CN100494692C - 航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局方法 - Google Patents

Abstract

本发明是一种航空涡扇发动机压缩系统的紧凑气动布局设计方法。该发明去掉了现有涡扇发动机风扇和高压压气机之间的过渡段和风扇出口静子；高压压气机的进口导叶采用适度转角的扩压叶栅或者大转角的膨胀式叶栅，使得风扇出口静子、高压压气机进口导叶、外涵的承力支板在轴向融为一排叶栅，并实现三者的压缩功能。同时风扇和高压压气机采用高负荷设计方法，能够用较少的级数实现相同的增压比。与现有的涡扇发动机压缩系统相比，本发明部件数明显减少，紧凑性大为提高，能够极大提高航空涡扇发动机的推重比。

Description

航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局方法

技术领域

本发明是一套直接应用于航空涡轮风扇发动机(简称涡扇发动机)压缩系统的紧凑气动布局设计方法，能够在实现高压比、高效率、大裕度的同时，大大减少部件数目，简化结构复杂性，提高压缩系统的紧凑性，从而提高航空发动机的推重比。

背景技术

涡扇发动机是目前军用航空推进系统的主流，而推重比是衡量其水平的一个重要指标。近几十年来，涡扇发动机的推重比得到了大幅度的提升，并且有进一步提高的趋势。推重比的进一步提高，势必要求在进一步提高发动机推力的同时，尽可能地减轻发动机重量。

压缩系统的结构尺寸、零部件数目以及总重量在涡扇发动机中占有很大比重。提高风扇/压气机的级压比与级负荷，缩减其级数，是从提高发动机推重比的有效途径。目前，相关工作主要集中在通过一些先进部件设计方面的探索，如全三维弯掠叶片设计、小展弦比叶片设计等，以提高叶片的负荷，减少风扇/压气机的级数。

在现有的涡扇发动机压缩系统的设计过程中，首先分别设计风扇、高压压气机以及相关部件。为提高负荷能力，减少级数，风扇基本上采用等外径的流道设计，半径尺寸较大。而与之匹配的高压压气机的半径尺寸却较小。这样风扇出口及压气机进口之间不可避免的出现较大高度差，为了保证流通能力和效率，不得不采用光滑连接风扇和高压压气机流路的过渡段。而过渡段的存在使压缩系统轴向长度增加，增加发动机的整体重量。2004年欧洲启动了高负荷过渡段气动研究(AIDA)计划，旨在缩短过渡段的长度，但该计划主要针对大涵道比涡轮风扇发动机，难以完全去掉过渡段。

为提高单位重量的推力，先进军用涡扇发动机的涵道比已经减小到0.2～0.3。在如此小涵道比的涡扇发动机中，风扇出口与高压进口之间的高度差将明显减少，所以只要合理对风扇和压气机的流道进行合理的气动布局设计，就可以将过渡段取消。而现有设计的涡扇发动机压缩仍然沿用大高度落差、光滑过度的过渡段，增加了发动机轴向长度和气动损失，对提高涡扇发动机的推重比极为不利。基于以上原因，我们提出了航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局的设计方法这一发明。

发明内容

本发明是一种航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局方法，其特征是，涵道比为0～0.5，压缩系统由风扇和高压压气机组成，去掉了风扇和高压压气机之间的过渡段和风扇出口静子，风扇流道形式采用介于等中径流道形式与等内径流道形式之间的一种形式，高压压气机第一级转子的进口轮毂比大于0.7。

针对涵道比在0～0.5的涡扇发动机，本发明去掉了风扇和高压压气机之间的过渡段。与现有常规设计方案不同，风扇的流道形式采用介于等中径流道形式与等内径流道形式之间的形式。同时，高压压气机采用大于0.7的轮毂比。通过上述两项措施，将风扇与高压压气机间的高度差降至高压压气机第一级转子进口高度的50％以下，使过渡段得以取消。

对风扇，采用1～2级实现现有涡扇发动机的3～5级性能。为取消过渡段，采用了介于等中径流道形式与等内径流道形式之间的流道形式，即风扇内外径在轴向适度下降，使风扇出口内径和高压压气机内径尽量接近。负荷较常规风扇高，第一级和第二级负荷系数都大于0.35。本发明中风扇还采用了另一独特设计，即取消了风扇出口静子，其功能由高压压气机进口导叶一并承担。

对高压压气机的进口导叶，由它完成现有设计中风扇出口静子及高压压气机进口导叶的功能。图2为风扇和高压压气机各叶排的基元叶型及进口导叶气流转向示意图。C1为进口导叶进口的绝对气流速度，C2为进口导叶出口的绝对气流速度，C1与C2间的夹角即为气流在进口导叶中的气流转角。高压压气机的进口导叶根据风扇出口及高压进口的不同设计，可以有多种不同设计形式。若C2<C1，且气流转角小于40°时，进口导叶采用扩压叶栅设计；若C2<C1，且气流转角大于40°时，进口导叶需考虑采用串列叶栅或大小叶片的设计；若C2>C1，则采用膨胀式进口导叶设计，其转角可以大于90°。

对高压压气机主体，同样由于要取消过渡段，高压压气机采用等外径流路设计，进口轮毂比大于0.70。采用3～4级高压压气机实现常规设计的6～9级高压压气机的压比。

现有涡扇发动机设计中的风扇出口承力支板，在本发明中布置在高压压气机进口导叶叶排的不同周向位置，与已有设计方案过渡段的承力支板具有相同的承力作用，为减少承力支板引起的气流损失，按气动的要求设计叶中基元的叶型，并沿展向拉伸成直叶片。

提高风扇和高压压气机负荷，减少级数的主要技术措施为：

(1)提高了风扇和高压压气机的叶尖切线速度，风扇和高压压气机的进口级转子叶尖切线速度大于480m/s。

(2)采用了全三维设计，具有复合弯掠特性，是风扇/压气机具有高压比、高效率的同时保证高喘振裕度。

(3)采用小展弦比叶片设计，进一步提高喘振裕度，并且增强了转子叶片的结构强度稳定性。

附图说明

图1本发明的航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局示意图。

图2本发明的各叶排的基元叶型。

图3风扇出口及高压压气机进口的速度矢量示意图。

图中：               1.风扇轮毂             2.风扇机匣

3.风扇第一级转子     4.风扇第一级静子       5.风扇第二级转子

6.承力支板           7.高压压气机进口导叶   8.低压压气机传动轴

9.分流环             10.高压压气机第一级转子11.高压压气机第一级静子

14.高压压气机传动轴  16.高压压气机轮毂      17.高压压气机第三级静子

18.高压压气机机匣

具体实施方式

为更清楚地描述本发明，本具体实施方式以一个涡扇发动机压缩系统的紧凑设计方案为例，结合附图对本发明作进一步的说明。

表1为压缩系统的设计参数。由表可知，本实例的涵道比为0.262，属于应用于小涵道比发动机的压缩系统。风扇和高压压气机的叶尖切线速度均为500m/s。风扇取消了出口静子，其第一级转子(3)采用了等中径设计，而第一级静子(4)的流道形式介于等中径与等内径之间，第二级转子(5)为等内径设计。为了平衡风扇各级的设计难度，第一级和第二级取相等的负荷系数，都为0.4，从而第一级的级压比为2.44，第二级压比为1.64。高压压气机转子进口轮毂比取0.73，采用等外径的流道设计形式。中间级比进口级及出口级负荷系数稍高，三级的负荷系数分别为0.50、0.51、0.50，相应的各级压比为2.11，1.86，1.66。

表1 压缩系统风扇/高压压气机设计参数

按照上述设计约束，即可得出风扇及高压压气机的流道几何形状，如图1。风扇第二级转子(5)出口的轮毂半径为216.53mm，而高压第一级转子(10)进口的轮毂半径为202.52mm，而高压第一级转子(10)进口的高度为86.76mm，风扇出口与高压进口间高度差与高压第一级转子(10)进口的高度的比值为6.92％，小于50％，因而可以取消风扇与高压压气机之间的过渡段。

此时风扇转子出口在高压压气机进口导叶(7)叶中界面处的Ma数为0.73，绝对气流角为37.7°，若高压压气机第一级转子(10)的进气条件为轴向进气，则高压压气机进口导叶(7)进出口的气流速度矢量图如图3，C1为高压压气机进口导叶(7)进口绝对气流速度，C2为其出口绝对气流速度。高压压气机进口导叶(7)需实现的气流转角为37.7°，小于40°，故可以采用扩压叶栅设计，而无需采用能够实现较大气流转角的膨胀式进口导叶。

承力支板(6)的叶中基元叶型按气动的要求设计，并沿展向拉伸成直叶片。并且如图2所示，布置在高压压气机进口导叶叶排(7)的不同周向位置。

Claims (4)

1、一种航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局方法，其特征是，涵道比为0～0.5，压缩系统由风扇和高压压气机组成，取消了风扇和高压压气机之间的过渡段和风扇出口静子，风扇流道形式采用介于等中径流道形式与等内径流道形式之间的一种形式，高压压气机第一级转子的进口轮毂比大于0.7。

2、根据权利要求1所述的紧凑气动布局方法，其特征是高压压气机由进口导叶(7)和高压压气机主体(11～18)组成。

3、根据权利要求2所述的紧凑气动布局方法，其特征是，风扇出口与高压压气机第一级转子(10)进口间气流减速，且气流转角小于40°，高压压气机进口导叶(7)采用扩压叶栅。

4、根据权利要求2所述的紧凑气动布局方法，其特征是，承力支板(6)穿插于高压压气机进口导叶(7)叶排的若干个周向位置处，为减少承力支板(6)引起的气流损失，按气动要求设计其叶中基元叶型，并沿展向拉伸成直叶片。

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