高性能涡轮气动设计若干关键技术研究

admin · 发表于 2024-2-19 09:01:55

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未来先进战斗机的发展对航空燃气涡轮发动机提出了更高的要求，超高推重比、宽广的工作范围、较短的研制周期和可承受的全寿命期成本，是军用航空燃气涡轮发动机的重要发展目标。而涡轮作为航空发动机的重要部件，其技术水平直接影响到整台发动机的性能。本文围绕军用发动机热力学变循环参数、核心机通用、结构对转等技术特点，以涡轮部件为研究对象，对先进对转涡轮设计技术、通用核心机涡轮设计技术和涡轮工作状态调节技术等三个关键技术进行了系统和深入的研究，以期为高性能军用航空发动机的涡轮部件设计提供技术支持。基于气动热力学角度而言，对转涡轮气动布局是提高发动机推重比的有效措施之一。本文分析了对转涡轮方案的影响因素，推导了1+1 对转涡轮基元级速度三角形参数与涡轮效率和出功比的关系，进行了速度三角形的分析，得到了1+1 对转涡轮速度三角形的气动设计参数选取准则。为了验证准则的可靠性，以此为基础，针对某高推重比发动机涡轮部件的设计要求，通过基元级基本参数分析，进行了一个不考虑冷却的1+1 对转涡轮气动方案的设计，并最终完成了了考虑冷却的1+1 对转涡轮气动方案。三维数值模拟结果显示，所完成的涡轮气动方案能够满足设计要求，且选取的速度三角形基本参数与数值模拟结果基本吻合。发展通用核心机是缩短发动机研制周期、降低发动机全寿命期成本的有效措施。针对通用核心机对涡轮部件性能的要求，本文首先尝试给出了描述涡轮气动通用性的定义，并根据经验关联和理论分析，研究了速度三角形系列参数对涡轮气动通用性的影响规律，在此基础上，得到了通用核心机涡轮部件气动设计参数选取准则，并通过一维、S2 和三维数值模拟手段相结合，利用一组真实涡轮的数据对涡轮气动通用性的定义和选取准则进行了验证。在此基础上，针对某通用核心机的设计要求，完成了一个单级高压涡轮气动方案的选取，对选取准则进行了进一步的验证。该部分还从负荷沿径向和轴向分布规律的角度，探讨了通用核心机涡轮部件内部流动组织情况对涡轮气动通用性的影响。结果表明：在涡轮设计参数选择中，存在使涡轮部件通用性最优的速度三角形参数范围；一系列涡轮气动设计参数的分析表明本文涡轮部件气动设计参数选取准则基本合理；动叶中负荷沿轴向的分布形式对涡轮气动通用性有较大的影响。针对变循环发动机和通用核心机对涡轮流量调节技术的需求，本文利用数值模拟手段对调节涡轮工作状态的技术进行了研究和分析，初步得到了几何调节和气动调节两种方法的的影响因素和调节规律，并初步分析了使用两种调节方法时的涡轮气动设计参数选取方法。结果表明，几何调节和气动调节都有较好的调节效果，涡轮的设计参数将对调节效果产生一定影响。但由于受到喷气出口总压与涡轮进口总压之比的限制，在目前的技术条件下，气动调节方法还很难用在核心机涡轮上，但可以在变循环发动机的低压涡轮上取得较好的调节效果。

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