部分进气轴流冲动涡轮机及其叶顶间隙损失主动控制方法

摘要

本发明公开了部分进气的单级轴流冲动式涡轮机，包括中空且呈圆柱状结构机匣，机匣中部同轴连接叶轮，叶轮边缘处开设叶栅流道形成冲动式叶栅，叶轮的面与机匣的面之间形成轴向间隙，叶轮的侧边与机匣形成叶顶间隙，叶轮侧壁正对机匣处连接叶轮围带，机匣内正对叶轮侧壁连接机匣内围带，叶轮围带与机匣内围带形成篦齿密封结构，机匣侧壁正对叶轮侧壁开设多个机匣喷水口，机匣上朝向叶轮一面开设钻孔喷管，机匣上朝向叶轮另一面异形排气出口；通过篦齿密封结构和机匣喷水口的耦合控制，能够最大限度的降低叶顶间隙损失，提高涡轮机的有效效率，增强涡轮机对能量转换能力。

说明书

技术领域

本发明属于水下航行器热动力系统中的燃气涡轮发动机技术领域，具体涉及部分进气的单级轴流冲动式涡轮机，还涉及部分进气的单级轴流冲动式涡轮机的叶顶间隙损失主动控制方法。

背景技术

热动力水下航行器自诞生以来不断追求着更高的航速、航程和航深性能。其中，热动力系统是为其提供航行动力的重要系统，动力系统的优劣将直接决定航行器的机动性能。由于水下航行器的工作环境位于水下，为追求更高的性能其体积和质量都会受到限制，同时，其在航行过程中还需要自身携带推进剂，所以，提高热动力系统的比能量和比功率就显得尤为重要。

提升热动力系统的比能量和比功率特性的方法主要有两种，第一种是提升推进剂能量特性，第二种是提升发动机热功转换有效性。由于推进剂性能的提升通常是革命性的进步，是较为缓慢且困难的，所以，工程上一般从发动机性能角度出发提升动力系统性能。

水下航行器用燃气涡轮发动机是一种部分进气的单级轴流冲动式涡轮机，其具有小体积和短叶片的特点。为了从发动机热功转化有效性的角度提升动力装置在单位时间内发出单位有效功率所需的推进剂质量，即提升动力装置推进剂单位消耗率，就需要降低涡轮机运行时的损失。部分进气轴流涡轮机在运行过程中产生的流动损失主要包括喷嘴损失、动叶损失、部分进气损失以及叶顶间隙损失等。在水下航行器用燃气涡轮发动机中，由于叶片的展弦比较小，所以叶顶间隙损失更为严重。降低叶顶间隙损失有利于提升涡轮机有效效率以提升动力系统性能。

目前，已经出现的降低涡轮机叶顶间隙损失的技术有叶顶气体射流和叶顶密封结构手段，这些技术的应用场景为尺度较大的全周进气轴流式涡轮机和径流式涡轮机。由于水下航行器的工作环境位于水下，自身携带推进剂有限，无法同航空涡轮机一样利用大气中的空气进行气体射流。另外，由于部分进气轴流涡轮机的尺度较小，也无法使用大尺度涡轮机的叶顶密封结构和叶片内部复杂的射流流道。因此，现有技术都无法对水下航行器用燃气涡轮机叶顶间隙损失进行控制。

发明内容

本发明的目的是提供部分进气的单级轴流冲动式涡轮机，解决部分进气轴流涡轮机由于叶顶间隙损失较大导致能量转化效率低的问题。

本发明的另一目的是提供部分进气的单级轴流冲动式涡轮机的叶顶间隙损失主动控制方法。

本发明所采用的技术方案是，部分进气的单级轴流冲动式涡轮机，包括中空且呈圆柱状结构机匣，机匣中部同轴连接叶轮，叶轮边缘处开设叶栅流道形成冲动式叶栅，叶轮的面与机匣的面之间形成轴向间隙，叶轮的侧边与机匣的侧壁之间形成叶顶间隙，叶轮侧壁正对机匣处连接叶轮围带，机匣内正对叶轮侧壁连接机匣内围带，叶轮围带与机匣内围带形成篦齿密封结构，机匣侧壁正对叶轮侧壁开设多个机匣喷水口，机匣上朝向叶轮一面开设钻孔喷管，机匣上朝向叶轮另一面异形排气出口。

本发明的特点还在于：

叶轮围带与机匣内围带均由篦齿构成，且形成叶轮围带与机匣内围带的篦齿交错分布，形成迷宫形篦齿密封结构。

篦齿主投影形状为等腰梯形。

机匣喷水口有四个，相邻两个机匣喷水口相距90°。

本发明所采用的另一种技术方案是，部分进气的单级轴流冲动式涡轮机的叶顶间隙损失主动控制方法，通过调整叶轮围带与机匣内围带形成的篦齿密封结构参数和机匣喷水口参数，使机匣喷水口喷出的液态水驻留在篦齿密封结构内形成液态密封膜。

篦齿密封结构参数包括叶轮围带与机匣内围带的篦齿数量、篦齿高度、齿间距离、齿顶宽度和齿顶夹角。

机匣喷水口参数包括喷水口形状、喷水口位置、喷水口间距离和喷水口流量。

本发明有益效果是：

本发明部分进气的单级轴流冲动式涡轮机，篦齿密封结构和机匣喷水口配合使用能够相互耦合，篦齿凹槽和液态水结合后形成的液封现象能够最大限度地降低叶顶间隙损失，提升涡轮机的能量转换能力；不同于叶顶喷气控制方法，机匣喷水口的控制方式能够满足水下航行器的工作环境要求，充分利用环境中的液态水；对水下航行器用燃气涡轮机的损失进行动态控制，能够同时在涡轮机设计工况与非设计工况运行过程中进行控制，解决部分进气轴流涡轮机由于叶顶间隙损失较大导致能量转化效率低的问题。

附图说明

图1是本发明部分进气的单级轴流冲动式涡轮机结构示意图；

图2是本发明部分进气的单级轴流冲动式涡轮机剖视图；

图3是本发明中篦齿密封结构的结构示意图；

图4是本发明中机匣喷水口的位置示意图。

图中，1.叶轮，2.机匣，3.钻孔喷管，4.异形排气出口，5.叶轮围带，6.机匣内围带，7.机匣喷水口，8.轴向间隙，9.叶栅流道，10.篦齿密封结构，11.第一机匣喷水口，12.第二机匣喷水口，13.第三机匣喷水口，14.第四机匣喷水口。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明部分进气的单级轴流冲动式涡轮机即为被控制的水下航行器用燃气涡轮机，如图1及图2所示，包括中空且呈圆柱状结构机匣2，机匣2中部同轴连接叶轮1，两者之间的空隙构成涡轮机通流区域，叶轮1边缘处开设叶栅流道9形成冲动式叶栅，具体为一定数目的安装在轮盘上的形状相同且按一定节距排列的工作叶片，叶片尺寸、叶片线型、安装角和节距等尺寸参数根据涡轮机设计参数确定，叶轮1的面与机匣2的面之间形成轴向间隙8，叶轮1的侧边与机匣2形成叶顶间隙，叶轮1侧壁正对机匣2处连接叶轮围带5(在叶顶间隙内)，机匣2内正对叶轮1侧壁连接机匣内围带6(在叶顶间隙内)，叶轮围带5与机匣内围带6形成篦齿密封结构10，机匣2侧壁正对叶轮1侧壁开设多个机匣喷水口7，机匣2上朝向叶轮1一面开设钻孔喷管3，机匣2上朝向叶轮1另一面异形排气出口4。

本发明中，篦齿密封结构10能够和机匣喷水口7喷出的液态水紧密结合，具体表现在机匣喷水口7喷出的液态水会在篦齿沟槽中堆积，对叶顶间隙进行液封，使得叶顶间隙尺寸进一步降低，从而大幅降低叶顶间隙损失。与传统航空涡轮的叶顶间隙损失控制方式相比，本发明能够充分利用液态水密度大于气体的特点，使得两种控制方式对叶顶间隙损失的降低不是普通的叠加，而是相互耦合的正协同效应。同时，喷出的液态水也有一定的降温作用，可以减小叶轮1与篦齿密封结构10的膨胀，防止出现旋转部件和机匣2的碰撞情况。

叶轮围带5与机匣内围带6均由篦齿构成，篦齿主投影形状为等腰梯形，且形成叶轮围带5与机匣内围带6的篦齿交错分布，形成迷宫形篦齿密封结构10，迷宫形篦齿密封结构10能够和机匣喷水口7喷出的液态水紧密结合，具体表现在机匣喷水口7喷出的液态水会在篦齿沟槽中堆积，对叶顶间隙进行液封，使得叶顶间隙尺寸进一步降低，从而大幅降低叶顶间隙损失。与传统航空涡轮的叶顶间隙损失控制方式相比，本发明能够充分利用液态水密度大于气体的特点，使得两种控制方式对叶顶间隙损失的降低不是普通的叠加，而是相互耦合的正协同效应。同时，喷出的液态水也有一定的降温作用，可以减小叶轮1与篦齿密封结构10的膨胀，防止出现旋转部件和机匣2的碰撞情况。

本发明部分进气的单级轴流冲动式涡轮机在被控制的水下航行器用燃气涡轮机中，由于其部分进气的特点，所以不是所有的工作叶片都有气体流过使它们同时工作。钻孔喷管3正对的弧段在工作过程中持续有气流通过工作叶片，所以该弧段被称为进气工作段，未被钻孔喷管覆盖到的弧段被称为非进气工作段。本发明所控制的损失主要发生在进气工作段。

机匣喷水口7是贯穿在机匣2内外表面的通孔，有四个，相邻两个机匣喷水口7相距90°，其中一个喷水口布置在进气工作段所对应的机匣中间位置，其余喷水口位于非进气工作段。

如图2所示，在进气工作段中，叶轮1上游布置的钻孔喷管3为缩放型喷管，燃烧室中的高温高压燃气经过钻孔喷管3后，气体的可用焓降转化为动能，钻孔喷管3出口处的燃气经过加速后绝对速度将超过音速，如图3所示，随后气体经过钻孔喷管3和叶轮1之间的轴向间隙8流入叶栅流道9，由于部分进气轴流涡轮机使用冲动式叶栅，气体经过叶栅流道9后，叶轮1仅在气流的冲动作用下进行旋转，气体的动能转变为机械功。由于与轴向间隙8直接连通的通流区域除了叶栅流道9外还包括叶轮1与机匣2侧壁之间形成的叶顶间隙，并且涡轮机在工作过程中叶顶间隙的上下游会存在压差，所以超音速燃气不会全部通过叶栅流道9，会有少量气体从叶顶间隙泄漏至后腔，这便是叶顶间隙损失的产生原因。

为降低部分进气轴流涡轮机叶顶间隙损失，本发明提出部分进气的单级轴流冲动式涡轮机的叶顶间隙损失主动控制方法，可控制的设置在叶轮1顶部的篦齿密封结构10，以及设置在机匣2且贯穿内外表面的机匣喷水口7。

基于此，本发明提出部分进气的单级轴流冲动式涡轮机的叶顶间隙损失主动控制方法，通过调整叶轮围带5与机匣内围带6形成的篦齿密封结构10参数和机匣喷水口7参数，使机匣喷水口7喷出的液态水驻留在篦齿密封结构10内形成液态密封膜。

篦齿密封结构10参数和机匣喷水口7参数如图3所示，叶片弦长为10a，叶轮围带5的篦齿数量为3，篦齿高度为9/4a，齿间距离为8/5a，齿顶宽度为1/2a，齿顶夹角为30°。叶轮围带5布置的具体位置为高于叶顶6/5a处，第一个齿的中心轴线距离叶栅流道9入口所在平面9/4a。机匣内围带6的篦齿数量为2，篦齿高度为9/4a，齿间距离为8/5a，齿顶宽度为1/2a，齿顶夹角为30°。机匣内围带6布置的具体位置为机匣内表面上。叶顶密封结构6的具体可控制内容包括：篦齿数量、篦齿高度、齿间距离、齿顶宽度和齿顶夹角。

篦齿密封结构10参数包括叶轮围带5与机匣内围带6的篦齿数量、篦齿高度、齿间距离、齿顶宽度和齿顶夹角。

机匣喷水口7参数包括喷水口形状、喷水口位置、喷水口间距离和喷水口流量。

当涡轮机工作时，进气工作段所对应的篦齿密封结构10两侧总的压差虽然没有变化，但是由于篦齿的分割，相邻篦齿凹槽间的压差减小。同时可以尽可能小地保留间隙，因为篦齿截面为梯形，齿顶较薄，即使由于受热膨胀叶轮围带5和机匣内围带6相碰，也不会引起严重后果。这样在减少压差的同时又减少了漏气面积，因而有效地减小了漏气量，从而减小了叶顶间隙损失。另外，篦齿密封结构10能够消除前后叶栅流道由于吸力面和压力面存在压差而导致的泄露流与主流的掺混损失。

当涡轮机工作时，进气工作段的第一机匣喷水口11能够直接减小叶顶间隙大小，降低进气工作段叶顶间隙损失。非进气工作段的第二机匣喷水口12、第三机匣喷水口13和第四机匣喷水口14喷出的液态水会驻留在篦齿密封结构10中，并随着叶轮1转动流到进气工作段，从而降低进气工作段的叶顶间隙损失。非进气工作段中的喷水口布设位置较为关键，液态水太早进入涡轮机会使叶轮1旋转受阻，太晚进入涡轮机又会错过进气工作段无法对叶顶间隙损失进行控制。

另外，涡轮机在工作时可以带动水泵将水下航行器工作环境中的液态水引入航行器内部，并通过管路将液态水供给到涡轮机机匣外表面的进水口，充分利用水下航行器工作环境存在大量液态水的特点。同时，喷水口喷出物质为液态水，其质量流量能够根据叶轮叶顶状态进行主动调节，同时对设计工况和非设计工况下的涡轮机叶顶间隙损失进行控制。

本发明的重要特点在于能够充分利用水下工作环境中的液态水的密封和冷却作用，篦齿密封结构10结合机匣喷水口7将会在叶顶间隙处形成液态密封膜。该将会使得对叶顶间隙损失的主动控制效果优于常用在航空涡轮机的篦齿密封结构，从而能够进一步降低水下航行器用涡轮机的叶顶间隙损失。此优点在于两种结构的协同作用形成了液态密封膜，一方面使密封效果远大于单一使用篦齿密封结构10；另一方面，液态密封膜起到降温作用，减小叶轮1与篦齿密封结构10的膨胀，防止出现旋转部件和机匣2的碰撞情况。

通过上述方式，本发明部分进气的单级轴流冲动式涡轮机，篦齿密封结构和机匣喷水口配合使用能够相互耦合，篦齿凹槽和液态水结合后形成的液封现象能够最大限度地降低叶顶间隙损失，提升涡轮机的能量转换能力；不同于叶顶喷气控制方法，机匣喷水口的控制方式能够满足水下航行器的工作环境要求，充分利用环境中的液态水；对水下航行器用燃气涡轮机的损失进行动态控制，能够同时在涡轮机设计工况与非设计工况运行过程中进行控制，解决部分进气轴流涡轮机由于叶顶间隙损失较大导致能量转化效率低的问题；本发明部分进气的单级轴流冲动式涡轮机的叶顶间隙损失主动控制方法，能够对水下航行器用燃气涡轮机的叶顶间隙损失进行多种方式的控制。通过篦齿密封结构和机匣喷水口的耦合控制，能够最大限度的降低叶顶间隙损失，提高涡轮机的有效效率，增强涡轮机对能量转换能力。