CN107228095B - 一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空燃气轮机技术领域，公开了一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，包括静子叶片，转子叶片和带有引气循环腔的机匣，其中，引气循环腔位于机匣内部，由引气循环腔入口，高压气体稳压腔和主引气管构成，入口处铰接的柔性进口侧壁可在压差作用下自适应调控开度，其极限开度位置受液压控制的限位支杆或柔性进口侧壁极限位置挡块约束，不同工作状态可通过设置不同极限开度，并在开度范围内自适应调节。通过自循环引气结构，改善了压气机转子叶尖泄漏流动及静子角区分离流动；通过异物分离装置，及时清除了进入压气机内的异物，确保压气机的稳定运行；通过高压气体稳压腔，为飞机及发动机提供所需要的高压气体。

Description

一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机

技术领域

本发明涉及航空燃气轮机技术领域，尤其涉及一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机。

背景技术

在航空发动机内部的流动中，压气机内流动由于空间小，承受的逆压梯度作用强，从而使得流场中具有复杂的涡系结构；位于静子端区的角区分离结构及位于转子叶尖的泄漏流结构是压气机内部主要的二次流结构，是压气机内部流动损失和堵塞的主要来源，对压气机的压比、效率、裕度等性能具有至关重要的影响，严重时会引起压气机的失速和喘振，带来灾难性后果；经过几十年的研究，众多科研工作者们已经对压气机静子角区流动及转子叶尖流动有了较深的认识，但由于其空间的局限性，流动的复杂性，目前还未能很好地根据已有的研究结果实现压气机内流动的有效控制；尤其是充分利用压气机内流动逐级增压的特点，通过某种自循环调节机构，同时利用并改善不利于性能的流动结构，达到提升压气机性能的目的。

压气机内部的流道为收缩流道，越往后面级叶片分布越稠密，流动空间越小，进入发动机的异物若得不到及时清除，会对紧密排列的叶片造成损坏，严重时甚至导致发动机无法正常工作，从而造成飞机失去动力源的严重后果；此外，在飞机飞行的过程中，座舱的空气调节及增压、机翼及发动机整流罩防冰、发动机热端部件冷却等均需从压气机级引入高压气体，且随着飞机飞行状态的改变，引气需求及压气机工作状态均有所改变，不适当的引气会对压气机内主流流场造成干扰，使得压气机工作工况发生改变，性能急剧下降。

发明内容

(一)待解决的技术问题

本发明的目的在于，提供一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，通过自循环引气结构，改善压气机下游转子叶尖泄漏流动及上游静子角区分离流动；通过引气腔进口的异物分离装置，及时清除进入压气机内的异物，确保压气机的稳定运行，同时防止异物堵塞引气支管，导致引气循环系统失效；通过稳定引流气体的高压气体稳压腔，可选择性地为飞机及发动机提供所需要的高压气体。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，包括静子叶片，转子叶片和带有引气循环腔的机匣；所述静子叶片布置在压气机内流通道上游，所述转子叶片布置在压气机内流通道下游且与机匣间存在叶顶间隙；所述引气循环腔位于机匣内部，由引气循环腔入口，高压气体稳压腔和主引气管构成；所述引气循环腔入口位于转子叶片的叶顶间隙上方；所述引气循环腔进口段侧壁由位于上游方向的柔性进口侧壁和位于下游方向的圆弧状刚性进口侧壁组成；所述柔性进口侧壁与机匣通过柔性进口侧壁铰接轴相铰接；所述高压气体稳压腔为全环通腔，其与引气循环腔连接处具有异物冲击挡块结构，在高压气体稳压腔底部具有异物收集腔结构；所述主引气管通过引气管分流隔分为引气支管I和引气支管II；所述引气支管I中的气流作用于上游静子叶片位于机匣侧的机匣侧射流孔；所述引气支管II中的气流作用于上游静子叶片位于轮毂侧的轮毂侧射流孔。

其中，所述引气循环腔在机匣内部环列布置，且数目等同于上游静子叶片的数目，周向跨度为上游静子叶片机匣侧栅距的一半。

其中，所述柔性进口侧壁由限位支杆或柔性进口侧壁极限位置挡块进行限位，在引气腔内压大于转子叶尖区域压力或无气流冲击作用时处于长闭状态；所述柔性进口侧壁的开度在限位支杆伸出时，受限位支杆限制，在限位支杆完全收起时，受柔性进口侧壁极限位置挡块限制；所述限位支杆的伸出量通过液压腔进行调控。

其中，所述高压气体稳压腔与飞机及发动机的高压气体供应系统通过阀门控制连接，按需求动态调控，为飞机及发动机提供高压气体。

其中，所述机匣侧射流孔位于静子叶片机匣侧叶根处，展向起始位置为静子叶片吸力面与机匣端壁交接处，展向高度不大于静子叶片全叶片高度的20％；所述机匣侧射流孔出口处沿流向与静子叶片吸力面采用大曲率圆弧光滑过渡，且流向起始位置位于静子叶片吸力面根部25％轴向弦长前；所述机匣侧射流孔出口处宽度与出口处用于和静子叶片吸力面过渡的圆弧半径的比值不大于0.05，以满足科恩达效应，形成自适应的附壁射流。

其中，所述轮毂侧射流孔位于静子叶片轮毂侧叶根处，展向起始位置为静子叶片吸力面与轮毂端壁交接处，展向高度不大于静子叶片全叶片高度的20％；所述轮毂侧射流孔出口处沿流向与静子叶片吸力面采用大曲率圆弧光滑过渡，且流向起始位置位于静子叶片吸力面根部25％轴向弦长前；所述静子叶片轮毂侧射流孔出口处宽度与出口处用于和静子叶片吸力面过渡的圆弧半径的比值不大于0.05，以满足科恩达效应，形成自适应的附壁射流。

(三)有益效果

本发明提供的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，具有以下有益效果：

(1)通过自循环引气结构，使得下游转子叶片叶尖泄漏流体进入引气循环腔内，改善压气机内部由于叶尖泄漏流动造成的流动损失，提高转子做功能力，提高压气机稳定裕度。

(2)通过自循环引气结构，使得来自下游转子叶片叶尖的高压流体通过上游静子叶片吸力面侧叶根处射流孔作用于静子叶片端区，在压差作用下提供自适应射流，抑制静子叶片通道的三维角区分离流动，增大静子叶片环量及扩压能力，拓宽静子叶片的有效工作攻角范围。

(3)在转子叶片离心力的作用下，流道中的异物被甩入引气循环腔中，沿刚性进口侧壁打到异物冲击挡块上，损失动能后落入异物收集腔内，避免异物打伤后排叶片及在渐缩型的流道中对后面级流道造成堵塞，同时也避免异物进入引气支管，导致引气循环系统失效。

(4)来自于转子叶尖的高压气体充满高压气体稳压腔，引气循环腔压力与引气循环腔入口处转子叶尖压力共同决定了柔性进口侧壁的开度，使得柔性进口侧壁在限位支杆或柔性进口侧壁挡块约束范围内自适应调整。

(5)高压气体稳压腔与飞机及发动机的高压气体供应系统通过阀门控制连接，按需求动态控制为飞机及发动机提供高压气体；当飞机及发动机高压气体需求大时，优先进行供给，此时稳压腔压力有所降低，柔性进口侧壁开度有所增大，压差的减小使得通过引气管供应给上游静子叶片叶根射流孔的流体有所减小，当稳压腔压力低于上游静子叶片叶根处射流孔处压力时，可由于倒吸作用，吸除部分静子叶片三维角区流体，同样起到抑制静子叶片三维角区分离的效果；当飞机及发动机高压气体需求小时，稳压腔与高压气体供应系统间的阀门关闭，稳压腔压力回升，此时从转子叶尖吸入的气体主要用于上游静叶叶根处的自适应射流调节，柔性进口侧壁开度自适应动态调整。

附图说明

图1是本发明的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机在限制循环模式的剖视图；

图2是图1中I部分的局部放大图；

图3是图1中II部分的局部放大图；

图4是图1中A-A截面示意图；

图5是图1中B-B截面示意图；

图6是本发明的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机在完全循环模式的剖视图；

图7是图6中I部分的局部放大图；

图8是本发明的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机在关闭循环模式的剖视图；

图9是图8中I部分的局部放大图；

图中，1：转子轮盘；2：转子叶片；3：机匣；4：引气循环腔入口；5：刚性进口侧壁；6：异物收集腔；7：柔性进口侧壁；8：高压气体稳压腔；9：异物冲击挡块；10：引气循环腔；11：柔性进口侧壁极限位置挡块；12：直线轴承；13：限位支杆；14：液压腔；15：柔性进口侧壁铰接轴；16：主引气管；17：引气管分流隔；18：引气支管I；19：引气支管II；20：静子叶片；21：机匣侧射流孔；22：轮毂侧射流孔；23：静子叶片轮毂端壁；24：静子叶片前缘；25：静子叶片压力面；26：静子叶片尾缘；27：叶顶间隙；28：静子叶片吸力面；29：完全循环模式柔性进口侧壁最大开度极限位置；30：限制循环模式柔性进口侧壁最大限制位置。

具体实施方式

以下结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

(1)限制循环模式：

如图1、图2所示，本发明的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机包括位于上游的静子叶片20，位于下游的转子叶片2及带有引气循环腔10的机匣3；转子叶片叶尖与机匣间具有叶顶间隙27；引气循环腔10位于机匣3内部，由引气循环腔入口4，高压气体稳压腔8和主引气管16构成。

引气循环腔入口4位于转子叶片的叶顶间隙27上方，引气循环腔入口4进口段由位于上游方向的柔性进口侧壁7和位于下游方向的刚性进口侧壁5组成；优选的，柔性进口侧壁7与叶顶处机匣3型线采用小夹角光滑曲率过渡，避免流动分离的产生；优选的，刚性进口侧壁5采用一定曲率的圆弧，使得在转子离心力作用下进入引气循环腔10的异物随流体绕流刚性进口侧壁5时进一步在离心力的作用下打在位于高压气体稳压腔8与引气循环腔10相连处的异物冲击挡块9上。

高压气体稳压腔8与异物收集腔6为全环通腔，且高压气体稳压腔8在与引气循环腔10连接处具有异物冲击挡块9结构；异物打击异物冲击挡块9后由于动能亏损落入位于高压气体稳压腔8底部的异物收集腔6中。

如图1、图2所示的限制循环模式下，柔性进口侧壁7的活动范围受限位支杆13位置的调控；在液压系统的控制下，与限位支杆13相连的液压腔14对限位支杆13的位置进行了约束，柔性进口侧壁7在引气循环腔10内压力大于流道中转子叶片的叶顶间隙27区域压力时处于闭合状态；在具有压差作用时，柔性进口侧壁7位置可在闭合状态和限位支杆13约束的限制循环模式柔性进口侧壁最大限制位置30间自适应调整，最大开度的约束避免了在部分流态进入引气循环腔10的流量过大进而对转子叶片2的性能造成影响；高压气体稳压腔8与飞机及发动机的高压气体供应系统相连，按需求动态调控为飞机及发动机提供高压气体；当高压气体稳压腔8中的气流用于飞机及发动机的高压气体供应系统气流补给时，高压气体稳压腔8中的压力有所降低，柔性进口侧壁7开度较大，由于高压气体稳压腔8中气流的压力亏损，进入主引气管16的气流会有所减少，当高压气体稳压腔8中的压力进一步低于机匣侧射流孔21和轮毂侧射流孔22处压力时，会由于压差作用形成倒吸，同样起到吸除静子叶片20端区低能流体抑制静子中三维角区分离的效果，吸除的静子叶片端区的高压低能流体此时通过引气支管I18和引气支管II19进入主引气管16，汇入引气循环腔10及高压气体稳压腔8中，为飞机及发动机提供高压气体；在高压气体稳压腔8中气体不用于飞机及发动机的高压气体供应系统气流补给时，引气循环腔10及高压气体稳压腔8的压力有所回升，此时的高压气体主要通过主引气管16在如图3所示的引气管分流隔17的作用下受压差作用自适应地分为两股，分别进入引气支管I18和引气支管II19。

引气支管I18中的气流作用于上游静子叶片20位于机匣侧的机匣侧射流孔21；带机匣侧射流孔21的静子叶片20截面及机匣侧射流孔21的局部放大图如图4所示；在压差作用下，机匣侧射流孔21出口处产生略大于当地主流速度的自适应射流；机匣侧射流孔21位于静子叶片机匣侧叶根处，展向起始位置为静子叶片吸力面28与机匣3端壁交接处，展向高度不大于静子叶片20全叶片高度的20％，机匣侧射流孔21出口处沿流向与静子叶片吸力面28采用大曲率圆弧光滑过渡，且流向起始位置位于静子叶片吸力面28根部分离区(约25％轴向弦长)前，使得所形成的自适应射流有效地作用于位于静子叶片20端区的三维角区结构，在射流携带作用下将堆积在角区的低能流体吹向下游，减弱由于三维角区造成的流道拥堵程度，降低静子叶片20通道的总压损失，改善静子叶片20的扩压性能；当静子叶片20在非设计工况运行时，可通过停止高压气体稳压腔8对飞机及发动机高压气体供应系统的高压气体补给，增大引气循环腔入口处柔性进口侧壁7对限制循环模式柔性进口侧壁最大限制位置30的限制，使得进入引气循环腔10的气流优先用于静子叶片20通道的流动控制，拓宽上游静子叶片20的有效工作攻角范围；引气支管II19中的气流作用于上游静子叶片20位于轮毂侧的轮毂侧射流孔22，如图5所示，其作用过程及原理与静子叶片20位于机匣侧的机匣侧射流孔21相同，这里不再赘述。

(2)完全循环模式：

如图6、图7所示，在(1)的基础上，若压气机处于平稳工作过程(例如巡航阶段)或者关闭高压气体稳压腔8对飞机及发动机高压气体供应系统供应高压气流的状态，可完全收回限位支杆，此时引气循环腔入口4处柔性进口侧壁7开度受柔性进口侧壁极限位置挡块11的约束，柔性进口侧壁7的真实开度由通往上游静子叶片20叶根处的引气支管I18在机匣侧射流孔21处的压力及通往上游静子叶片20叶根处的引气支管II19在轮毂侧射流孔22处的压力以及转子叶片的叶顶间隙27与引气循环腔入口4处压力共同决定。

(3)关闭循环模式：

如图8、图9所示，在起降阶段等特殊流态下，可通过液压腔14控制限位支杆13，使得柔性进口侧壁7处于闭合状态，关闭循环模式。

以上所述的三种工作模式实施例，对本发明专利的目的、技术方案和有益效果进一步进行了详细的说明，以上所述仅为本发明的具体实施例，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，其特征在于：包括静子叶片，转子叶片和带有引气循环腔的机匣；所述静子叶片布置在压气机内流通道上游，所述转子叶片布置在压气机内流通道下游且与机匣间存在叶顶间隙；所述引气循环腔位于机匣内部，由引气循环腔入口，高压气体稳压腔和主引气管构成；所述引气循环腔入口位于转子叶片的叶顶间隙上方；所述引气循环腔进口段侧壁由位于上游方向的柔性进口侧壁和位于下游方向的圆弧状刚性进口侧壁组成；所述柔性进口侧壁与机匣通过柔性进口侧壁铰接轴相铰接；所述高压气体稳压腔为全环通腔，其与引气循环腔连接处具有异物冲击挡块结构，在高压气体稳压腔底部具有异物收集腔结构；所述主引气管通过引气管分流隔分为引气支管I和引气支管II；所述引气支管I中的气流作用于上游静子叶片位于机匣侧的机匣侧射流孔；所述引气支管II中的气流作用于上游静子叶片位于轮毂侧的轮毂侧射流孔。

2.如权利要求1所述的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，其特征在于，所述引气循环腔在机匣内部环列布置，且数目等同于上游静子叶片的数目，周向跨度为上游静子叶片机匣侧栅距的一半。

3.如权利要求1或2所述的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，其特征在于，所述柔性进口侧壁由限位支杆或柔性进口侧壁极限位置挡块进行限位，在引气腔内压大于转子叶尖区域压力或无气流冲击作用时处于长闭状态；所述柔性进口侧壁的开度在限位支杆伸出时，受限位支杆限制，在限位支杆完全收起时，受柔性进口侧壁极限位置挡块限制；所述限位支杆的伸出量通过液压腔进行调控。

4.如权利要求3所述的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，其特征在于，所述高压气体稳压腔与飞机及发动机的高压气体供应系统通过阀门控制连接，按需求动态调控，为飞机及发动机提供高压气体。

5.如权利要求4所述的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，其特征在于，所述机匣侧射流孔位于静子叶片机匣侧叶根处，展向起始位置为静子叶片吸力面与机匣端壁交接处，展向高度不大于静子叶片全叶片高度的20％；所述机匣侧射流孔出口处沿流向与静子叶片吸力面采用大曲率圆弧光滑过渡，且流向起始位置位于静子叶片吸力面根部25％轴向弦长前；所述机匣侧射流孔出口处宽度与出口处用于和静子叶片吸力面过渡的圆弧半径的比值不大于0.05，以满足科恩达效应，形成自适应的附壁射流。

6.如权利要求4所述的一种改善转子叶尖及静子角区流动的自适应压气机，其特征在于，所述轮毂侧射流孔位于静子叶片轮毂侧叶根处，展向起始位置为静子叶片吸力面与轮毂端壁交接处，展向高度不大于静子叶片全叶片高度的20％；所述轮毂侧射流孔出口处沿流向与静子叶片吸力面采用大曲率圆弧光滑过渡，且流向起始位置位于静子叶片吸力面根部25％轴向弦长前；所述轮毂侧射流孔出口处宽度与出口处用于和静子叶片吸力面过渡的圆弧半径的比值不大于0.05，以满足科恩达效应，形成自适应的附壁射流。