CN105422190B - 压气机或涡轮出口导向器 - Google Patents

压气机或涡轮出口导向器 Download PDF

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Abstract

一种压气机或涡轮出口导向器，适用于航空燃气涡轮发动机，其中，所述出口导向器由在圆周上均匀布置的多个叶片组构成，每个叶片组由一个主叶片和一个襟翼叶片组成；所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在轴向上前后布置，并且在轴向上部分重叠；所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在周向上相互错开布置，并且在周向上部分重叠；所述襟翼叶片的厚度小于所述主叶片的厚度；所述主叶片的进气角度被配置为大于30°，出气角度被配置为轴向，并且所述襟翼叶片的进气角度被配置为小于15°，出气角度被配置为负值。本发明的压气机或涡轮出口导向器相比于常规支板式出口导向器，消除了高残余旋流度，减少了导向器叶片数目。

Description

压气机或涡轮出口导向器
技术领域
本发明涉及航空燃气涡轮发动机技术领域，具体地涉及一种高负荷压气机或涡轮出口导向器的气动设计。
背景技术
现代高性能军民用航空燃气涡轮发动机为了追求高推重比、低油耗率、低污染和低排放等性能指标，发动机部件减重和气动部件(压气机和涡轮)高负荷化设计成为了航空燃气涡轮发动机的发展趋势。随着压气机或涡轮部件从常规负荷向高负荷化发展，高压压气机或者低压涡轮末级残余旋流逐渐偏离轴向，即残余旋流度越来越大，常规支板式压气机、涡轮出口导向器无法消除高残余旋流，会严重影响下游关键部件(如高压压气机下游的燃烧室或者低压涡轮下游的排气系统)的各项性能指标，进而影响发动机总体性能及推重比要求。尤其对于军用高推重比航空涡轮发动机，其低压涡轮出口残余的旋流角度可高达30°以上，导致下游的波瓣式混合排气系统射流掺混效率急剧下降，进而使得温度分布极不均匀，严重影响排气系统部件寿命。目前，设计者们为了消除这种由于高压压气机或者低压涡轮末级高负荷设计引发的高残余旋流度，不得不在常规支板式出口导向器的基础上，加大叶片的轴向弦长，并大幅度增加叶片数目以提高出口导向器叶片的气流折转能力。这势必使得压气机、涡轮出口导向器重量增大，从而影响发动机的推重比和油耗率。因此，亟需寻求一种既能够消除由于压气机或者涡轮的高负荷设计引发的出口高残余旋流度，又可以减少叶片数目(或者不增加叶片数目)的新型出口导向器叶片及设计方法，这已经成为高性能军民用航空燃气涡轮发动机设计体系中的一个关键性问题。
发明内容
本发明的目的是针对上述问题提出一种高负荷压气机或涡轮出口导向器，其能够在消除压气机、涡轮残余旋流度的同时，减少导向器叶片数目，能够实现航空燃气涡轮发动机部件减重，提高发动机推重比，降低油耗率，使其适用于高性能军民用航空燃气涡轮发动机。
本发明的另一目的是提供一种大推重比、低油耗率的航空燃气涡轮发动机。
根据本发明的一个方面的实施例，提出了一种压气机或涡轮出口导向器，适用于航空燃气涡轮发动机，其中，所述出口导向器由在圆周上均匀布置的多个叶片组构成，每个叶片组由一个主叶片和一个襟翼叶片组成；所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在轴向上前后布置，并且在轴向上部分重叠；所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在周向上相互错开布置，并且在周向上部分重叠；所述襟翼叶片的厚度小于所述主叶片的厚度；所述主叶片的进气角度被配置为大于30°，出气角度被配置为轴向，并且所述襟翼叶片的进气角度被配置为小于15°，出气角度被配置为负值。
根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片和所述襟翼叶片在轴向上的重叠量为所述主叶片的轴向长度的约5％，所述主叶片和所述襟翼叶片在周向上的重叠量为所述主叶片的轴向长度的约15％。
根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片的轴向长度是所述襟翼叶片的轴向长度的4倍以上。
根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片和所述襟翼叶片的最大厚度均位于各自的轴向弦长的20％处，并且所述主叶片的最大厚度是所述襟翼叶片的最大厚度的3倍以上。
根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片和所述襟翼叶片的吸力面最大马赫数位于各自的轴向弦长的15％处。
根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片的进气角度被配置为30°至40°，并且所述襟翼叶片的进气角度被配置为10°至15°，出气角度被配置为-5°至0°。
根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片的轴向长度是所述襟翼叶片的轴向长度的5-6倍。
根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片的最大厚度是所述襟翼叶片的最大厚度的4-6倍。
根据本发明的另一个方面的实施例，提出了一种航空燃气涡轮发动机，包括根据上述实施例所述的压气机或涡轮出口导向器。
根据本发明的一个优选实施例，所述航空燃气涡轮发动机为大推重比航空燃气涡轮发动机。
本发明的新型的压气机、涡轮出口导向器尤其适用于高性能航空燃气涡轮发动机，相比于常规支板式出口导向器，其大幅度消除了残余旋流度，同时减少了导向器叶片数目，实现了发动机减重，克服了发动机上游关键气动部件高负荷化设计将恶化下游部件气动性能这一传统观念和技术偏见，进而提高了发动机推重比，降低了油耗率。
附图说明
图1为常规支板式压气机或涡轮出口导向器的结构示意图；
图2为常规支板式压气机或涡轮出口导向器的叶片分布图；
图3为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的结构示意图；
图4为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的叶片组的立体图；以及
图5为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的叶片组分布图。
具体实施方式
下面结合附图详细描述本发明的示例性的实施例，其中相同或相似的标号表示相同或相似的元件。另外，在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本披露实施例的全面理解。然而明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。在其他情况下，公知的结构和装置以图示的方式体现以简化附图。
图1为常规支板式压气机或涡轮出口导向器的结构示意图；图2为常规支板式压气机或涡轮出口导向器的叶片分布图。常规支板式压气机或涡轮出口导向器包括在圆周上均匀布置的多个叶片1，为使出口导向器用于高负荷设计的压气机或涡轮，叶片1被设计为具有较大轴向长度C1，并且叶片栅距S1较小，以在同样的圆周长度上容纳更多叶片1，以期提高出口导向器叶片的气流折转能力，使得常规的出口导向器能够部分消除压气机或涡轮末级的高残余旋流度。
根据本发明总体上的发明构思，提供了一种压气机或涡轮出口导向器，适用于航空燃气涡轮发动机，其中，所述出口导向器由在圆周上均匀布置的多个叶片组构成，每个叶片组由一个主叶片和一个襟翼叶片组成；所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在轴向上前后布置，并且在轴向上部分重叠；所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在周向上相互错开布置，并且在周向上部分重叠；所述襟翼叶片的厚度小于所述主叶片的厚度；所述主叶片的进气角度被配置为大于30°，出气角度被配置为轴向，并且所述襟翼叶片的进气角度被配置为小于15°，出气角度被配置为负值。
参照图3-5，图3为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的结构示意图；图4为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的叶片组的立体图；以及图5为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的叶片组分布图。其中，出口导向器由在圆周上均匀布置的多个叶片组构成，每个叶片组采用襟翼结构布局，由一个主叶片2和一个襟翼叶片3组成；主叶片2和襟翼叶片3被配置为在轴向上前后布置，并且在轴向上部分重叠(参见ΔX)，具体地主叶片2位于上游，襟翼叶片3位于下游；主叶片2和襟翼叶片3被配置为在周向上相互错开布置，并且在周向上部分重叠(参见ΔY)；襟翼叶片3的厚度明显小于主叶片2的厚度；主叶片2的进气角度α2被配置为大于30°，优选地被配置为30°至40°，出气角度被配置为轴向，并且襟翼叶片3的进气角度β被配置为小于15°，优选地被配置为10°至15°，出气角度被配置为负值(-δ)，优选地被配置为-5°至0°。
本发明的实施例将常规支板式出口导向器设计改进为由主叶片和襟翼叶片组成的高负荷出口导向器，其中高负荷出口导向器的主叶片2的进气角度α2是常规支板式出口导向器叶片1的进气角度α1的2倍以上，提高了导向器消除残余旋流度的能力；由于叶片的折转能力提高，可以适度降低出口导向器中叶片的数量，在本发明的实施例中，出口导向器的叶片栅距S2是常规支板式出口导向器叶片栅距S1的2倍以上，而出口导向器叶片组总的轴向长度C2+C3与常规出口导向器叶片的轴向长度C1保持一致，这样叶片组的数量相比常规支板式出口导向器的叶片数量减少，并且每组叶片的总重量不大于常规支板式出口导向器每个叶片的重量，从而实现了发动机的减重。同时导向器叶片组消除残余旋流度能力可以达到30°以上，损失大小与常规支板式出口导向器接近，非常适合用于高性能军民用航空燃气涡轮发动机上。
在图示的实施例中，主叶片2和襟翼叶片3在轴向上的重叠量ΔX为主叶片2的轴向长度的约5％，主叶片2和襟翼叶片3在周向上的重叠量ΔY为主叶片2的轴向长度的约15％；主叶片2和襟翼叶片3的吸力面最大马赫数位于各自的轴向弦长的15％处。
在图示的实施例中，主叶片2的轴向长度C2是襟翼叶片3的轴向长度C3的4倍以上，优选地为5-6倍；主叶片2和襟翼叶片3的最大厚度均位于各自的轴向弦长的20％处，并且主叶片2的最大厚度是襟翼叶片3的最大厚度的3倍以上，优选地为4-6倍。
根据本发明总体上的发明构思，还提供了一种航空燃气涡轮发动机，包括根据上述实施例的压气机或涡轮出口导向器，其中所述航空燃气涡轮发动机为大推重比航空燃气涡轮发动机。
与传统压气机、涡轮出口导向器相比，本发明采用的高负荷压气机、涡轮出口导向器叶片，具有如下效果：(1)减少了导向器叶片数目，减轻了重量，提高了发动机推重比；(2)可以大幅度提高出口导向器叶片消除压气机、涡轮出口残余旋流度能力，抑制由于气动部件(压气机、涡轮)高负荷设计引发的高残余旋流对下游关键部件(燃烧室或排气系统)的负面影响，为关键气动部件高负荷化设计以实现高性能军民用航空燃气涡轮发动机高推重比、低油耗率提供技术保障。
综上所述，本发明的压气机或涡轮出口导向器可直接用于航空燃气涡轮发动机，利用具有襟翼布局的高负荷压气机、涡轮出口导向器叶片组，在大幅度提高出口导向器叶片消除压气机、涡轮出口残余旋流度能力的同时减少出口导向器叶片数，保证气动部件(压气机、涡轮)高负荷设计引发的高残余旋流对下游关键部件(燃烧室或排气系统)没有负面影响，并实现了减轻重量，从而确发动机高推重比、低油耗率的要求。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行变化。本发明的适用范围由所附权利要求及其等同物限定。
附图标记列表：
1 叶片
C1 轴向长度
S1 叶片栅距
α1 进气角度(气流与轴向夹角)
2 主叶片
3 襟翼叶片
C2 主叶片轴向长度
C3 襟翼叶片轴向长度
S2 主叶片栅距
ΔX 轴向重叠量
ΔY 周向重叠量
α2 进气角度(气流与轴向夹角)
β 进气角度(气流与轴向夹角)
δ 出气角度(气流与轴向夹角)

Claims (8)

1.一种压气机或涡轮出口导向器，适用于航空燃气涡轮发动机，其中，
所述出口导向器由在圆周上均匀布置的多个叶片组构成，每个叶片组采用襟翼结构布局，每个叶片组由一个主叶片和一个襟翼叶片组成；
所述主叶片的轴向长度是所述襟翼叶片的轴向长度的4倍以上；
所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在轴向上前后布置，并且在轴向上部分重叠；
所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在周向上相互错开布置，并且在周向上部分重叠；
所述襟翼叶片的厚度小于所述主叶片的厚度；
所述主叶片的进气角度被配置为大于30°，出气角度被配置为轴向，并且所述襟翼叶片的进气角度被配置为小于15°，出气角度被配置为负值。
2.根据权利要求1所述的压气机或涡轮出口导向器，其特征在于：
所述主叶片和所述襟翼叶片在轴向上的重叠量为所述主叶片的轴向长度的5％，所述主叶片和所述襟翼叶片在周向上的重叠量为所述主叶片的轴向长度的15％。
3.根据权利要求1或2所述的压气机或涡轮出口导向器，其特征在于：
所述主叶片和所述襟翼叶片的最大厚度均位于各自的轴向弦长的20％处，并且所述主叶片的最大厚度是所述襟翼叶片的最大厚度的3倍以上。
4.根据权利要求1或2所述的压气机或涡轮出口导向器，其特征在于：
所述主叶片和所述襟翼叶片的吸力面最大马赫数位于各自的轴向弦长的15％处。
5.根据权利要求1所述的压气机或涡轮出口导向器，其特征在于：
所述主叶片的轴向长度是所述襟翼叶片的轴向长度的5-6倍。
6.根据权利要求3所述的压气机或涡轮出口导向器，其特征在于：
所述主叶片的最大厚度是所述襟翼叶片的最大厚度的4-6倍。
7.一种航空燃气涡轮发动机，包括根据权利要求1-6中任一项所述的压气机或涡轮出口导向器。
8.根据权利要求7所述的航空燃气涡轮发动机，其特征在于：
所述航空燃气涡轮发动机为大推重比航空燃气涡轮发动机。
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