衛(wèi)剛，王永明，王松濤，王仲奇，張保文

高性能低壓渦輪設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

衛(wèi)剛1，2，王永明3，王松濤2，王仲奇2，張保文1

(1.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500；2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)，黑龍江哈爾濱150001；3.貴州航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，貴州平壩561102)

以某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)，采用正交葉片設(shè)計(jì)和全三維設(shè)計(jì)等技術(shù)全新設(shè)計(jì)的低壓渦輪，負(fù)荷水平較原型提高10%，且設(shè)計(jì)過程中強(qiáng)調(diào)在整機(jī)環(huán)境中驗(yàn)證低壓渦輪的匹配性能。試驗(yàn)結(jié)果表明，新設(shè)計(jì)的低壓渦輪滿足設(shè)計(jì)要求，在渦輪負(fù)荷水平大幅提高的情況下效率提高0.5%；在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)試驗(yàn)中與其它部件具有良好的匹配工作性能，順利完成了該整機(jī)平臺(tái)的地面試車，發(fā)動(dòng)機(jī)不加力最大狀態(tài)推力增加464 daN，超過原計(jì)劃增加200 daN的指標(biāo)。

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；高性能低壓渦輪；正交葉片設(shè)計(jì)；全三維設(shè)計(jì)；試驗(yàn)

1 引言

相對(duì)于高壓渦輪，低壓渦輪通流較高，輪轂比較低，具有典型的三維流動(dòng)和特殊的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求。國(guó)內(nèi)外研究者對(duì)此在設(shè)計(jì)方法和關(guān)鍵技術(shù)上開展了廣泛而深入的研究，但大多數(shù)研究關(guān)注于高負(fù)荷葉柵性能、雷諾數(shù)對(duì)低壓葉片性能的影響、氣流分離控制等。胡松巖于2007年對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)多級(jí)低壓渦輪的工作狀態(tài)、設(shè)計(jì)特點(diǎn)和關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析[1]；Cherry、González等分別對(duì)E3低壓渦輪和Trent 900低壓渦輪的設(shè)計(jì)特點(diǎn)進(jìn)行了總結(jié)[2，3]；唐洪飛等深入研究了彎葉片在大子午擴(kuò)張低壓渦輪中的應(yīng)用[4]；Praisner等建立了一套低壓渦輪葉片設(shè)計(jì)空間，比較了前后加載的影響，并采用非軸對(duì)稱端壁方法減少高負(fù)荷葉柵端壁損失[5]；Singh等采用計(jì)算的方法研究了低雷諾數(shù)下低壓渦輪內(nèi)部三維流動(dòng)分離情況[6]；Hollon等利用低壓渦輪葉片流場(chǎng)測(cè)量結(jié)果，主要研究了雷諾數(shù)對(duì)葉片表面分離泡的影響，特別是圍繞分離區(qū)域的流動(dòng)情況[7]；Xie等采用大渦模擬的方法分析了兩種低壓渦輪葉柵的分離和轉(zhuǎn)捩[8]；張學(xué)鋒等采用試驗(yàn)方法研究了上游尾跡掃掠對(duì)低壓渦輪葉柵的非定常效果，并研究了兩種類型的主動(dòng)分離控制器——葉面痕跡和氣體噴射，控制分離[9，10]；Bons等在早些時(shí)候也研究了類似的主動(dòng)分離控制器，被其稱為漩渦生成器，來控制分離[11]；Huang等則研究了采用等離子體來控制分離的方法[12]；Mat?sunuma研究了低雷諾數(shù)下不帶冠軸流渦輪動(dòng)葉葉尖間隙對(duì)氣動(dòng)性能的影響[13]。

本文針對(duì)低壓渦輪的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，系統(tǒng)開展了低壓渦輪的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究，目的是在渦輪部件和整機(jī)兩個(gè)層次驗(yàn)證低壓渦輪的設(shè)計(jì)技術(shù)，同時(shí)要求新設(shè)計(jì)的低壓渦輪可替換某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)原有的低壓渦輪，且能與新設(shè)計(jì)的風(fēng)扇部件匹配，形成一個(gè)新的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)。

為保證換裝低壓渦輪的互換性，實(shí)現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)的驗(yàn)證目標(biāo)，氣動(dòng)設(shè)計(jì)中，著重考慮與風(fēng)扇的匹配，高低壓渦輪聯(lián)合設(shè)計(jì)，及優(yōu)化高低壓渦輪氣動(dòng)流場(chǎng)的匹配；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，考慮接口尺寸，保證盤軸接口不導(dǎo)致核心機(jī)結(jié)構(gòu)發(fā)生變化；傳熱/空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，考慮葉片的冷卻和空氣系統(tǒng)流路的正常工作；強(qiáng)度設(shè)計(jì)中，要求新設(shè)計(jì)的葉片強(qiáng)度、振動(dòng)水平不低于原型指標(biāo)；同時(shí)確保加工葉片質(zhì)量滿足整機(jī)試驗(yàn)的需要。

2 低壓渦輪改進(jìn)設(shè)計(jì)原則及驗(yàn)證思路

低壓渦輪的設(shè)計(jì)受風(fēng)扇功率、高壓渦輪流場(chǎng)和幾何、加力出口流場(chǎng)等多方面約束，同時(shí)還要綜合考慮空氣系統(tǒng)、強(qiáng)度、材料、加工工藝等的限制，這大大增加了低壓渦輪部件的設(shè)計(jì)難度。另外，由于無原型低壓渦輪的設(shè)計(jì)參數(shù)，這就給低壓渦輪的改進(jìn)設(shè)計(jì)帶來了較大困難。

為此，結(jié)合課題的研究目的和技術(shù)難點(diǎn)，制定了低壓渦輪的改進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)原則和研究方案：①針對(duì)低壓渦輪的特點(diǎn)采用先進(jìn)的設(shè)計(jì)技術(shù)。②充分吸收原型渦輪的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，掌握其技術(shù)狀態(tài)。詳細(xì)了解發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)高、低壓渦輪的技術(shù)狀態(tài)，成為新低壓渦輪部件設(shè)計(jì)的首要突破點(diǎn)。③強(qiáng)調(diào)低壓渦輪與在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)上的匹配優(yōu)化。

基于上述考慮，形成的驗(yàn)證方案(圖1)為：

(1)詳細(xì)、系統(tǒng)地開展發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)技術(shù)摸底，重點(diǎn)完成設(shè)計(jì)軟件校核。詳細(xì)開展發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)摸底與驗(yàn)算，了解高低壓部件間的流動(dòng)匹配、各級(jí)葉片的冷卻空氣流量、原型葉片的設(shè)計(jì)，并對(duì)葉片設(shè)計(jì)軟件、準(zhǔn)三維、全三維流場(chǎng)分析等程序進(jìn)行校核。

圖1 低壓渦輪改進(jìn)設(shè)計(jì)原則及驗(yàn)證思路Fig.1 The scheme of design technique and test investigation of LPT

(2)完成新低壓渦輪設(shè)計(jì)。在上述工作的基礎(chǔ)上，對(duì)低壓渦輪進(jìn)行設(shè)計(jì)，氣動(dòng)設(shè)計(jì)以滿足整機(jī)匹配要求為目標(biāo)，利用已驗(yàn)證的葉片設(shè)計(jì)軟件、準(zhǔn)三維和全三維等分析程序，對(duì)該低壓渦輪部件進(jìn)行設(shè)計(jì)。

(3)開展系統(tǒng)的試驗(yàn)研究，驗(yàn)證低壓渦輪設(shè)計(jì)技術(shù)和設(shè)計(jì)軟件。通過典型截面葉柵的平面吹風(fēng)試驗(yàn)，驗(yàn)證低壓渦輪葉柵的設(shè)計(jì)，同時(shí)利用獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)校核并完善S1流面計(jì)算軟件；通過扇形葉柵試驗(yàn)，分析低壓渦輪導(dǎo)向器流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特征，校核完善自行開發(fā)的全三維設(shè)計(jì)軟件；利用渦輪葉片流量試驗(yàn)，驗(yàn)證渦輪葉片冷氣分配規(guī)律和設(shè)計(jì)特點(diǎn)；通過渦輪級(jí)性能試驗(yàn)研究，掌握低壓渦輪的性能特性參數(shù)，校核驗(yàn)證S2流面分析軟件和全三維流場(chǎng)分析軟件；通過變冷氣流量、變冷氣溫度對(duì)渦輪氣動(dòng)性能影響的試驗(yàn)研究，為帶冷氣摻混的二維/三維設(shè)計(jì)軟件的校核提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。

3 原型低壓渦輪試驗(yàn)分析

利用原型發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪部件，新設(shè)計(jì)了轉(zhuǎn)接段、測(cè)試段，組裝成低壓渦輪試驗(yàn)件，試驗(yàn)件如圖2所示。在中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院的渦輪綜合試驗(yàn)器[14]上，完成了折合轉(zhuǎn)速0.70～1.05、膨脹比1.5～2.2的穩(wěn)態(tài)點(diǎn)渦輪性能試驗(yàn)，驗(yàn)證了該低壓渦輪性能，為低壓渦輪設(shè)計(jì)軟件校核提供了完整的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。圖3示出了進(jìn)口流量試驗(yàn)結(jié)果和計(jì)算結(jié)果的比較，可見，在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果誤差較小，最大值不超過2.0%，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合很好。

通過對(duì)原型低壓渦輪的驗(yàn)算和試驗(yàn)研究，基本掌握了其設(shè)計(jì)參數(shù)和設(shè)計(jì)特點(diǎn)。

圖2 原型低壓渦輪試驗(yàn)件導(dǎo)向器和轉(zhuǎn)子組件模型Fig.2 The nozzle and rotor models of the original LPT

圖3 S2流面計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.3 The comparison between the test results and the S2 calculation

4 改型低壓渦輪設(shè)計(jì)及分析

4.1設(shè)計(jì)參數(shù)

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)指標(biāo)要求以及與風(fēng)扇的協(xié)調(diào)結(jié)果，低壓渦輪的主要設(shè)計(jì)指標(biāo)為：進(jìn)口流量、總溫與原型相同，功率較原型提高10%，效率不低于原型。

4.2氣動(dòng)設(shè)計(jì)

4.2.1 S2流面設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)中，強(qiáng)調(diào)低壓渦輪的匹配優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，在空氣系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)尺寸、強(qiáng)度水平等諸多設(shè)計(jì)約束條件下，新設(shè)計(jì)低壓渦輪的流量、效率和功率等性能指標(biāo)滿足總體要求。圖4給出了高、低壓渦輪S2流面計(jì)算網(wǎng)格及馬赫數(shù)分布。

圖4 高、低壓渦輪分析計(jì)算網(wǎng)格和子午面馬赫數(shù)等值線圖Fig.4 The calculation models and the meridian Mach number contours of HPT and LPT

4.2.2葉片設(shè)計(jì)

低壓渦輪導(dǎo)向葉片頂部采用正交設(shè)計(jì)，使葉片頂部橫向壓力梯度得到顯著降低，并有效減少頂部攻角，改善了頂部二次流動(dòng)，減少了二次流動(dòng)損失。同時(shí)，導(dǎo)向葉片幾何轉(zhuǎn)折角增加，葉片從根到尖的尾緣位置基本保持在同一積疊線，這些技術(shù)措施減小了靜葉出口絕對(duì)總壓在頂部的損失。因此，正交設(shè)計(jì)是減少大子午擴(kuò)張流道頂部損失的有效手段。

低壓渦輪工作葉片設(shè)計(jì)過程中，強(qiáng)調(diào)與導(dǎo)向葉片的匹配優(yōu)化設(shè)計(jì)，使得存在于前緣附近的激波得以消失，有效減少了葉型與激波損失。同時(shí)，由于橫向壓力梯度的削弱，使得端壁的二次流損失也減小。使低壓渦輪動(dòng)葉的進(jìn)口幾何角沿葉高均勻減小，根部幾何轉(zhuǎn)折減小，而頂部最大厚度點(diǎn)之后幾何轉(zhuǎn)折增加，改善了低壓渦輪反力度沿葉高的分布。保證了在提高低壓渦輪功率的同時(shí)渦輪效率不變。圖5為低壓渦輪導(dǎo)葉、動(dòng)葉設(shè)計(jì)示意圖。

4.2.3冷氣噴射

為實(shí)現(xiàn)在某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)的串裝，在低壓渦輪葉片設(shè)計(jì)中采用了與原型一致的冷氣噴射技術(shù)，但對(duì)葉片內(nèi)部冷卻結(jié)構(gòu)重新進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。前后緣冷氣噴射角度垂直于壁面，上下端壁為開縫式冷卻。噴氣方式如圖6所示。

圖5 低壓渦輪導(dǎo)葉、動(dòng)葉模型Fig.5 The models of the vane and blade of the LPT

圖6 渦輪冷氣噴射方案Fig.6 The cooling air injection scheme of HPT and LPT

4.2.4三維分析

低壓渦輪部件內(nèi)部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，流動(dòng)的三維特征突出，全三維流場(chǎng)分析作用愈顯重要。通過全三維流場(chǎng)計(jì)算分析，可判定渦輪流動(dòng)、葉片設(shè)計(jì)的好壞并決定采取的修改措施。目前，所用的渦輪全三維分析軟件均為帶粘性的、考慮冷氣摻混的多級(jí)渦輪分析軟件。對(duì)于低壓渦輪全三維分析，主要完成對(duì)葉片流道附面層流動(dòng)情況分析，掌握流動(dòng)的分離狀況；完成對(duì)葉片尾緣流動(dòng)分析，了解尾跡損失和尾緣激波的強(qiáng)弱；完成對(duì)葉柵損失的分析，得到各計(jì)算站的總損失及總損失沿流向的變化；分析局部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)帶來的損失增加。

設(shè)計(jì)中采用的全三維計(jì)算軟件為TASCflow、Fluent等大型商業(yè)軟件，分析使用的網(wǎng)格見圖7。

在低壓導(dǎo)葉設(shè)計(jì)中，有效減少子午擴(kuò)張所帶來的上端區(qū)損失是首要解決的問題。從極限流線可看出，在子午擴(kuò)張與徑向流動(dòng)作用下，上端區(qū)二次流影響范圍幾乎達(dá)到30%葉高范圍。葉柵設(shè)計(jì)中加大了上端區(qū)附近的葉片弦長(zhǎng)，使得截距與弦長(zhǎng)比值達(dá)到了較為合理的范圍；此外上端區(qū)弦長(zhǎng)的增加，也使得葉片在上端區(qū)呈現(xiàn)出正交設(shè)計(jì)的特點(diǎn)。上述設(shè)計(jì)有效削弱了前緣附近因子午擴(kuò)張帶來的分離(圖8)，明顯減少了上端區(qū)的二次流動(dòng)損失。

低壓動(dòng)葉消除了前緣激波及由激波造成的壓力場(chǎng)增加，因此根部前緣分離得到了抑制，由此所帶來的二次流動(dòng)損失增加也得到了控制。此外，由激波所造成的前緣橫向壓力梯度也得到了顯著降低，這對(duì)抑制后邊二次流動(dòng)的發(fā)展極其有益，二次流損失將下降(圖9)。

圖7 低壓渦輪全三維計(jì)算網(wǎng)格圖及流跡顯示Fig.7 The 3D calculation grids and the streamlines of the LPT

圖8 低壓導(dǎo)葉極限流線示意圖Fig.8 The hub/suction surface(a)and shroud(b)terminal streamlines of the LPT vane

圖9 低壓動(dòng)葉極限流線示意圖Fig.9 The terminal streamlines of the LPT blade

通過多個(gè)全三維分析軟件多角度對(duì)比，利用全三維軟件提供的多種模型，采用不同的計(jì)算網(wǎng)格，對(duì)該低壓渦輪部件設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)算分析。從總體性能指標(biāo)上看，新設(shè)計(jì)的低壓渦輪導(dǎo)葉和動(dòng)葉在氣動(dòng)性能上匹配合理，低壓渦輪級(jí)的效率水平、功率滿足總體要求。

4.3葉片熱分析

采用熱分析軟件對(duì)低壓渦輪葉片、盤、榫頭、葉冠、伸根進(jìn)行了溫度場(chǎng)分析。結(jié)果表明，新低壓渦輪動(dòng)葉、導(dǎo)葉各截面的平均溫度均低于材料許用溫度，滿足要求。圖10給出了低壓渦輪導(dǎo)葉、動(dòng)葉中截面的溫度云圖。

4.4葉片強(qiáng)度、振動(dòng)分析

根據(jù)氣動(dòng)、熱分析的驗(yàn)算結(jié)果，利用強(qiáng)度軟件，在不同約束方案下，分別計(jì)算了各轉(zhuǎn)速下的葉片振動(dòng)頻率和強(qiáng)度水平。結(jié)果表明：低壓渦輪轉(zhuǎn)子的低循環(huán)疲勞壽命滿足TAC循環(huán)指標(biāo)，渦輪盤輻板屈服轉(zhuǎn)速儲(chǔ)備系數(shù)及轉(zhuǎn)子周向破裂轉(zhuǎn)速儲(chǔ)備均滿足設(shè)計(jì)要求，葉片的振動(dòng)和強(qiáng)度滿足工程要求。圖11為低壓渦輪動(dòng)葉振動(dòng)計(jì)算結(jié)果示意圖。

5 改型低壓渦輪的試驗(yàn)驗(yàn)證

5.1低壓渦輪部件試驗(yàn)

圖10 低壓渦輪導(dǎo)葉、動(dòng)葉中截面溫度云圖Fig.10 The mean section temperature contours of the vane and blade of the LPT

圖11 低壓渦輪動(dòng)葉振動(dòng)計(jì)算結(jié)果示意圖Fig.11 Blade vibration calculation result of the LPT

圖12 試驗(yàn)件示意圖Fig.12 Test specimen

新設(shè)計(jì)低壓渦輪級(jí)性能試驗(yàn)件(圖12)由測(cè)試段、靜子組件、轉(zhuǎn)子組件和排氣段組成。試驗(yàn)件在渦輪進(jìn)口總溫=600 K、進(jìn)口總壓=0.13 MPa、冷氣流量比KW=4.5%(冷氣壓力≈0.15 MPa)條件下，完成了渦輪總壓膨脹比=1.5～2.2、渦輪折合轉(zhuǎn)速nˉ=0.7～1.05時(shí)的渦輪總性能試驗(yàn)。圖13為試驗(yàn)結(jié)果的特性曲線。試驗(yàn)結(jié)果表明，該低壓渦輪性能全面達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)總體的設(shè)計(jì)要求。

圖13 渦輪主氣效率變化曲線(=f(nˉ,))Fig.13 Efficiency characteristic of the LPT(=f(nˉ,))

5.2低壓渦輪串裝試驗(yàn)

在完成低壓渦輪部件試驗(yàn)驗(yàn)證后，成功完成了低壓渦輪在渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)的串裝試驗(yàn)，低壓渦輪在發(fā)動(dòng)機(jī)中匹配良好，發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)工作正常，在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)實(shí)現(xiàn)了驗(yàn)證低壓渦輪設(shè)計(jì)技術(shù)的目標(biāo)。試驗(yàn)還表明，串裝低壓渦輪部件的發(fā)動(dòng)機(jī)的中間狀態(tài)推力增加464 daN，耗油率略有下降。

6 結(jié)論

(1)在部件和整機(jī)平臺(tái)上分別驗(yàn)證了低壓渦輪設(shè)計(jì)技術(shù)。在部件層次驗(yàn)證了突破的關(guān)鍵技術(shù)，在整機(jī)平臺(tái)驗(yàn)證了部件的匹配、協(xié)調(diào)性，表明新設(shè)計(jì)的低壓渦輪從部件到整機(jī)均滿足設(shè)計(jì)要求。

(2)針對(duì)低壓渦輪的特點(diǎn)，系統(tǒng)、完整地使用全三維軟件探索低壓渦輪設(shè)計(jì)技術(shù)，發(fā)展了低壓渦輪空間三維葉片造型技術(shù)，將正交葉片設(shè)計(jì)特點(diǎn)引入低壓渦輪設(shè)計(jì)體系，使得截距與弦長(zhǎng)的比值達(dá)到了較為合理的范圍，在上端區(qū)呈現(xiàn)出正交設(shè)計(jì)的特點(diǎn)，明顯減少了低壓導(dǎo)葉上端區(qū)的二次流動(dòng)損失。從葉柵槽道的流動(dòng)情況和試驗(yàn)結(jié)果看，該技術(shù)在低壓渦輪設(shè)計(jì)中的應(yīng)用取得了成功。

(3)新低壓渦輪部件和整機(jī)串裝試驗(yàn)的成功，體現(xiàn)了低壓渦輪設(shè)計(jì)技術(shù)特別是工程化設(shè)計(jì)方面的技術(shù)進(jìn)步，表明經(jīng)過驗(yàn)證的渦輪設(shè)計(jì)體系能夠滿足現(xiàn)代渦輪部件設(shè)計(jì)的需要。

[1]胡松巖.大飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)多級(jí)低壓渦輪設(shè)計(jì)技術(shù)分析[C]//.中國(guó)航空學(xué)會(huì)2007年學(xué)術(shù)年會(huì)(動(dòng)力專題47). 2007.

[2]Cherry D G，Dengler R P.The Aero-Dynamic Design and Performance of the NASA/GE E3Low Pressure Turbine [R].AIAA 84-1162，1984

[3]González P，Lantero M，Olabarria V.Low Pressure Tur?bine Design for Rolls-Royce Trent 900 Turbofan[R]. ASME GT2006-90997，2006

[4]Tang H F，Huang H Y，Wang Z F，et al.Numerical Investi?gation on Bowed Blades of Large Meridional Expansion Turbine[J].Journal of Harbin Institute of Technology(New Series)，2010，17(5)：735—740.

[5]Praisner T J，Knezevici D C，Clark J P，et al.Toward the Expansion of Low-Pressure-Turbine Airfoil Design Space [R].ASME GT2008-50898，2008.

[6]Singh N，Ghia K，Ghia U.Simulation of Separated Flow In?sideaLow-PressureTurbineCascade[R].AIAA 2005-1273，2005.

[7]Hollon B，Jacob J.Experimental Investigation of Separa?tiononLowPressureTurbineBlades[R].AIAA 2001-0447，2001.

[8]Xie Y H，Lan J b，Shu J，et al.Large-Eddy Simulation of Flows For Low Pressure Turbine Cascade[R].ISABE 2009-1328，2009.

[9]Zhang X F，Vera M，Hodson H.Separation and Transition Control on an Aft-Loaded Ultra-High-Lift LP Turbine Blade at Low Reynolds Numbers:Low-Speed Investigation [R].ASME GT2005-68892，2005.

[10]Vera M，Zhang X F，Hodson H.Separation and Transition Control on an Aft-Loaded Ultra-High-Lift LP Turbine Blade at Low Reynolds Numbers:High-Speed Validation [R].ASME GT2005-68893，2005.

[11]Bons J P，Sondergaard R，Rivir R B.Control of Low-Pres?sure Turbine Separation Using Vortex Generator Jets[R]. AIAA 99-0367，1999.

[12]Huang J H，Thomas C C，F(xiàn)lint O T.Plasma Actuators for Separation Control of Low Pressure Turbine Blades[R]. AIAA 2003-1027，2003.

[13]MatsunumaT.EffectsofReynoldsNumberand Free-Stream Turbulence on Turbine Tip Clearance Flow [R].ASME GT2005-68009，2005.

[14]趙旺東，周禹彬，楊銳.葉尖間隙對(duì)渦輪起動(dòng)性能影響的試驗(yàn)研究[J].燃?xì)鉁u輪研究與試驗(yàn)，2009，22(3)：19—22.

Design and Experiment of a High Performance Low-Pressure Turbine

WEI Gang1，2，WANG Yong-ming3，WANG Song-tao2，WANG Zhong-qi2，ZHANG Bao-wen1
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China；3.Guizhou Aero-Engine Institute，Pingba 561102，China)

The design and experiment of a low-pressure turbine(LPT)is presented,which used orthogonal blade design and 3D design technique etc.Its loading level is 10 percent higher than the original LPT.The matching performance of the new LPT should be validated in the engine environment which was emphasized in the design process.The test results show that the design is successful and the efficiency of the newly de?signed LPT is 0.5 percent higher than the original one though its loading level is much higher.In the engine test the newly designed LPT well matched the other components of the engine and the ground test was ac?complished successfully.The data show that the maximum dry engine thrust increases 464 daN,exceeds the expected goal by 200 daN.

turbofan engine；high performance low-pressure turbine；orthogonal blade design；3D design；experiment

V235.13

A

1672-2620(2013)02-0006-06

2012-08-07；

2013-03-31

衛(wèi)剛(1970-)，男，四川三臺(tái)人，研究員，博士研究生，主要從事渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究。