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(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN106481369A(43)申请公布日2017.03.08(21)申请号201610966553.1(22)申请日2016.11.01(71)申请人南京航空航天大学地址210016江苏省南京市秦淮区御道街29号(72)发明人杨荣菲徐堃黄进(74)专利代理机构南京瑞弘专利商标事务所(普通合伙)32249代理人杨晓玲(51)Int.Cl.F01D9/02(2006.01)权利要求书1页说明书4页附图2页(54)发明名称一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构(57)摘要本发明公开了一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,包括静叶轮毂及静叶机匣,在静叶轮毂及静叶机匣之间沿圆周方向均匀设置有静子叶片;每个静子叶片的吸力面上方设置有可调偏转角的分流小叶,分流小叶呈弧面板状,其前缘与尾缘处均为弧面;分流小叶的中弧线中点处设置有沿分流小叶长度方向延伸的旋转轴,分流小叶绕其旋转轴的偏转角在0-10度内。分流小叶的偏转角增大时,分流小叶压力面与静子叶片吸力面形成局部收缩流道,实现对吸力面流体的局部增压,从而实现对流动分离的抑制。本发明结构简单,成本较低,主控效果良好,适应工作裕度宽,有效抑制了涡轮静子叶片吸力面处的流动分离,减小分离流动损失,提高涡轮的工作效率。CN106481369ACN106481369A权利要求书1/1页1.一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,其特征在于,包括静叶轮毂(1)及静叶机匣(2),在静叶轮毂(1)及静叶机匣(2)之间沿圆周方向均匀设置有若干静子叶片(3);每个静子叶片(3)的吸力面上方设置有可调偏转角的分流小叶(4),分流小叶(4)呈弧面板状,且其前缘与尾缘处均为弧面;所述分流小叶(4)的上表面为吸力面,且其下表面为压力面,分流小叶的上、下表面均为静子叶片(3)的吸力面上与其对应部位的三维弧面;分流小叶(4)的中弧线中点处设置有沿分流小叶(4)叶高方向延伸的旋转轴(5),旋转轴(5)与分流小叶(4)连为一体且旋转轴(5)的两端伸出分流小叶(4)外;静叶轮毂(1)及静叶机匣(2)上均设置有与旋转轴(5)相配合的轴承,分流小叶(4)通过旋转轴(5)与轴承的配合沿圆周方向均匀安装于静叶轮毂(1)及静叶机匣(2)之间;当分流小叶(4)绕其旋转轴(5)偏转0度时,分流小叶(4)的压力面与静子叶片(3)的吸力面之间的距离处处相等。2.根据权利要求1所述的一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,其特征在于,所述分流小叶(4)绕其旋转轴(5)的偏转角在0-10度内。3.根据权利要求1所述的一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,其特征在于,所述分流小叶(4)的内、外侧面分别与静叶轮毂(1)、静叶机匣(2)的内壁形状相适配,且分流小叶(4)与静叶轮毂(1)、静叶机匣(2)之间均有转动间隙。4.根据权利要求1所述的一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,其特征在于,所述分流小叶(4)的弦长为静子叶片(3)的10%,分流小叶(4)的叶高与静子叶片(3)相同。5.根据权利要求1所述的一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,其特征在于,所述旋转轴(5)的直径为小叶弦长的50%。6.根据权利要求1所述的一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,其特征在于,所述分流小叶(4)距静子叶片(3)吸力面的距离为静子叶片(3)栅距的10%。7.根据权利要求1所述的一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,其特征在于,所述旋转轴(5)的内端上安装有调节分流小叶(4)偏转角度的调整杆,调整杆与旋转轴(5)成90°夹角并伸出至静叶机匣(2)外。2CN106481369A说明书1/4页一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构技术领域[0001]本发明涉及一种控制涡轮静子流动分离的分流小叶结构,属于叶轮机械技术领域。背景技术[0002]现代高涵道比航空发动机的涡轮尺寸增大、级数增多,为了减轻发动机的重量提高发动机的推重比,通常采用减少涡轮级数或者涡轮级叶片数的设计方法,这导致涡轮叶片的负荷增加,高负荷或超高负荷涡轮叶型对应的叶片吸力面局部逆压力梯度增大,使得叶片表面容易出现流动分离、叶型损失相应增大。由于在大展弦比涡轮叶片中叶型损失占涡轮叶片损失的大部分,故涡轮叶片负荷的增加将导致涡轮效率下降,航空发动机的耗油率增大,因此,运用合适的控制手段来减小吸力面的流动分离、降低叶型损失是先进涡轮设计的一个重要目标。[0003]为了抑制涡轮静子叶片的吸力面边界层流动分离从而减小分离流动损失,现代航空发动机主要采用主动控制和被动控制两种手段。被动控制主要包括在涡轮叶片吸力面加拌线、V型槽、球窝、矩形条等控制策略,促发转捩提前发生,减小吸力面分离泡的大小,进而降低叶型损失。然而在不同飞行条件下,涡轮处