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高负荷高效率高温涡轮的研究与发展问题 石靖 中国航空工业第六O八研究所 摘要 高推重比(功重比)发动机要求大大提高涡轮级的级负荷并保持较高的效率及安垒可靠性，这就要 求提高其进口温度、高的ANz及高的气动负荷。本文简要论述这些高要求对涡轮设计带来的几个问题：l、 对转涡轮．2、三维粘性非定常设计体系．3、冷气掺混对气动性能的影响．4、提高低屉弦比及小涡轮效率的 技术途径．5、关于新材料新工艺的应用． 导 言 未来航空发动机向大幅度提高推重比(功量比)大幅度降低耗油率的方向发展。对涡轮 部件来说则要求以最少的级数和最小的外廓尺寸发出最大的输出功且具有较高的效率和良好 的变工况特性．级数和外廓尺寸的减少必然导致级负荷的提高。单位质量气体的有效功为： L os a e=u(^，c～七+1～‘√等盯．}+(唧：、)层万)‰ 它反映了有效功与切线速度u、速度三角形以及进、出口温度之间的关系，也间接反映了与叶 型配置之间的关系。由这个公式可清楚地看出提高有效功的技术途径。1、提高涡轮的进口温 z000—2200℃。随着热负荷的加大．现有耐热合金材料将无能为力，除加强冷却以外需开发新 材料及工艺，甚至非金属无冷却的材料。2、提高切线速度。外廓尺寸受限制时需提高转速。 通常采用高A妒及低流量系数Ca／u的设计．AN2的提高，应力水平加大，强度、振动、寿命、 可靠性的问题与矛盾更为突出。3、提高气流马赫数及叶型转折角．即提高气动载荷系数， ^r、， H=竺兰。这就提出了大转折角超跨音涡轮的气动设计问题。 “ 涡轮是高温热端部件，涉及气动、热交换、结构、强度、材料、工艺等多学科。技术引 进难度大，我们的技术基础差，设计体系尚不完善，更谈不上数据库的建立．必须投入更大 的力量．打基础．上水平．跟踪世界先进水平进而创新发展。 本文就高负荷、高效率、高温涡轮研究与发展的几个问题作一简要论述，作为抛砖引玉。 有关传热冷却问题将有另文专述。 7 …………一一一…一一…符号表…………………………。一 A 环形面积 C 气流绝对速度 滞止参数 K 气体比热比 哳+体 L 单位质量气体作功量 。 轴向 H 气动载荷系数 。 有效的 N 发动机转速 。 切向 R 气体常数 相对气流参数 T 气体温度 导向叶片出口 。。。 工作叶片出口 一、 对转涡轮 高推重比(功重比)发动机的高／低压(燃气／动力)涡轮通常采用单级超跨音设计。高 压(燃气)涡轮的出口气流角偏离轴向较大，达30。～40。。如果随后的低压(动力)涡轮 采用反方向旋转的设计．则可以巧妙地利用这个偏离——角动量大的改变来提高效率．减小 另件数，减轻重量。这有三种情况： l、低转折的低压(动力)涡轮导叶。反向旋转，可以利用单级高压涡轮出口切向分速， 减小随后的低压(动力)涡轮导叶转折角。从而减小导叶叶片数，减小损失．提高低压级的 效率。在现有的发动机中，高压(燃气)涡轮为单级的大都采用这种设计。E3(Pw)选用对 转式高／低压涡轮，它使四级低压涡轮效率提高O．5％，反向旋转使低压涡轮进口导叶气流转折 角从100度减小到13度。这种小弯流导叶的叶型压力损失是典型导叶损失的55％。 在小发动机中，许多单级燃气涡轮为单级的发动机也都采用了反转设计。动力涡轮为后