孔槽结构抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板

摘要

本发明提供了一种孔槽结构抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板，用于改善抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅尾迹流场。主要由内侧弯曲型面尾板和尾板上孔状或槽状镂空结构构成，其中所述内侧弯曲型面尾板包括直线段、二次曲线段两部分几何结构，所述尾板上开设有孔状或槽状镂空结构。在高马赫数较大负攻角试验工况下，采用尾板弯曲型面和尾板上孔状或槽状镂空结构能够避免尾迹在脱离尾板进入抽吸通道时发生过膨胀现象。两种结构使得尾迹在尾板结束段压力升高到接近出口抽吸管道压力，避免在脱离尾板时出现过膨胀现象，从而避免破坏涡轮平面叶栅周期性，同时计算发现使用弯曲尾板对其他马赫数不同攻角工况不产生恶化。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮气动性能测量系统技术领域，涉及一种抽吸式跨音速平面叶栅试验台，尤其是一种带有孔槽结构的抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板。

背景技术

平面叶栅涡轮试验台是测量涡轮叶片气动性能和气膜冷却性能的重要装置，随着发动机技术的发展，对具有宽马赫数范围、攻角可大范围变动的涡轮试验台需求愈发增加，同时安全性和可靠性较高的抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台得到大家的青睐，但是该种类型的试验台在高马赫数和较大负攻角试验工况下，普通带有直尾板的试验台叶栅的尾迹从直尾板转向出口管道时由于压差太大会发生过膨胀现象。对此，现有的试验中通常采用不带尾板或在直尾板上开孔的方案，但是都没有明显改善这一现象。因此，针对这一问题，本专利设计了一种调节尾迹压力分布改善尾迹流场的弯曲尾板。

发明内容

发明目的：针对在高马赫数和较大负攻角试验工况下，普通带有直尾板的试验台叶栅尾迹从直尾板转向出口管道时会发生过膨胀现象的问题，本发明提供一种调节尾迹压力分布改善尾迹流场周期性的弯曲尾板。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种用于改善抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅尾迹流场的带有孔槽结构的弯曲尾板：由内侧弯曲型面尾板和尾板上孔状或槽状镂空结构构成，其中所述内侧弯曲型面尾板包括直线段、二次曲线段两部分几何结构和型面长度、尾板转折角度等重要参数；所述尾板上孔状或槽状镂空结构包括孔形结构直径、开孔率或槽结构长宽比。其中，直线段的方向与叶栅出口气流流向角度一致，后与二次曲线段相切过渡构成该内侧弯曲型面尾板。

进一步的，所述内侧弯曲型面尾板的沿入口方向投影于端壁的尾板长度L为1～1.5倍叶片弦长；较大负攻角工况下，尾板出口切向与出口通道轴向夹角不大于15°。

进一步的，所述平面叶栅试验台流场建立方式为进口连接大气、出口连接低压气源的抽吸式。

进一步的，所述尾板内侧型面与平行于端壁的平面相交形成的曲线为两段直线相切二次曲线构成。

进一步的，尾板进口切线与尾板出口切线夹角为尾板转折角，可控的引导气流偏转一定角度，该角度不得大于气流发生过膨胀时的角度。

进一步的，所述的尾板内侧二维型线与尾迹另一边缘构成扩张型的气动通道，尾迹压力在该扩张通道沿着尾板内侧按规律连续降低至出口管道压力。

进一步的，所述孔径或槽宽为2mm～4mm，开孔/槽率为10％～15％。

进一步的，所述的开孔/槽率定义为孔/槽面积占尾板内表面面积比。

本发明结构的工作原理方法为：孔状或槽状镂空结构利用合理的孔槽分布规律构成了有效的尾板内外侧流场连接通道。一方面在两侧初始流场压差较大时，通过多道孔槽结构使尾迹流场阶梯状降压最终逐渐平衡尾板内外压力，减小两侧流场压差；另一方面能够减弱试验叶片尾缘激波反射，优化尾迹流场。

进一步的，所述的合理的孔槽分布规律孔槽主要分布在直线段和二次曲线段的前半段，且均匀间隔分布。主要原因是这两段尾板附近的尾迹压力远高于出口处压力，孔槽结构作为泄压通道有明显降压效果。

本发明的有益效果：本发明提供的弯曲尾板设计，采用等梯度和阶梯状规律可控降低尾迹沿尾板压力的措施，本发明很好地解决了普通直尾板试验台的叶栅尾迹从直尾板转向出口管道时发生过膨胀这一难题，有助于保持理想的尾迹流场周期性，避免破坏涡轮平面叶栅周期性，同时该方案具有结构简单、易于实施等诸多优点。

附图说明

图1为抽吸式涡轮叶栅试验台试验段及弯曲尾板局部三维示意图。

图2为抽吸式涡轮叶栅试验台试验段及弯曲尾板二维平面图。

图3为弯曲尾板二维结构示意图。

图4为Ma2.0、-25°攻角工况下弯曲尾板与传统直尾板尾迹压力等值线对比示意图。图(a)为弯曲尾板附近尾迹压力(pa)，图(b)为直尾板附近尾迹压力(pa)。

其中：Ⅰ-内侧弯曲型面尾板，Ⅱ-下端壁，1-直线段，2-二次曲线段，3-试验段进口，4-试验段出口，D-孔径或槽宽，L-沿入口方向投影于端壁的尾板长度，α-尾板转折角。

具体实施方式

本发明提供了一种用于改善抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅尾迹流场的带有孔槽结构的弯曲尾板。主要由内侧弯曲型面尾板和尾板上孔状或槽状镂空结构构成，其中所述内侧弯曲型面尾板包括直线段、二次曲线段两部分几何结构，涉及到沿入口方向投影于端壁的尾板长度、尾板转折角度等重要参数设计；所述尾板上开设孔状或槽状镂空结构，涉及到包括孔形结构直径、开孔率、孔槽分布规律或槽结构长宽比在内的重要参数设计。在高马赫数较大负攻角试验工况下，采用尾板弯曲型面和尾板上孔形或条形镂空结构能够避免尾迹在脱离尾板进入抽吸通道时发生过膨胀现象。其一，超声速尾迹流过按既定规律设计的弯曲型面时扩张加速降压；其二，尾板上孔状或槽状镂空结构一方面减弱试验叶片尾缘激波反射优化尾迹流场，另一方面通过多道孔槽结构使尾迹阶梯状降压逐渐平衡尾板内外压力。两种结构使得尾迹在尾板结束段压力升高到接近出口抽吸管道压力，避免在脱离尾板时出现过膨胀现象，从而避免破坏涡轮平面叶栅周期性，同时计算发现使用弯曲尾板对其他马赫数不同攻角工况不产生恶化。

下面将结合附图对本发明的具体实施例作更进一步的说明。在下面的描述中出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面的理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的，也可以在脱离了这些具体细节的其他实施例中实践本发明。

在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。

实施例

本发明公开了一种带有孔槽结构的抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板，图1为抽吸式涡轮叶栅试验台试验段及弯曲尾板局部三维示意图，图2为抽吸式涡轮叶栅试验台试验段及弯曲尾板二维平面图，图3为弯曲尾板二维结构示意图，图4为Ma2.0、-25°攻角工况下弯曲尾板与传统直尾板尾迹压力等值线对比示意图。

所述用于改善抽吸式跨声速平面叶栅试验台叶栅尾迹流场的带有孔槽结构的弯曲尾板，由内侧弯曲型面尾板和尾板上孔形或槽形镂空结构构成，其中所述内侧弯曲型面尾板Ⅰ包括直线段1、二次曲线段2和沿入口方向投影于端壁的尾板长度L、尾板转折角度α等重要参数；所述尾板上孔状或槽状镂空结构包括孔径或槽宽D、开孔/槽率。

作为优选实施例，对图1所展示的抽吸式跨声速涡轮平面叶栅施加Ma2.0、-25°试验工况，该工况攻角需要保证试验段进口3角度不变，平面叶栅逆时针转动-25°得到。尾板随平面叶栅转动，使得尾板顺叶栅出口气流流向角度安装，尾板长度L以极限攻角下不与壁面干涉为限制。

观察传统直尾板尾迹，在试验段出口4尾迹转向出口管道时发生过膨胀现象，研究直尾板附近尾迹压力云图(如图4-b)发现，过膨胀现象由尾板结尾处尾迹与出口管道压差过大导致。

以等梯度降压为目的设计弯曲尾板，为使叶栅出口气流平稳过渡，弯曲尾板头部为一段直线段1，方向与叶栅出口气流流向角度一致，后与二次曲线段相切过渡构成弯曲尾板，尾板转折角度α不大于该工况下的气流发生过渡膨胀时的角度。

作为优选实施例，受L影响，单纯构建扩张通道使气流加速降压，其降压幅度不足以弥补尾迹与出口管道的压差。故对弯曲尾板开孔或者槽结构，为避免孔槽结构引起较强激波而导致波后压力再次明显升高，同时也能使尾迹通过孔槽通道平衡压力，孔径或槽宽D最佳选取范围为2～4mm，多道合适大小的孔槽结构引起尾迹压力小幅度阶梯状降低，最佳开孔/槽率范围为10％～15％。

进一步的，每列槽沿尾板竖直方向设置，槽沿顺流方向分布在直线段和二次曲线段的前半段，且均匀间隔分布，如附图1中所示；而且每列槽也可以沿顺流方向设置，槽沿竖直方向均匀间隔分布。按两种分布规律排列时，尾板上不易加工或强度要求高的区域由孔排代替槽。主要原因是这两段尾板附近的尾迹压力远高于出口处压力，孔槽结构作为泄压通道有明显降压效果。

作为优选实施例，应用设计的带有孔槽结构的弯曲尾板进行计算，在试验段出口4尾迹转向出口管道时没有发现明显过膨胀现象，并且研究弯曲尾板附近尾迹压力云图(如图4a)发现，尾迹压力经带有孔槽结构的弯曲尾板均匀降低至出口管道压力。本发明很好地解决了普通直尾板试验台的叶栅尾迹从直尾板转向出口管道时发生过膨胀这一问题。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出对于本技术领域的普通技术人员在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，譬如用于压气机试验台、其他曲线分布的非直尾板、以变速或变向为目的的尾板设计以及在尾板上采用其他形式和位置的镂空结构等，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。