航空发动机涡轮设计

第1章航空发动机涡轮概述 涡轮（turbine）是航空发动机的核心部件之一，是将高温高压燃气的能量转变为动能和机械能的叶轮机械。高温高压燃气在涡轮中转弯膨胀产生机械功，进而带动航空动力系统中的压气机、风扇、螺旋桨、直升机旋翼及附件传动系统等。 自20世纪30年代末德国第1台涡轮喷气发动机问世以来，航空燃气涡轮发动机的技术已经取得了巨大的进步，并派生出多种形式的航空燃气涡轮喷气发动机，其中包括单转子涡轮喷气发动机、双转子涡轮喷气发动机、带加力燃烧室的涡轮喷气发动机、小涵道比涡扇发动机、大涵道比涡扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机、涡轴发动机等。无论是上述哪类航空发动机，涡轮部件始终是航空发动机设计研制的关键部件，在航空发动机的发展中都具有重要的作用，燃气涡轮的技术水平直接影响航空发动机的技术指标，不断改进燃气涡轮设计技术、提高燃气涡轮的技术水平等，始终是推动航空发动机技术进步的重要内容。 航空发动机对高推重比、高效率、低油耗等技术指标的追求，要求涡轮的设计必须保证高的做功能力与低的气动损失且耐高温，而恶劣的涡轮工作环境（高温、高压、高转速）导致涡轮结构复杂、制造技术精益、材料高端，其成本越来越高，而对可靠性、寿命的要求也越来越高，进一步增大了其设计难度。燃气涡轮部件是航空发动机中*昂贵、*复杂的部件，核心的涡轮设计技术也是目前西方国家在航空发动机技术合作中对我国严格限制和保密的。鉴于航空燃气涡轮的上述技术特点以及严酷的工作环境，航空发动机燃气涡轮设计涉及气动力学、传热学、结构动力学等多领域，属于综合、复杂的工业产品设计。 按燃气流动的方向，燃气涡轮又分为轴流式和径流式两种。轴流式涡轮具有流量大、尺寸紧凑、效率高的特点，在现代航空发动机上得到了广泛应用。本书主要讨论航空发动机燃气轴流式涡轮设计技术，包括燃气涡轮气动、冷却与传热、结构等设计内容。 1.1航空发动机轴流式涡轮工作原理 1.1.1航空发动机热力循环及涡轮热力学过程 航空发动机的基础热力循环模型来自燃气轮机装置定压加热理想热力循环（Brayton cycle，布雷顿循环），如图1.1所示，整个定压加热理想热力循环分为四个过程：1-2是压缩气体，2-3是定压燃烧，3-4是膨胀做功，4-1是喷气产生推力，其中分压气机、燃烧室、涡轮三个核心单元实现前三个过程。 航空发动机实际循环中的各个过程都存在着不可逆因素，实际主要考虑压缩过程和膨胀过程存在不可逆性。因为流经叶轮式压气机和涡轮的工质通常在很高的流速下实现能量之间的转换，这时流体之间、流体与流道之间的摩擦等损失不能再忽略不计。图1.2为航空发动机热力循环图，其中1-2为进气道过程，在这个过程中由于受到飞行器的飞行惯性，进口气体具有一定的压缩作用；2-3为压气机压缩过程，在这个过程中压力得到提升；3-4为燃烧室燃烧过程，在这个过程中温度得到提升；图1.3涡轮热力循环图4-5为涡轮膨胀做功过程，在这个过程中压力和温度均下降，气体热力学能转换为机械功输出；5-1为喷管喷气产生推力过程。其中，1-3和4-5过程均考虑了不可逆过程中的熵增。对于航空发动机涡轮部件，热力循环过程如图1.3所示，在涡轮部件的不可逆膨胀过程中，相同压力膨胀过程下的理想循环中的热力学能减少量（等熵焓降）与不可逆循环中的实际热力学能减少量（实际焓降）之间存在差值，这种差值与理想循环中的焓降占比决定了涡轮部件的膨胀工作热力学效率，这也是涡轮设计初期较为关注的设计目标。 1.1.2航空发动机轴流式涡轮工作原理 航空发动机涡轮部件工质通流部分通常由导叶和动叶组成，其中导叶为相对静止状态，动叶会随着转子旋转，输出轴功。 涡轮作为一种将工质的热能转换为机械能的旋转式动力机械，广泛地应用于国民经济各部门，与其他动力机械相比（与蒸汽机和内燃机比较）具有以下几方面的特点。 （1）涡轮的功率大。涡轮是连续工作的回转式机械，在其内工质的热能首先转换成动能，然后将动能转换为机械功，所以可以显著提高进入其中的工质量，从而提高涡轮的功率。活塞式发动机是一种往复式的动力机械，进入汽缸内的工质不能太多，因为进入汽缸内的工质增加，必须使活塞的行程增加并使汽缸的直径增大。这样，汽缸的尺寸及活塞的直径较大，增大了活塞往返的惯性力，降低了运动时的安全可靠性。 （2）涡轮具有高速性。高速性是指涡轮叶片的运转速度很高，上述涡轮具有工质流量大和功率大的特点，而单位时间流入涡轮的工质量与其速度相关，工质的流动速度与涡轮叶片的运行速度有一定的比例关系，所以工质的增加必然导致涡轮叶片运动速度的提高。 （3）涡轮有较高的涡轮前温度。由热力学可知，提高热力循环的初始参数可以提高热效率。在蒸汽涡轮中，更多的是提高涡轮前压力，*高压力甚至超过了500bar（1bar＝0.1MPa）；在燃气涡轮中，更多的是提高涡轮前温度，*高温度甚至超过了2300K。 1.2涡轮的基本类型 涡轮的应用领域较为广泛，其种类也较多，可以从结构、功能、气动特征、有无冷气四个方面来划分。 1.2.1按结构划分 从结构上，可以分为径流涡轮（图1.4）、轴流涡轮（图1.5），也可以分为单级涡轮、多级涡轮、对转涡轮，另外还包括特殊结构的涡轮。 径流涡轮（一般情况下为向心涡轮，特定场合下可为离心涡轮）往往应用于小流量涡轮设备上，如涡轮泵、涡轮增压器等，其结构简单、成本低，但是径向尺寸会随涡轮流量的增加而急剧增加，当流量大到一定程度时，其尺寸和质量将大于轴流涡轮，而效率水平会低于轴流涡轮，这时轴流涡轮更具有优势，因此军民用航空发动机中往往采用轴流涡轮。 涡轮级数设计主要依据性能、质量、寿命、成本等需求，军用发动机为追求高推重比，高、低压涡轮一般采用单级涡轮，民用发动机为追求较低的耗油率和较高的寿命、可靠性，高压涡轮往往采用双级涡轮，而低压涡轮则采用更多的级数。但是这并不是绝对的，如著名的CFM56发动机，其核心机是在用于B1轰炸机的F101核心机的基础上发展而成的［1］，因此CFM56系列发动机一直采用单级高压涡轮设计。 对转涡轮是指高、低压涡轮转子反向转动的涡轮，并充分利用反向转动时上游级出口产生的预旋来减小低压**级导叶的折转角度，甚至不需要**级导叶的折转而取消**级导叶，因此对转涡轮可以分为1＋1对转涡轮[图1.6（a）]、1＋1/2对转涡轮[图1.6（b）]、1＋1/2＋N对转涡轮[图1.6（c）]［2］。目前，对转涡轮的应用还不多，仅在新一代军用发动机等上有应用。 变几何涡轮在航空发动机的一大应用领域是变循环发动机，变循环是新一代先进航空发动机的典型特征，而变循环正是通过变几何来实现的，包含变几何涡轮部件。然而，在极高的温度环境下实现涡轮变几何，其难度可想而知。轴流涡轮变几何与向心涡轮变几何存在较大的差异，在同样采用叶片旋转方式变几何时，后者是在平面上完成的，而前者是在曲面上完成的，因此轴流变几何涡轮在气动、结构设计上更为复杂。 1.2.2按功能划分 按功能划分，涡轮可分为高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮和动力涡轮。其中，高压涡轮用于驱动压气机，双轴发动机中低压涡轮用于驱动风扇和增压级，在英国罗尔斯 罗伊斯公司（简称罗 罗公司）特有的三轴发动机中，通过中压涡轮驱动增压级，低压涡轮驱动风扇。动力涡轮主要用于涡轴/涡桨发动机、燃机中，有些动力涡轮用于驱动一些工业用途的压缩系统，有些动力涡轮用于驱动发电机来提供电力，有些动力涡轮用于驱动飞机或舰船的涡桨，作为动力之源。 1.2.3按气动特征划分 按气动特征，可以将涡轮分为反力式涡轮和冲动式涡轮。其中，反力式涡轮是指气流在动叶中具有膨胀过程的涡轮，冲动式涡轮则是气流在动叶中不再膨胀的涡轮，即反力度为零的涡轮。气动上的特征决定了两种涡轮的性能，反力式涡轮设计工况的效率水平更高，而冲动式涡轮的起动性能更好。航空发动机、燃机等追求低油耗的发动机中往往采用反力式涡轮，冲动式涡轮往往应用在功率密度要求较高，而效率要求不是很高的地方，如涡轮泵、空气马达等。 1.2.4按有无冷气划分 按有无冷气划分，可以将涡轮分为无冷却涡轮和气冷涡轮。气冷涡轮的设计难度比无冷却涡轮更高，需要在气动、结构、空气系统、传热等方面考虑冷气的影响，其复杂程度远高于无冷却涡轮叶片。在早期的发动机中，涡轮前温度较低，应力水平较低，一般采用无冷却涡轮。随着发动机性能指标的提升，涡轮前温度不断提高，必须采用冷却措施才能达到涡轮寿命和可靠性的要求，但是目前的低压涡轮和动力涡轮的温度水平仍不是很高，一般采用简单冷却或者不冷却。 1.3航空发动机轴流式涡轮的基本构成 涡轮由静子和转子组成，如图1.7所示。静子由静子叶片、机匣、涡轮外环等组成，转子由转子叶片、涡轮盘、涡轮轴等组成。其中，静子叶片简称静叶，也称导向器叶片或导叶，转子叶片简称动叶，导叶和动叶合称为涡轮叶片。为保证安全工作，静子和转子间存在间隙（图1.8）。间隙一般分为两种： 一种为导叶和动叶之间的距离在轴向上的投影，称为轴向间隙；另一种为静子和转子在径向上的缝隙，称为径向间隙。径向间隙包括叶尖间隙、转子前/后级间间隙、蓖齿间隙等。 导叶和动叶组成的气体流经的主要通道为主流道（图1.9），主流道上下壁面的型线从前到后一般为扩张型，以适应气流经过涡轮后增加的体积流量，有些情况下，进出口轴向速度的比值也会影响其形状。高温高压燃气进入主流道，通过导叶通道发生膨胀，气流速度增加且被扭转，高速扭转气流冲击动叶，使动叶旋转产生