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一种抑制间隙泄露的向心 涡轮 叶片背部小翼结构

阅读：1023发布：2020-11-11

专利汇可以提供一种抑制间隙泄露的向心涡轮叶片背部小翼结构专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明公开了一种用于航空活塞发动机的涡轮增压器的向心涡轮叶片背部小翼结构。在开式向心涡轮叶片背部构造了小翼，包括了叶片背部吸力面小翼、压力面小翼和叶片两侧小翼等三种实现形式。本发明中的涡轮叶片背部小翼结构具有优点：1)背部压力面小翼有效地抑制了气体从叶片压力面通过涡轮背部间隙泄露到叶片吸力面，减小了泄露损失，提高了涡轮效率；2)吸力面小翼有效地抑制吸力面叶背间隙附近涡旋的产生，提高了叶片的实际做功能力；3)叶片两侧小翼则集中了前两者的优点，只是稍微提高了涡轮重量和叶背摩擦损失，总的来说也提升了涡轮效率。，下面是一种抑制间隙泄露的向心涡轮叶片背部小翼结构专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种涡轮叶片背部具有小翼结构的向心涡轮，所述涡轮用于航空活塞发动机的涡轮增压器，其特征在于：在所述涡轮叶片背部构造了大致垂直于叶片切面的小翼。小翼宽度为叶片厚度的1-1.5倍，小翼高度为叶片厚度的1.5-2.2倍，小翼与叶片曲面过渡半径为叶片厚度的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形并有过渡半径为叶片厚度1.0-1.33倍的圆角，叶片整体呈夹角约为7.5-10度的楔形结构。小翼与背部的间隙和叶片背部间隙相等。
2.如权利要求1所述的向心涡轮，其特征在于：在所述涡轮叶片背部压力面和吸力面都布置有所述的小翼。
3.如权利要求1所述的向心涡轮，其特征在于：仅在所述涡轮叶片背部压力面布置有小翼，而其吸力面不布置，所述吸力面保持与叶片前端相似的曲面结构。
4.如权利要求1所述的向心涡轮，其特征在于：在所述涡轮叶片背部吸力面布置有小翼，而其压力面不布置，所述压力面保持与叶片前端相似的曲面结构。

说明书全文

一种抑制间隙泄露的向心涡轮 叶片背部小翼结构

技术领域

[0001] 本发明涉及航空活塞发动机涡轮增压技术领域，涉及到向心涡轮气动设计、传热及结构设计，具体则为一种抑制间隙泄露以提高向心涡轮效率的涡轮叶片背部具有小翼结构的向心涡轮。

背景技术

[0002] 涡轮增压器的涡轮级工作在高温环境，高转速下叶片和轮盘承受很大的气动力和离心力，在保证涡轮增压器稳定可靠工作的前提下，如何提高涡轮的效率，是气动设计的一个挑战。

[0003] 向心涡轮具有结构简单、成本低、单级压比高等特点，开式向心涡轮是一种典型结构。开式涡轮在常规涡轮的基础上，将轮盘缩减至叶片根部，最大限度地降低了转子重量和转动惯量，减小了轮盘和叶片根部应力。

[0004] 开式向心涡轮在强度上和重量上具有优势，但是在气动上引入了新的损失，即叶背间隙泄露损失。国内外相关研究表明，间隙损失是叶轮机械气动损失的主要组成部分，而叶背损失占整个间隙损失约一半的比例。可见研究叶背间隙的流动特性(见附图1)，找出减小叶背间隙泄露损失的措施是很有必要的。

[0005] 本发明提出了一种抑制间隙泄露以提高向心涡轮效率的叶片背部小翼结构，较好地解决了这个问题。

发明内容

[0006] 针对现有开式涡轮的优点和不足，本发明提出了一种抑制间隙泄露以提高向心涡轮效率的叶片背部小翼结构，可以有效地抑制叶背间隙泄露造成的涡轮效率下降。

[0007] 为了达成上述目的，本发明采取如下的技术解决方案：

[0008] 1)一种用于航空活塞发动机的涡轮增压器的一种抑制间隙泄露的向心涡轮叶片背部小翼结构，其特征在于：在所述涡轮叶片背部构造了小翼。小翼大致垂直于叶片切面设置。小翼宽度W为叶片厚度T的1-1.5倍，高度H为叶片厚度T的1.5-2.2倍，小翼与叶片曲面过渡半径R1为叶片厚度T的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形并有过渡半径R2为叶片厚度T的1.0-1.33倍的圆角，叶片呈楔形，夹角A约为7.5-10度。小翼与背部的间隙和叶片背部间隙相等。

[0009] 2)一种用于航空活塞发动机的涡轮增压器的一种抑制间隙泄露的向心涡轮叶片背部小翼结构，其特征在于：在所述涡轮叶片背部压力面和吸力面都布置有小翼。

[0010] 在叶背压力面布置小翼有效地抑制了气体从叶片压力面通过涡轮背部间隙泄露到叶片吸力面，减小了泄露损失，提高了涡轮效率(原理见示意图4)；吸力面小翼有效地抑制吸力面叶背间隙附近涡旋的产生，提高了叶片的实际做功能力，与机翼布置叶稍小翼原理一样；叶片两侧小翼则集中了前两者的优点，只是稍微提高了涡轮重量和叶背摩擦损失，总的来说也提升了涡轮效率。

[0011] 3)一种用于航空活塞发动机的涡轮增压器的一种抑制间隙泄露的向心涡轮叶片背部小翼结构，其特征在于：在所述涡轮叶片背部压力面布置有小翼，但吸力面不布置，吸力面保持与叶片前端相似的曲面结构。

[0012] 4)一种用于航空活塞发动机的涡轮增压器的一种抑制间隙泄露的向心涡轮叶片背部小翼结构，其特征在于：在所述涡轮叶片背部吸力面布置有小翼，但压力面不布置，压力面保持与叶片前端相似的曲面结构。

附图说明

[0013] 图1涡轮叶片背部泄露示意及其原理图；

[0014] 图2A一般开式涡轮示意图；

[0015] 图2B本发明中带叶背小翼的开式涡轮示意图；

[0016] 图3A不布置小翼条件下涡轮叶片背部吸力面流场示意图；

[0017] 图3B布置小翼条件下涡轮叶片背部吸力面流场示意图；

[0018] 图4A不布置小翼条件下涡轮叶片背部压力面流场示意图；

[0019] 图4B布置小翼条件下涡轮叶片背部压力面流场示意图；

[0020] 图5A涡轮叶片背部压力面和吸力面两侧都布置小翼形式示意图；

[0021] 图5B涡轮叶片背部吸力面布置小翼形式示意图；

[0022] 图5C涡轮叶片背部压力面布置小翼形式示意图；

[0023] 图6涡轮叶背小翼尺寸示意图。

具体实施方式

[0024] 在涡轮叶片背部以大致垂直于叶片切面的形式设置一小翼结构，如图2B所示。小翼宽度W为叶片厚度T的1-1.5倍，高度H为叶片厚度T的1.5-2.2倍，小翼与叶片曲面过渡半径R1为叶片厚度T的1.2-1.5倍，小翼末梢呈楔形并有过渡半径R2为叶片厚度T的1.0-1.33倍的圆角，叶片呈楔形，夹角A约为7.5-10度，小翼与背部的间隙和叶片背部间隙相等，如图6所示。

[0025] 其中一种实施例是，在涡轮叶片背部压力面和吸力面都布置有小翼，如图5A所示。在叶背压力面布置小翼有效地抑制了气体从叶片压力面通过涡轮背部间隙泄露到叶片吸力面，减小了泄露损失，提高了涡轮效率，如图4A-4B所示；吸力面小翼有效地抑制吸力面叶背间隙附近涡旋的产生，提高了叶片的实际做功能力，与机翼布置叶稍小翼原理一样，如图3A-3B所示；叶片两侧小翼则集中了前两者的优点，只是稍微提高了涡轮重量和叶背摩擦损失，总的来说也提升了涡轮效率。

[0026] 另一种实施例是，仅在涡轮叶片背部压力面布置有小翼，如图5C所示，但吸力面不布置，吸力面保持与叶片前端相似的曲面结构。

[0027] 再一种实施例是，仅在涡轮叶片背部吸力面布置有小翼，如图5B所示，但压力面不布置，压力面保持与叶片前端相似的曲面结构。

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