CN109538525A - 大涵道比涡扇发动机及航空发动机压缩系统 - Google Patents

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陈云永
刘晓锋
王家广
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Abstract

本发明的目的在于提供一种大涵道比涡扇发动机及航空发动机压缩系统，其能够在尽量少增加发动机质量前提下，改善风扇内涵以及增加级整体增压效果。根据本发明的航空发动机压缩系统，包括预压缩构型，所述预压缩构型位于风扇转子前端且位于进气锥的后端；所述预压缩构型包括整流外环、叶身和内流道环，所述整流外环位于外环，所述内流道环位于内环，多个所述叶身位于该外环、所述内环之间，所述整流外环、所述叶身和所述内流道环构成收缩通道。

Description

大涵道比涡扇发动机及航空发动机压缩系统
技术领域
本发明涉及航空发动机压缩系统。
背景技术
目前国内外航空发动机压缩系统中，主要采用与风扇转子同转速的增压级在风扇叶片后内涵道对气体做功。
为增加压缩效果，US6173566B1公开一种预压缩方案，其采用可拆卸的增压级来实现。DE102014226696A1公开了在风扇上游设置预增压器，但该预增压器也为由多个叶片组成的增压级。DE4131713A1采用的预增压器也是增压级叶片形式。
此类设计技术中存在以下问题：
受风扇叶尖处流速限制，风扇及增压级转子转速不能很高，进而使得气体在内涵通过增压级时增压效果较差；若提高增压级出口压比，则不得不增加增压级的数量，导致风扇增压级轴向尺寸增大，进而增加了发动机质量。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大涵道比涡扇发动机及航空发动机压缩系统，其能够在尽量少增加发动机质量前提下，改善风扇内涵以及增加级整体增压效果。
根据本发明的航空发动机压缩系统，包括预压缩构型，所述预压缩构型位于风扇转子前端且位于进气锥的后端；所述预压缩构型包括整流外环、叶身和内流道环，所述整流外环位于外环，所述内流道环位于内环，多个所述叶身位于该外环、所述内环之间，所述整流外环、所述叶身和所述内流道环构成收缩通道。
在一个实施例中，所述预压缩构型与风扇转子内涵段共同构成增压级前的内涵增压部分，所述预压缩构型的叶身与风扇转子内涵段叶型共同构成高弦长叶型。
在一个实施例中，所述整流外环、叶身和内流道环的成型材料为碳纤维树脂基复合材料。
在一个实施例中，所述整流外环、叶身和内流道环通过编织工艺和树脂传递模塑成型的方式形成一整体。
在一个实施例中，所述整流外环前端、所述叶身前端均通过粘结金属包边的方式增加其抗冲击性。
在一个实施例中，所述预压缩构型为钛合金材料，通过机加工的方式构成一整体。
一种大涵道比涡扇发动机，其包括任一项所述的航空发动机压缩系统。
根据前述的方案，新型的预压缩构型用于航空发动机压缩系统，能够与风扇转子内涵段共同构成增压级前的内涵增压部分，气流在通过该部分时，可获得更高的压比，进而在尽量少增加质量的前提下，有效改善风扇内涵及增压级的整体增压效果。
附图说明
本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
图1是根据本发明的航空发动机压缩系统的预压缩构型的示意图。
图2是沿图1中A-A线的剖面图。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。
图1至图2所示，根据本发明的用于航空发动机压缩系统的新型预压缩构型，安装在进气锥4与风扇转子5之间，包括整流外环1、叶身2和内流道环3，内流道环3的前端与进气锥4连接，内流道环3的后端与风扇转子5 连接，叶身2与风扇转子5内涵段叶型共同构成增压级6前的内涵增压部分的叶型。叶身2与风扇转子5之间尽量接近，在一个实施例中，二者留有间隙。在一个实施例中，叶身2的数量等于风扇转子5的数量，各叶身2与对应的风扇转子5之间构成一个翼型。
在一个实施例中，整流外环1、叶身2和内流道环3选用的材料为碳纤维树脂基复合材料，其材质具有优异的比强度，同时具有耐腐蚀性、抗裂纹扩展性能好等性能，所述整流外环1、叶身2和内流道环3通过编织工艺和树脂传递模塑成型(RTM成形)的方式形成一整体。
如图1所示，内流环道3的前端通过螺栓与进气锥4连接固定，后端通过螺栓与风扇转子5的转子叶盘连接固定。
如图1所示，一方面所述新型预压缩构型的整流外环1、叶身2和内流道环3构成收缩通道，为压缩气流做出一定贡献。另一方面，如图2所示，新型预压缩构型的叶身2与风扇转子5内涵段叶型共同构成增压级6前的内涵增压部分的高弦长叶型，使得气流在流经该部分时，能够在更长的距离上获得转子提供的动能，进而获得相对于常规风扇转子内涵段更佳的增压效果。
在另一实施例中，所述分流外环前端、叶身前端均可通过粘结金属包边的方式增加其抗冲击性。
在另一实施例中，所述新型预压缩构型也可以选用其他材料或其他工艺方式结合成一整体的方式，如选用钛合金，通过机加工的方式构成一整体，也可实现本发明的目的。
根据前述实施例的应用于航空发动机压缩系统的新型预压缩构型，采用的整流外环、叶身和内流道环通过编织+RTM成形或机加工的方式构成一整体，利用整流外环、叶身和内流道环构成收缩通道，以及叶身与风扇转子内涵段叶型共同构成高弦长的叶型，能够使得气流在通过该部分时，可获得更高的压比，进而在尽量少增加质量的前提下，有效改善风扇内涵及增压级的整体增压效果。
前述实施例尤其适合于大涵道比涡扇发动机。
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (7)

1.航空发动机压缩系统，其特征在于，包括预压缩构型，所述预压缩构型位于风扇转子前端且位于进气锥的后端；所述预压缩构型包括整流外环、叶身和内流道环，所述整流外环位于外环，所述内流道环位于内环，多个所述叶身位于该外环、所述内环之间，所述整流外环、所述叶身和所述内流道环构成收缩通道。
2.如权利要求1所述的航空发动机压缩系统，其特征在于，所述预压缩构型与风扇转子内涵段共同构成增压级前的内涵增压部分，所述预压缩构型的叶身与风扇转子内涵段叶型共同构成高弦长叶型。
3.如权利要求1所述的航空发动机压缩系统，其特征在于，所述整流外环、叶身和内流道环的成型材料为碳纤维树脂基复合材料。
4.如权利要求3所述的航空发动机压缩系统，其特征在于，所述整流外环、叶身和内流道环通过编织工艺和树脂传递模塑成型的方式形成一整体。
5.如权利要求1所述的航空发动机压缩系统，其特征在于，所述整流外环前端、所述叶身前端均通过粘结金属包边的方式增加其抗冲击性。
6.如权利要求1所述的航空发动机压缩系统，其特征在于，所述预压缩构型为钛合金材料，通过机加工的方式构成一整体。
7.一种大涵道比涡扇发动机，其特征在于，包括如权利要求1至6中任一项所述的航空发动机压缩系统。
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