CN117365663A - 防飞转叶片及其制造方法、航空发动机、飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种防飞转叶片及其制造方法、航空发动机、飞行器，所述防飞转叶片包括前掠重心积叠段、尾缘积叠段和过渡段，前掠重心积叠段沿着前掠重心积叠线积叠而成，尾缘积叠段沿着尾缘积叠线积叠而成，过渡段位于前掠重心积叠段和尾缘积叠段之间，且过渡段通过前掠重心积叠段和尾缘积叠段平滑过渡形成。本发明中的防飞转叶片采用“前掠重心+尾缘”复合积叠方式对各造型截面进行复合叠加，形成三维叶片，防飞转叶片从两个方向分别积叠，上半部分采用尾缘积叠方式可增大局部叶型厚度，提高局部强度裕度，实现防飞转的功能，使得低压涡轮轴断裂后，防飞转叶片可承受较大的冲击载荷。
Description
技术领域
本发明涉及一种防飞转叶片及其制造方法、航空发动机、飞行器。
背景技术
在涡扇发动机工作过程中，由于一些偶然的极端因素，如制造缺陷、吸入大型异物等，造成低压轴断裂后，高压燃气仍继续流入低压涡轮中膨胀做功。如无有效制止措施，失去负荷的低压涡轮会在极短时间内急剧增速至飞转状态，叶片和盘承受急剧增大的离心力，远超设计许用值，叶片可能从根部折断并高速甩出，低压涡轮盘可能会破裂造成非常严重的非包容性事故，危害飞机安全。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中失去负荷的低压涡轮会在极短时间内急剧增速至飞转状态，叶片可能从根部折断并高速甩出，从而危害飞机安全的缺陷，提供一种防飞转叶片及其制造方法、航空发动机、飞行器。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
本发明提供了一种防飞转叶片，所述防飞转叶片包括：
前掠重心积叠段，所述前掠重心积叠段沿着前掠重心积叠线积叠而成；
尾缘积叠段，所述尾缘积叠段沿着尾缘积叠线积叠而成；
过渡段，所述过渡段位于所述前掠重心积叠段和所述尾缘积叠段之间，且所述过渡段通过所述前掠重心积叠段和所述尾缘积叠段平滑过渡形成。
在本方案中，采用上述结构形式，防飞转叶片采用“前掠重心+尾缘”复合积叠方式对各造型截面进行复合叠加，形成三维叶片，防飞转叶片从两个方向分别积叠，上半部分采用尾缘积叠方式可增大局部叶型厚度，提高局部强度裕度，实现防飞转的功能，使得低压涡轮轴断裂后，防飞转叶片可承受较大的冲击载荷，仅通过叶型调整的这种技术手段，而不需要其他额外结构来达到刹车的目的。采用增大局部叶型厚度的方式，相比于叶片的全叶片加厚，减轻防飞转叶片的重量。
较佳地，所述过渡段通过所述前掠重心积叠段中选取的两个叶片截面和所述尾缘积叠段中选取的两个叶片截面拟合而成。
在本方案中，在前掠重心积叠段中选取两个叶片截面，在尾缘积叠段中选取两个叶片截面，通过选取出的四个叶片截面拟合形成过渡段，使得前掠重心积叠段、过渡段和尾缘积叠段之间平滑过渡，曲率平滑，表面光顺。
较佳地，所述前掠重心积叠段位于所述防飞转叶片的70％叶高以下，所述尾缘积叠段位于所述防飞转叶片的70％叶高以上。
较佳地，在所述防飞转叶片的70％-95％叶高以下设置所述前掠重心积叠段。
较佳地，所述防飞转叶片适用于涡轮叶片的静叶。
本发明提供了一种航空发动机，所述航空发动机包括如上所述的防飞转叶片。
本发明提供了一种飞行器，所述飞行器包括如上所述的航空发动机。
本发明提供了一种防飞转叶片的制造方法，所述防飞转叶片的制造方法包括以下步骤：
S1、沿着前掠重心积叠线积叠出前掠重心积叠段，沿着尾缘积叠线积叠出尾缘积叠段；
S2、在所述前掠重心积叠段和所述尾缘积叠段交叉处平滑过渡，并形成过渡段。
在本方案中，防飞转叶片采用“前掠重心+尾缘”复合积叠方式对各造型截面进行复合叠加，形成三维叶片，防飞转叶片从两个方向分别积叠，上半部分采用尾缘积叠方式可增大局部叶型厚度，提高局部强度裕度，实现防飞转的功能，使得低压涡轮轴断裂后，防飞转叶片可承受较大的冲击载荷，仅通过叶型调整的这种技术手段，而不需要其他额外结构来达到刹车的目的。采用增大局部叶型厚度的方式，相比于叶片的全叶片加厚，减轻防飞转叶片的重量。
较佳地，在步骤S2中，通过在所述前掠重心积叠段中选取两个叶片截面和在所述尾缘积叠段中选取两个叶片截面拟合形成所述过渡段。
较佳地，在所述防飞转叶片的70％叶高以下，沿着所述前掠重心积叠线积叠出所述前掠重心积叠段；
在所述防飞转叶片的70％叶高以上，沿着所述尾缘积叠线积叠出所述尾缘积叠段。
较佳地，在所述防飞转叶片的70％-95％叶高以下，沿着所述前掠重心积叠线积叠出所述前掠重心积叠段。
本发明的积极进步效果在于：
本发明中的防飞转叶片采用“前掠重心+尾缘”复合积叠方式对各造型截面进行复合叠加，形成三维叶片，防飞转叶片从两个方向分别积叠，上半部分采用尾缘积叠方式可增大局部叶型厚度，提高局部强度裕度，实现防飞转的功能，使得低压涡轮轴断裂后，防飞转叶片可承受较大的冲击载荷，仅通过叶型调整的这种技术手段，而不需要其他额外结构来达到刹车的目的。采用增大局部叶型厚度的方式，相比于叶片的全叶片加厚，减轻防飞转叶片的重量。
附图说明
图1为本发明较佳实施例的防飞转叶片的结构示意图。
图2为本发明较佳实施例的防飞转叶片的截面叶型的最大厚度示意图。
图3为本发明较佳实施例的防飞转叶片的径向各截面叶型的最大厚度分布与基准方案中叶片的径向各截面叶型的最大厚度分布的对比图。
图4为本发明较佳实施例的防飞转叶片的90％叶高处的截面叶型和基准方案中叶片的90％叶高处的截面叶型的对比图。
图5为本发明较佳实施例的防飞转叶片的90％叶高处的截面叶型表面等熵马赫数分布和基准方案中叶片的90％叶高处的截面叶型表面等熵马赫数分布的对比图。
图6为本发明较佳实施例的防飞转叶片的出口气流角和基准方案中叶片的出口气流角的对比图。
图7为本发明较佳实施例的防飞转叶片的能量损失系数分布和基准方案中叶片的能量损失系数分布的对比图。
图8为本发明较佳实施例的防飞转叶片的制造方法的流程示意图。
附图标记说明：
前掠重心积叠段1
前掠重心积叠线11
尾缘积叠段2
尾缘积叠线21
过渡段3
具体实施方式
下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在以下的实施例范围之中。
本发明提供了一种防飞转叶片，如图1所示。防飞转叶片包括前掠重心积叠段1、尾缘积叠段2和过渡段3，其中，前掠重心积叠段1沿着前掠重心积叠线11积叠而成，尾缘积叠段2沿着靠近机匣部分的尾缘积叠线21积叠而成，过渡段3位于前掠重心积叠段1和尾缘积叠段2之间，且过渡段3通过前掠重心积叠段1和尾缘积叠段2平滑过渡形成。
在本实施例中，防飞转叶片采用“前掠重心+尾缘”复合积叠方式对各造型截面进行复合叠加，形成三维叶片，与基准方案中的基准叶片采用单一积叠方式相比，如重心积叠，防飞转叶片从两个方向分别积叠，上半部分采用尾缘积叠方式可增大局部叶型厚度，提高局部强度裕度，实现防飞转的功能，使得低压涡轮轴断裂后，防飞转叶片可承受较大的冲击载荷，仅通过叶型调整的这种技术手段，而不需要其他额外结构来达到刹车的目的。采用增大局部叶型厚度的方式，相比整个叶高方向上的厚度加厚方式，减轻防飞转叶片的重量。其中，图2中截面叶型内部含圆心的圆的直径定义为防飞转叶片的截面叶型的最大厚度。
为了证实本发明的技术效果，开展三维粘性流场分析，对防飞转方案中防飞转叶片和基准方案个的基准叶片进行了对比试验，以表明防飞转叶片的设计符合规定的流场条件。
在防飞转方案和基准方案下，沿径向高度取值不同，两种叶片的截面叶型的最大厚度分布对比见图3，可见，防飞转叶片采用局部叶高大厚度分布，其中，叶片中50％叶高以上区域中，防飞转叶片的最大厚度是基准叶片的最大厚度的2～4倍。图3中，横坐标表示最大厚度(Max Thickness)，纵坐标表示径向高度范围(Span)，取值范围为0～1，即叶片沿径向高度的百分比。
如图4所示，显示了防飞转方案中防飞转叶片的90％叶高处的截面叶型和基准方案中叶片的90％叶高处的截面叶型的对比图。
如图5所示，显示了防飞转方案中防飞转叶片的90％叶高处的截面叶型表面等熵马赫数分布和基准方案中叶片的90％叶高处的截面叶型表面等熵马赫数分布的对比图，以说明叶片加厚后对叶型性能的影响。图5中，横坐标表示轴向弦长(Xa)的百分比，纵坐标表示等熵马赫数(Mais)。
如图6所示，显示了沿径向高度取值不同，防飞转方案中防飞转叶片的出口气流角和基准方案中叶片的出口气流角的对比图，其中，横坐标表示出口气流角(Velocity FlowAngle)，纵坐标表示标准化径向高度范围(Span Normalized)。图6中，防飞转叶片出口气流角截面平均值相差0.14°，不影响七级低压涡轮的级匹配情况，通过防飞转叶片的设计与基准方案对比，结果表明防飞转叶片的设计符合规定的流场条件，可实现防飞转的功能。
如图7所示，显示了沿径向高度取值不同，防飞转方案中防飞转叶片的能量损失系数分布和基准方案中叶片的能量损失系数分布的对比图，其中，横坐标表示能量损失系数(Energy Loss Coefficient)，纵坐标表示标准化径向高度范围(Span Normalized)。
在本实施例中，过渡段3通过前掠重心积叠段1中选取的两个叶片截面和尾缘积叠段2中选取的两个叶片截面拟合而成。换言之，在前掠重心积叠段1中选取两个叶片截面，在尾缘积叠段2中选取两个叶片截面，通过选取出的四个叶片截面拟合形成过渡段3，使得前掠重心积叠段1、过渡段3和尾缘积叠段2之间平滑过渡，曲率平滑，表面光顺。
在本实施例中，前掠重心积叠段1位于防飞转叶片的70％叶高以下，尾缘积叠段2位于防飞转叶片的70％叶高以上。优选地，在防飞转叶片的70％-95％叶高以下设置前掠重心积叠段1。
在本实施例中，防飞转叶片适用于涡轮叶片的静叶。具体地，防飞转叶片适用于七级低压涡轮中的第10排到14排中的一排静叶。
本发明实施例还提供了一种航空发动机，航空发动机包括如上任一实施例所述的防飞转叶片。
本发明实施例还提供了一种飞行器，飞行器包括如上所述的航空发动机。
本发明实施例还提供了一种防飞转叶片的制造方法，如图8所示，防飞转叶片的制造方法包括以下步骤：
S1、沿着前掠重心积叠线11积叠出前掠重心积叠段1，沿着尾缘积叠线21积叠出尾缘积叠段2；
S2、在前掠重心积叠段1和尾缘积叠段2交叉处平滑过渡，并形成过渡段3。
防飞转叶片采用“前掠重心+尾缘”复合积叠方式对各造型截面进行复合叠加，形成三维叶片，防飞转叶片从两个方向分别积叠，上半部分采用尾缘积叠方式可增大局部叶型厚度，提高局部强度裕度，实现防飞转的功能，使得低压涡轮轴断裂后，防飞转叶片可承受较大的冲击载荷，仅通过叶型调整的这种技术手段，而不需要其他额外结构来达到刹车的目的。采用增大局部叶型厚度的方式，相比于叶片的全叶片加厚，减轻防飞转叶片的重量。
在本实施例中，在步骤S2中，通过在前掠重心积叠段1中选取两个叶片截面和在尾缘积叠段2中选取两个叶片截面拟合形成过渡段3。
在本实施例中，在防飞转叶片的70％叶高以下，沿着前掠重心积叠线11积叠出前掠重心积叠段1；在防飞转叶片的70％叶高以上，沿着尾缘积叠线21积叠出尾缘积叠段2。优选地，在防飞转叶片的70％-95％叶高以下，沿着前掠重心积叠线11积叠出前掠重心积叠段1。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。
Claims (11)
1.一种防飞转叶片，其特征在于，所述防飞转叶片包括：
前掠重心积叠段，所述前掠重心积叠段沿着前掠重心积叠线积叠而成；
尾缘积叠段，所述尾缘积叠段沿着尾缘积叠线积叠而成；
过渡段，所述过渡段位于所述前掠重心积叠段和所述尾缘积叠段之间，且所述过渡段通过所述前掠重心积叠段和所述尾缘积叠段平滑过渡形成。
2.如权利要求1所述的防飞转叶片，其特征在于，所述过渡段通过所述前掠重心积叠段中选取的两个叶片截面和所述尾缘积叠段中选取的两个叶片截面拟合而成。
3.如权利要求2所述的防飞转叶片，其特征在于，所述前掠重心积叠段位于所述防飞转叶片的70％叶高以下，所述尾缘积叠段位于所述防飞转叶片的70％叶高以上。
4.如权利要求3所述的防飞转叶片，其特征在于，在所述防飞转叶片的70％-95％叶高以下设置所述前掠重心积叠段。
5.如权利要求1所述的防飞转叶片，其特征在于，所述防飞转叶片适用于涡轮叶片的静叶。
6.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如权利要求1-5任一项所述的防飞转叶片。
7.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括如权利要求6所述的航空发动机。
8.一种防飞转叶片的制造方法，其特征在于，所述防飞转叶片的制造方法包括以下步骤：
S1、沿着前掠重心积叠线积叠出前掠重心积叠段，沿着尾缘积叠线积叠出尾缘积叠段；
S2、在所述前掠重心积叠段和所述尾缘积叠段交叉处平滑过渡，并形成过渡段。
9.如权利要求8所述的防飞转叶片的制造方法，其特征在于，在步骤S2中，通过在所述前掠重心积叠段中选取两个叶片截面和在所述尾缘积叠段中选取两个叶片截面拟合形成所述过渡段。
10.如权利要求8所述的防飞转叶片的制造方法，其特征在于，在所述防飞转叶片的70％叶高以下，沿着所述前掠重心积叠线积叠出所述前掠重心积叠段；
在所述防飞转叶片的70％叶高以上，沿着所述尾缘积叠线积叠出所述尾缘积叠段。
11.如权利要求8或10所述的防飞转叶片的制造方法，其特征在于，在所述防飞转叶片的70％-95％叶高以下，沿着所述前掠重心积叠线积叠出所述前掠重心积叠段。
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