CN102606529A - 用于航空发动机压气机的处理机匣结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于航空发动机压气机的处理机匣结构，由转子叶片和机匣外壳组成，机匣外壳内侧壁上设置有圆弧形缝处理槽，所述圆弧形缝处理槽采用顺转子叶片旋转方向倾斜的半圆弧型设计，所述圆弧形缝处理槽分为处理槽上游区域、处理槽下游区域，所述处理槽上游区域与处理槽下游区域的开口处具有不同的周向开放度和径向倾角。圆弧形缝处理槽采用半圆弧型设计，使处理槽内部流动更加顺畅，尽量减小处理槽槽道内流动产生的损失。本发明具有即实现了稳定工作裕度提升又不牺牲压气机效率、结构简单实用的优点。

Description

用于航空发动机压气机的处理机匣结构

技术领域

本发明涉及一种用于航空发动机压气机的处理机匣结构，能够实现风扇/压气机扩稳增效的效果，特别适用于高性能航空燃气涡轮发动机。

背景技术

为了使得发动机的整体性能指标显著提高，其中最重要的手段是提高推重比。这就对压气机/风扇的设计水平提出了更高的要求。更高的单级压比和效率，在更少的级数上实现更高的负荷就成为压气机、特别是风扇研制所追求的目标。追求更高的级压比一直是各国研制风扇/压气机的发展方向。

然而，风扇/压气机级的负荷越高，对其稳定工作裕度条件的要求也更加苛刻，追求更高的级压比与提高压气机稳定工作裕度之间存在着一定的矛盾。而作为现代飞机主要动力装置的燃气涡轮发动机，却要求能在广阔的飞行速度范围内以及各种畸变和不稳定的来流条件下保持稳定的工作，而发动机的稳定工作范围是由风扇/压气机的工作点与失速边界之间可能的流量变化范围决定的，如果这个范围很小，或者说失速裕度过小，一旦压缩系统进入这类非稳定流动状态，将导致：（1）压缩机性能极度下降，以致难以维持正常的热力循环过程；（2）整机振动严重恶化，极易导致压气机或涡轮叶片的断裂；（3）燃烧室内的高温气体回火，常常导致烧坏压气机末级静叶；（4）失速的滞后性质又严重影响着它的解除过程，甚至在F100发动机中因不可解除的失速现象而导致了机毁人亡的恶性事故。这就迫使设计者们必须预留足够的失速裕度来预防这类流动失稳现象发生，然而，典型压气机高效和高参数运行区域通常临近压气机流动失稳边界，这种保证一定失速裕度的做法对压气机的性能来说无疑是个极大的浪费。因此希望压气机的稳定工作范围越宽越好，以使压气机尽量在接近高效和高参数运行区域工作。另一方面，更宽的稳定工作范围可以允许发动机偏离设计状态更远，从而使发动机有更高的抗畸变能力以及为飞行器提供更宽的飞行包线等。

现有的缝式机匣处理结构，由于具有结构简单、成本低廉且无需变更价格昂贵的叶片，改型方便，再加上可靠性高，扩稳效果好，抗畸变能力强等特点而被广泛地应用于许多发动机实际型号中，如JT-9D 发动机、米格23 用P-29 发动机、苏27 用ДЛ-31Ф发动机，米格29用PД-33 发动机以及国内的涡喷-7 甲发动机，涡喷-13，涡喷-14 发动机等，面对现代高负荷压气机设计中所面临的稳定工作裕度不足的问题，机匣处理已成为当今世界上用于扩大压气机稳定工作范围的重要手段之一。

如图1-3所示，传统的轴向缝式处理机匣是在机匣上沿压气机的轴向开槽，其槽深方向与压气机的径向成一定夹角。当槽深方向对准来流方向时，无论来流是均匀流或发生进口畸变，稳定裕度都有较大改善。但这类处理机匣的缺点是稳定裕度的改善以损失压气机的效率为代价。传统的处理机匣之所以会降低压气机的峰值效率，其中一个很重要的原因便是处理槽的几何结构设计的不合理，没有很好地组织处理机匣内部流动。

传统轴向缝倾斜缝处理机匣结构同时利用了叶顶两侧的压力梯度以及叶片通道较大的流向压力梯度，再加上处理槽槽道沿径向朝叶片旋转方向倾斜了一定角度，处理槽扮演着冲压作用，使得叶片通道内部流动进入处理槽槽道，处理槽对叶片通道上游的这种抽吸作用使的稳定工作裕度得以提高。然而这种做法使得处理槽内会产生较强的射流，由于这股较强的射流具有较大的周向速度分量，并且其方向与叶片旋转方向相反，因此，这股较强的射流是处理机匣流动损失的主要来源，其对压气机的效率具有较大的影响：一方面，射流相当高的周向速度以及与主流方向的不一致性使得射流与主流之间的掺混很强，从而带来较高的损失；另一方面，射流使得叶顶来流攻角增大，恶化了叶顶来流条件，使得压气机效率明显下降。

而公开号为CN       101761511A的中国专利申请公开了一种开槽宽度为抛物线的离心压气机非对称自循环处理机匣，该方案虽然可以可以提高离心式压气机的稳定工作范围，同时维持效率基本不变，但是存在结构复杂，加工制造成本高等问题，难于在实际发动机型号上应用。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种结构设计合理、即实现了稳定工作裕度提升又不牺牲压气机效率、结构简单实用的用于航空发动机压气机的处理机匣结构。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案是该用于航空发动机压气机的处理机匣结构，由转子叶片和机匣外壳组成，其结构特点是：所述的机匣外壳内侧壁上设置有圆弧形缝处理槽，所述圆弧形缝处理槽采用顺转子叶片旋转方向倾斜的半圆弧型设计，所述圆弧形缝处理槽分为处理槽上游区域、处理槽下游区域，所述处理槽上游区域与处理槽下游区域的开口处具有不同的周向开放度和径向倾角。圆弧形缝处理槽采用半圆弧型设计，使处理槽内部流动更加顺畅，尽量减小处理槽槽道内流动产生的损失。

为了兼顾压气机的稳定工作裕度与效率，本发明所述圆弧形缝处理槽的数目为转子叶片数的6-8倍。处理槽槽数越多，扩稳效果越明显，但会大幅降低压气机的效率；而处理槽槽数少则扩稳效果不明显。

为了兼顾压气机的稳定工作裕度与效率，本发明所述圆弧形缝处理槽的圆弧直径为60%～80%转子叶片叶顶轴向弦长。圆弧的直径大扩稳效果明显，但损失也较大；圆弧直径小的扩稳效果不明显。

作为优选，本发明所述的处理槽下游区域覆盖转子叶片叶顶上游30%-50%轴向弦长范围。

作为优选，本发明所述处理槽上游区域的周向开放度为30%～50%，处理槽下游区域的开放度为50%～70%。将覆盖转子叶顶上游30%～50%叶顶轴向弦长的处理槽开口处的开放度增加，使得叶片通道流更容易进入处理槽，尽量增加处理槽内的回流量，提高处理机匣的扩稳能力；

作为优选，本发明所述的圆弧形缝处理槽沿着转子旋转方向的倾角                                                为45～60°。

作为优选，本发明所述处理槽下游区域开口处的径向倾角为30°～ 45°，处理槽上游区域开口处的径向倾角

为60°～ 80°。

适当减小处理槽开口处的径向倾角

，使得叶片通道流更容易进入处理槽，尽量增加处理槽内的回流量，提高处理机匣的扩稳能力。

将处理槽上游开口处的周向开放度减小，同时适当增加槽下游开口处的径向倾角，在保证处理槽几何结构完整性的基础上对射流的方向施以恰当的控制，尽量减小它与通道主流之间的夹角，减弱处理槽向叶片通道的射流对压气机的负面影响。

本发明同现有技术相比具有以下优点及效果：1）处理槽采用半圆弧型设计，使处理槽内部流动更加顺畅，尽量减小处理槽槽道内流动产生的损失；（2）将覆盖转子叶顶上游30%～50%叶顶轴向弦长的处理槽开口处的开放度增加，并适当减小处理槽开口处的径向倾角

，使得叶片通道流更容易进入处理槽，尽量增加处理槽内的回流量，提高处理机匣的扩稳能力；（3）将处理槽上游开口处的周向开放度减小，同时适当增加槽下游开口处的径向倾角

，在保证处理槽几何结构完整性的基础上对射流的方向施以恰当的控制，尽量减小它与通道主流之间的夹角，减弱处理槽向叶片通道的射流对压气机的负面影响。   

附图说明

图1为传统的缝式处理机匣结构示意简图。

图2为图1的A-A向结构示意图。

图3为传统的缝式处理机匣的子午视图。

图4为本发明的结构示意简图。

图5为图4的A-A向结构示意图。

图6为图4的B-B向结构示意图。

图7为图5的C-C向结构示意图。

标号说明：转子叶片1、机匣外壳2、圆弧形缝处理槽3、处理槽上游区域4、处理槽下游区域5。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明做进一步的详细说明，以下实施例是对本发明的解释而本发明并不局限于以下实施例。

实施例1：如图4至7所示，本实施例用于航空发动机压气机的处理机匣结构由转子叶片1、机匣外壳2组成，机匣外壳2的内侧壁设置有圆弧形缝处理槽3，圆弧形缝处理槽3分为处理槽上游区域4、处理槽下游区域5两个部分。

为了提高其稳定工作裕度，在机匣外壳2上设计了圆弧直径为60%～80%转子叶片1叶顶轴向弦长的半圆弧形缝式圆弧形缝处理槽3。圆弧形缝处理槽3的数目为转子叶片1数目的6～8倍，圆弧形缝处理槽3覆盖了转子叶片1叶顶上游30%～50%轴向弦长范围，且处理槽上游区域4、处理槽下游区域5的开口处具有不同的开放度（周向开槽面积与机匣外壳2壁表面积之比），其中处理槽上游区域4的周向开放度为30%～50%，处理槽下游区域5的开放度为50%～70%。所有圆弧形缝处理槽3顺压气机转子叶片1旋转方向倾斜45°～60°，而在处理槽上游区域4、处理槽下游区域5开口处沿转子旋转方向具有不同径向倾角，其中处理槽下游区域5开口处的径向倾角

为30°～ 45°，处理槽上游区域4开口处的径向倾角

为60°～ 80°。

工作时，借助转子叶片1叶顶区域的压力梯度（吸力面和压力面两侧的压力梯度以及转子叶片1通道较大的流向压力梯度）以及圆弧形缝处理槽3的冲压作用，使得转子叶片1通道流进入圆弧形缝处理槽3的槽道，对转子叶片1叶顶上游区域产生抽吸作用，从而提高压气机的稳定工作范围。另外，通过优化处理机匣结构参数对射流的方向施以恰当的控制，消弱圆弧形缝处理槽3向叶片通道的射流对压气机的负面影响。

综上所述，本发明可直接用于航空燃气涡轮发动风扇/机压气机，在大幅度提高风扇/机压气机的稳定工作裕度的同时提高压气机的效率。

本发明的思路是从优化处理槽的几何结构出发，设计出一种处理槽内流动损失较小的处理机匣，打破了“机匣处理可以扩大压气机稳定工作裕度，但要降低效率”的传统观念，成为本发明所述工作的初衷。

此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种用于航空发动机压气机的处理机匣结构，由转子叶片和机匣外壳组成，其特征是：所述的机匣外壳内侧壁上设置有圆弧形缝处理槽，所述圆弧形缝处理槽采用顺转子叶片旋转方向倾斜的半圆弧型设计，所述圆弧形缝处理槽分为处理槽上游区域、处理槽下游区域，所述处理槽上游区域与处理槽下游区域的开口处具有不同的周向开放度和径向倾角。

2.根据权利要求1所述的用于航空发动机压气机的处理机匣结构，其特征是：所述圆弧形缝处理槽的数目为转子叶片数的6-8倍。

3.根据权利要求1或2所述的用于航空发动机压气机的处理机匣结构，其特征是：所述圆弧形缝处理槽的圆弧直径为60%～80%转子叶片叶顶轴向弦长。

4.根据权利要求3所述的用于航空发动机压气机的处理机匣结构，其特征是：所述的处理槽下游区域覆盖转子叶片叶顶上游30%-50%轴向弦长范围。

5.根据权利要求4所述的用于航空发动机压气机的处理机匣结构，其特征是：所述处理槽上游区域的周向开放度为30%～50%，处理槽下游区域的开放度为50%～70%。

6.根据权利要求4所述的用于航空发动机压气机的处理机匣结构，其特征是：所述的圆弧形缝处理槽沿着转子旋转方向的倾角为45～60°。

7.根据权利要求4所述的用于航空发动机压气机的处理机匣结构，其特征是：所述处理槽下游区域开口处的径向倾角                                               

为30°～ 45°，处理槽上游区域开口处的径向倾角

为60°～ 80°。

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