阅读说明：本技术 一种紧凑型向心涡轮导向器 (Compact centripetal turbine guider ) 是由 常国强 徐夏 王海朋 牛延林 于 2019-08-26 设计创作，主要内容包括：本发明一种紧凑型向心涡轮导向器涉及的是一种用于喷气式发动机的部件,具体是微小型涡喷发动机用的向心涡轮设备。本发明一种紧凑型向心涡轮导向器,具有碗状的机匣,在机匣内设置有圆心处于同一轴心线的圆形的轮毂盘,在轮毂盘和机匣之间设置有多片围绕圆心等角度排列的导流叶片；通过导流叶片将轮毂盘和机匣之间分隔为一个个独立的导流腔,导流腔能够高效、平稳地引导气流通过。轮毂盘的圆心处设置有圆形开口,圆形开口的边缘设置有多个等距排列的紧固孔,轮毂盘能够通过螺栓穿插紧固孔,固定安装在喷气发动机上。本发明微小型紧凑型向心涡轮导向器采用精密铸造一体成型。所述的导流叶片为直纹三维的扭叶片。(The invention discloses a compact centripetal turbine guider, and relates to a component for a jet engine, in particular to centripetal turbine equipment for a micro-miniature turbojet engine. The invention relates to a compact centripetal turbine guider, which is provided with a bowl-shaped casing, wherein a circular hub disc with the circle centers positioned on the same axial lead is arranged in the casing, and a plurality of guide vanes which are arranged around the circle centers at equal angles are arranged between the hub disc and the casing; the guide vanes divide the space between the hub disc and the casing into independent guide cavities, and the guide cavities can efficiently and stably guide airflow to pass through. The circle center of the hub disc is provided with a circular opening, the edge of the circular opening is provided with a plurality of fastening holes which are arranged at equal intervals, and the hub disc can be fixedly installed on the jet engine through the fastening holes which are inserted through bolts. The microminiature compact centripetal turbine guider is integrally formed by precision casting. The guide vane is a straight-line three-dimensional twisted vane.)

一种紧凑型向心涡轮导向器

技术领域

本发明一种紧凑型向心涡轮导向器涉及的是一种用于喷气式发动机的部件，具体是微小型涡喷发动机用的向心涡轮设备。

背景技术

在微小型涡喷发动机中，受结构、材料及工艺的约束，通常采用单级涡轮布局。径流式向心涡轮由于其结构简单、单级落压比高、小流量下效率高等特点，被广泛应用在微小型涡喷发动机上。随着发动机性能指标不断提升，涡轮部件在满足足够功率的情况下，尺寸占比被不断的增加。国内外公开文献中，导向器形式较多采用纯径向式设计，造成导向器尺寸难以缩减，尺寸缩短又会造成涡轮部件性能下降的问题，所以有必要设计出一种新的导向器来满足实际的使用需求。

发明内容

本发明有鉴于此，提供了一种紧凑型向心涡轮导向器，其具有结构紧凑、气动效率高的特点，具有良好的使用和推广价值。

本发明一种紧凑型向心涡轮导向器，具有碗状的机匣，在机匣内设置有圆心处于同一轴心线的圆形的轮毂盘，在轮毂盘和机匣之间设置有多片围绕圆心等角度排列的导流叶片；通过导流叶片将轮毂盘和机匣之间分隔为一个个独立的导流腔，导流腔能够高效、平稳地引导气流通过。

轮毂盘的圆心处设置有圆形开口，圆形开口的边缘设置有多个等距排列的紧固孔，轮毂盘能够通过螺栓穿插紧固孔，固定安装在喷气发动机上。

本发明微小型紧凑型向心涡轮导向器采用精密铸造一体成型。

所述的导流叶片为直纹三维的扭叶片；导流叶片的两侧面均采用三介曲线的贝塞尔曲线造型，导流叶片从前缘至后缘逐渐扭转，扭转角度为70°~80°。

所述的导流叶片为前缘厚尾缘薄的线性分布；导流叶片的前缘上下端厚度相同，导流叶片的尾缘上下端厚度相同。

轮毂盘与机匣之间的导流腔的流道壁面型线均采用三阶贝塞尔曲线成型，通过调整中间2个控制点，使流道面积变化平缓且单调递减；

导流叶片由根尖两个截面叶型采用前缘积叠方式生成，截面叶型生成方式均为角度分布+厚度分布，其中不同截面叶型进出口角度相同，但分布形式不同，叶尖截面叶型角度分布为后加载，叶根截面叶型角度分布为前加载，不同截面叶型厚度分布完全相同，为前缘厚尾缘薄的线性分布。

本发明的有益效果是：解决在微小型涡喷发动机中导向器空间缩短造成涡轮部件性能下降的问题，能够有效缩短微小型涡喷发动机的长度，提升导向器总压恢复系数，提升涡轮部件通流能力及效率，具有良好的使用和推广价值。

附图说明

图1为本发明的立体状态局部剖视结构示意图。

图2为本发明的剖视状态下气流的进气方向示意图。

图3为本发明的立体状态结构示意图。

图4为本发明中单片的导流叶片的示意图。

具体实施方式

下面对本发明做进一步的详细说明：

本发明一种紧凑型向心涡轮导向器，具有碗状的机匣2，在机匣2内设置有圆心处于同一轴心线的圆形的轮毂盘1，在轮毂盘1和机匣2之间设置有多片围绕圆心等角度排列的导流叶片3；通过导流叶片3将轮毂盘1和机匣2之间分隔为一个个独立的导流腔，导流腔能够高效、平稳地引导气流通过。

轮毂盘1的圆心处设置有圆形开口4，圆形开口4的边缘设置有多个等距排列的紧固孔5，轮毂盘1能够通过螺栓穿插紧固孔5，固定安装在喷气发动机上。

本发明微小型紧凑型向心涡轮导向器采用精密铸造一体成型。

所述的导流叶片为直纹三维的扭叶片；导流叶片的两侧面均采用三介曲线的贝塞尔曲线造型，导流叶片从前缘至后缘逐渐扭转，扭转角度为70°~80°。

所述的导流叶片3为前缘厚尾缘薄的线性分布；导流叶片3的前缘上下端厚度相同，导流叶片3的尾缘上下端厚度相同。

轮毂盘1与机匣2之间的导流腔的流道壁面型线均采用三阶贝塞尔曲线成型，通过调整中间2个控制点，使流道面积变化平缓且单调递减；

导流叶片3由根尖两个截面叶型采用前缘积叠方式生成，截面叶型生成方式均为角度分布+厚度分布，其中不同截面叶型进出口角度相同，但分布形式不同，叶尖截面叶型角度分布为后加载，叶根截面叶型角度分布为前加载，不同截面叶型厚度分布完全相同，为前缘厚尾缘薄的线性分布。

实施例

采用本发明针对现有40kg级微型涡喷发动机进行改进。

按照总体性能指标要求，对涡轮部件进行一维通流设计，确定涡轮导向器进出口叶高及气流角度。

将一维设计的纯径向涡轮进口调整为轴向，初步给定导流叶片角度及厚度分布。

轮毂、机匣型线均采用三阶贝塞尔曲线控制曲率，以保证进出口处曲率的连续性。由于气流在导向器中实现90°转弯，合理的曲率分布与面积分布可以减小轮毂处的分离及机匣处低速涡流区。通过对比分析多种分布形式，最终确定流道的面积分布为单调递减式。

基于上述子午流道，对导流叶片角度进行优化调整。通过流场流动进行分析，结合叶片根尖载荷的分配，分别对根尖截面角度分布进行优化调整，最终确定，叶根截面为前加载，叶尖截面为后加载，可实现全叶高流道无明显气流分离。

导流叶片设计还包括厚度分布，厚度调整基于涡轮导向器热分析，对其厚度采用前缘加厚、尾缘削薄的线性厚度分布。

基于上述设计，对其涡轮导向器轮毂盘体、机匣盘体、导流叶片进行三维成型，加工采用精密铸造成型，获得最终实物模型。

经数值仿真，相比原型涡轮级，改进后涡轮部件通流能力、效率明显提升；通过在该微型涡喷发动机上进行地面台架整机试验显示：在发动机推力提升7%的同时，耗油率降低6.69%。利用本发明进行改进的微型涡喷发动机在进行实际的装机使用后，在无需对微型涡喷发动机进行大幅度改动的情况下，即能够有效提高任务载荷、速度和航程，有效拓展任务包线，本发明能够有效地应用于固定翼无人机、巡航导弹或小型有人机的发动机上，具有良好的使用和推广价值。