渡段的采用能够缩短低压转子轴向跨距，在降低热端部件重量的同时降低了低压轴转子动力学设计及调试难度。

然而超紧凑高低压涡轮过渡段的大曲率和高扩压度特征，使得超紧凑过渡段内部容易出现附面层分离，为了满足发动机冷却和润滑要求（允许各种油管和气管通过）和发动机结构支撑要求，过渡段内会通常会内置若干厚度较大的支板叶片，这进一步强化了超紧凑过渡段内部的二次流动，在急剧降低过渡段气动性能的同时增加了低压涡轮进口流场畸变和旋流强度，增加了低压涡轮设计难度。因此，亟需寻求一种高低压涡轮过渡段合理布局，达到大幅度提高高低压涡轮过渡段性能和紧凑性的双重目的。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种能够兼顾过渡段紧凑性和气动性能，同时结构相对简单的用于航空发动机高低压涡轮之间的过渡段布局结构及其设计方法。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种高低压涡轮过渡段布局结构，所述过渡段包括过渡段内端壁和过渡段外端壁，所述过渡段内端壁和过渡段外端壁构成一环形通道，其特征是：所述过渡段布局结构为过渡段支板与低压涡轮导向器一体化融合的过渡段布局方式，所述过渡段进口与高压涡轮级出口联接，出口与低压涡轮级进口联接，所述过渡段在结构上既是所述高压涡轮级和低压涡轮级之间的承上启下部分，同时也兼作低压涡轮导向器，在所述环形通道内沿周向均布有一排兼作过渡段支板叶片和低压涡轮导向器叶片的一体化过渡段融合叶片，所述一体化过渡段融合叶片其根部与所述过渡段内端壁相抵接，其顶部与所述过渡段外端壁相抵接，所述一体化过渡段融合叶片其进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5，所述过渡段内端壁为至少局部带有凹凸结构的非轴对称曲面，且所述凹凸结构的幅值为所述一体化过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。

本发明所述的高低压涡轮过渡段布局结构，所述支板叶片与低压涡轮导向器采用一体化融合设计叶片，所述一体化融合设计叶片排能同时满足支板和低压涡轮导向器的功能。

本发明所述高低压涡轮过渡段布局结构，所述环形通道内周向均布有16-24片所述一体化过渡段融合设计叶片，所述一体化过渡段融合设计叶片其进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5。

本发明所述一体化过渡段融合设计叶片的弯角为60-90度，所述融合设计叶片的最大厚度为上游高压涡轮导向器中部最大厚度的1.8～2.5倍。

本发明所述过渡段内端壁采用非轴对称结构流动控制策略,所述过渡段内端壁是具有局部凹凸结构的非轴对称曲面，且非轴对称曲面局部凹凸幅值为过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。

根据本发明的另一方面，还提供了一种高低压涡轮过渡段布局结构设计方法，所述过渡段包括过渡段内端壁和过渡段外端壁，所述过渡段内端壁和过渡段外端壁构成一环形通道，其特征是：将过渡段支板与低压涡轮导向器一体化融合，所述过渡段其进口与高压涡轮级出口联接，其出口与低压涡轮级进口联接，所述过渡段在结构上既是所述高压涡轮级和低压涡轮级之间的承上启下过渡部分，同时也兼作低压涡轮导向器，在所述环形通道内沿周向均布一排兼作过渡段支板叶片和低压涡轮导向器叶片的一体化过渡段融合叶片，所述一体化过渡段融合叶片其根部与所述过渡段内端壁相抵接，其顶部与所述过渡段外端壁相抵接，所述一体化过渡段融合叶片其进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5，所述过渡段内端壁为至少局部带有凹凸结构的非轴对称曲面，且所述凹凸结构的幅值为所述一体化过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%。

与传统的内置支板叶片排、低压涡轮导向器叶片排两排叶片的过渡段结构布局相比，本发明采用过渡段支板与低压涡轮导向器叶片融合设计，省去了一排叶片，减小了涡轮部件零部件数，能够实现发动机减重，同时能够大幅度提升高低压涡轮过渡段的紧凑性，实现过渡段更大的径向跨距、更短的轴向长度，这一方面能够增加低压涡轮的做功能力，可以减少涡轮级（叶片）数，从而降低热端部件的重量和制造加工成本；或者在保证低压涡轮级数或者叶片数不变的前提下，有效降低低压涡轮叶片的负荷系数，提高低压涡轮效率；另一方面能够有效缩短低压转子轴向跨距，在降低热端部件重量的同时降低了低压轴转子动力学设计及调试难度。

附图说明

图1（a）为传统高低压涡轮及其过渡段子午流道示意图，图1（b）为传统高低压涡轮叶片及其过渡段支板叶片示意图。

图2（a）为本发明的高低压涡轮及支板与低压涡轮导向器融合的过渡段子午流道示意图，图2（b）为本发明的高低压涡轮叶片及支板与低压涡轮导向器融合叶片示意图。

图3为本发明的过渡段内端壁非轴对称结构示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明做进一步的详细说明，以下实施例是对本发明的解释而本发明并不局限于以下实施例。

如图1所示，典型涡扇发动机高压涡轮及其过渡段主要由高压涡轮导向器1、高压涡轮转子2、过渡段外端壁3、过渡段内端壁4、过渡段支板5、低压涡轮导向器6和低压涡轮转子7组成，图1(b)示出了高压涡轮导向器叶片截面9、高压涡轮转子叶片截面10、支板叶片截面11、低压涡轮导向器叶片截面12、低压涡轮转子截面13，过渡段外端壁3和过渡段内端壁4构成了一环形通道，为了满足发动机冷却和润滑要求（允许各种油管和气管通过）和发动机结构支撑要求，过渡段内会通常会内置若干厚度较大的支板叶片11。

本发明的用于航空发动机的高低压涡轮过渡段布局结构，如图2所示，为了大幅度缩短高低压涡轮过渡段的轴向长度，实现航空燃气涡轮发动机减重和发动机性能提升，提出了将过渡段内置厚支板与低压涡轮导向器一体化融合设计概念，用一排支板与低压涡轮导向器融合叶片排14（叶片截面为15）来取代传统的过渡段内支板叶片排11与低压涡轮导向器叶片排6，既实现支板功能，又实现低压涡轮导向器功能。依据不同发动机润滑、冷却和结构支撑要求，高低压涡轮过渡段内沿周向均布有16～24片支板与低压涡轮导向器融合设计叶片15，叶片进口叶高h1与出口叶高h2的平均值与叶片轴向长度L之比小于1.5，叶片的弯角为60-90度，叶片的最大厚度为上游高压涡轮导向器中部最大厚度的1.8～2.5倍。

如图3所示，在过渡段内端壁4的表面16进一步采用了非轴对称端壁结构，其中非轴对称曲面局部凹凸幅值为过渡段融合叶片进口叶高的3%～5%，利用过渡段内端壁局部凹凸的非轴对称曲面来调控过渡段内端壁附近压力梯度，抑制超紧凑高低压涡轮过渡段内端壁附近的流动分离，进一步提高过渡段气动性能以及过渡段出口也就是进入低压涡轮转子进口流场流动品质。

综上所述，本发明可直接用于航空燃气涡轮发动机，利用一排过渡段大叶片代替传统的支板叶片排+低压涡轮导向器叶片排过渡段结构布局，在大幅度提升高低压涡轮过渡段的气动性能的同时提高涡轮过渡段紧凑性，大幅度减小发动机的零部件数量，降低发动机涡轮部件重量。

此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。