CN110130994B - 涡扇发动机叶轮 - Google Patents

涡扇发动机叶轮 Download PDF

Info

Publication number
CN110130994B
CN110130994B CN201810105726.XA CN201810105726A CN110130994B CN 110130994 B CN110130994 B CN 110130994B CN 201810105726 A CN201810105726 A CN 201810105726A CN 110130994 B CN110130994 B CN 110130994B
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbofan engine
bypass
culvert
guide vanes
engine impeller
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810105726.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN110130994A (zh
Inventor
解亚东
刘晓锋
杨小贺
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Original Assignee
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd filed Critical AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority to CN201810105726.XA priority Critical patent/CN110130994B/zh
Publication of CN110130994A publication Critical patent/CN110130994A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110130994B publication Critical patent/CN110130994B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明提供了一种涡扇发动机叶轮，其包括一个支板和多个外涵导叶，所述外涵导叶沿周向间隔地排列在所述支板的两侧，所述外涵导叶呈弧形，包括前缘、吸力面、压力面和尾缘，所述吸力面和所述压力面连接所述前缘和所述尾缘；所述支板的前缘凸出于所述外涵导叶的前缘一段距离，所述外涵导叶的前缘位于同一轴向位置。本发明涡扇发动机叶轮改进了外涵支板和外涵导叶的融合结构，降低风扇出口的压力不均匀性，从而提高风扇的稳定性，降低风扇和导叶的转静干涉噪声。其通过后移外涵导叶，降低了风扇出口的压力不均匀性即压力系数，使得最小压力系数相对未移动前压力系数可减少30％左右，效果比较显著。

Description

涡扇发动机叶轮
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别适用于一种涡扇发动机叶轮。
背景技术
在航空发动机领域中，涡扇发动机是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机发展而成。与涡喷发动机比较，涡扇发动机主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨(扇)，将部分吸入的空气通过外涵道向后推。涡扇发动机最适合飞行速度400至1000公里时使用，因此现在大多数飞机均使用涡扇发动机。
图1为现有技术中外涵支板和外涵导叶分体式的示意图。图2为现有技术中外涵支板和外涵导叶分体式的基元叶片示意图。如图1和图2所示，外涵导叶10和外涵支板20为分体式，外涵支板20内通过径向传动轴21。
针对上述情况，航空发动机领域为了提高发动机的外涵效率、降低风扇和外涵导叶的转静干涉噪声、减轻发动机重量。国际上，通常采用外涵支板和导叶的设计已经由分体式设计变为融合式设计。
图3为现有技术中外涵支板和外涵导叶融合式的示意图。图4为现有技术中外涵支板和外涵导叶融合式的基元叶片示意图。如图3和图4所示，对于外融合的外涵支板和外涵导叶的设计，这种结构的缺点是会在风扇出口产生较强的不均匀压力。不均匀的压力将会对风扇的喘点性能有较大的干扰，可能会导致提前失速以及叶片颤振的风险。与此同时，不均匀的压力还会导致风扇和外涵导叶的噪声变强。
因此，本领域技术人员亟待要改进外涵支板和外涵导叶的融合结构，以克服上述缺陷。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中外涵支板和外涵导叶之间的融合结构会产生不均匀压力，导致噪音变强且干扰性能等缺陷，提供一种涡扇发动机叶轮。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
一种涡扇发动机叶轮，其特点在于，所述涡扇发动机叶轮包括一个支板和多个外涵导叶，所述外涵导叶沿周向间隔地排列在所述支板的两侧，所述外涵导叶呈弧形，包括前缘、吸力面、压力面和尾缘，所述吸力面和所述压力面连接所述前缘和所述尾缘；所述支板的前缘凸出于所述外涵导叶的前缘一段距离，所述外涵导叶的前缘位于同一轴向位置。
根据本发明的一个实施例，所述距离的取值范围为20mm-40mm。
根据本发明的一个实施例，所述外涵导叶的轴向长度的取值范围为150mm-230mm。
根据本发明的一个实施例，所述外涵导叶的叶型的厚度相对轴向位置为35％-40％。
根据本发明的一个实施例，所述支板的轴向长度为500mm-600mm。
根据本发明的一个实施例，所述支板的叶型的厚度相对轴向位置为30％-45％。
根据本发明的一个实施例，所述外涵导叶的数目为40-48片。
根据本发明的一个实施例，所述支板的数目为2-4片。
根据本发明的一个实施例，所述外涵导叶采用钛合金或复合材料制成。
根据本发明的一个实施例，所述支板采用钛合金铸造而成。
本发明的积极进步效果在于：
本发明涡扇发动机叶轮改进了外涵支板和外涵导叶的融合结构，降低风扇出口的压力不均匀性，从而提高风扇的稳定性，降低风扇和导叶的转静干涉噪声。其通过后移外涵导叶，降低了风扇出口的压力不均匀性即压力系数，使得最小压力系数相对未移动前压力系数可减少30％左右，效果比较显著。
附图说明
本发明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的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：
图1为现有技术中外涵支板和外涵导叶分体式的示意图。
图2为现有技术中外涵支板和外涵导叶分体式的基元叶片示意图。
图3为现有技术中外涵支板和外涵导叶融合式的示意图。
图4为现有技术中外涵支板和外涵导叶融合式的基元叶片示意图。
图5为本发明涡扇发动机叶轮中外涵导叶的结构示意图。
图6为本发明涡扇发动机叶轮的融合支板导叶设计的基元图。
图7为本发明涡扇发动机叶轮沿轴向移动外涵导叶的示意图。
图8为本发明涡扇发动机叶轮的外涵导叶移动距离对风扇出口压力不均匀性的影响示意图。
具体实施方式
为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。
现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。
此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。
此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。
图5为本发明涡扇发动机叶轮中外涵导叶的结构示意图。图6为本发明涡扇发动机叶轮的融合支板导叶设计的基元图。图7为本发明涡扇发动机叶轮沿轴向移动外涵导叶的示意图。
如图5至图7所示，本发明公开了一种涡扇发动机叶轮，其包括一个支板30和多个外涵导叶40，将外涵导叶40沿周向间隔地排列在支板30的两侧。外涵导叶40呈弧形，包括前缘41、吸力面42、压力面43和尾缘44，将吸力面42和压力面43连接前缘41和尾缘44。支板30的前缘31凸出于外涵导叶40的前缘41一段距离a，外涵导叶40的前缘41位于同一轴向位置。支板30上设有穿过的径向传动轴32。
优选地，距离a的取值范围为20mm-40mm，可以通过商业软件NUMECA计算发现降低风扇出口的压力不均匀性最高可降低30％(相对未发生轴向移动的情况)。
外涵导叶40的轴向长度的取值范围优选为150mm-230mm。外涵导叶40的叶型的厚度相对轴向位置为35％-40％。
支板30的轴向长度优选为500mm-600mm。支板30的叶型的厚度相对轴向位置为30％-45％。
进一步优选地，外涵导叶40的数目优选为40-48片。支板30起到支撑作用和联通内外涵油气管等装置的作用，支板30的数目优选为2-4片。外涵导叶40采用钛合金或复合材料制成。支板30采用钛合金铸造而成。
图8为本发明涡扇发动机叶轮的外涵导叶移动距离对风扇出口压力不均匀性的影响示意图。
如图8所示，横坐标表示外涵导叶移动距离(OGV沿支板向后为+，OGV沿支板向前为-)，纵坐标表示压力的不均性即压力系数(值越小越好)。压力系数的定义是(Pi_max-Pi_min)/Pave。其中，Pi_max是前缘静压的最大值，Pi_min是前缘静压的最小值，Pave是前缘静压的平均值。三种线表示不同风扇叶高出口，可以发现所有在1％、50％、99％叶展都有相同的规律。
同时由图8可见，移动的距离并非越大越好，而是存在一个最优值，移动的最优值是在20～40mm；最小压力系数(横坐标是30mm)相对未移动前压力系数(横坐标是0mm)可减少30％左右，效果比较显著。
综上所述，本发明涡扇发动机叶轮改进了外涵支板和外涵导叶的融合结构，降低风扇出口的压力不均匀性，从而提高风扇的稳定性，降低风扇和导叶的转静干涉噪声。其通过后移外涵导叶，降低了风扇出口的压力不均匀性即压力系数，使得最小压力系数相对未移动前压力系数可减少30％左右，效果比较显著。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述涡扇发动机叶轮包括一个支板和多个外涵导叶，所述外涵导叶沿周向间隔地排列在所述支板的两侧，所述外涵导叶呈弧形，包括前缘、吸力面、压力面和尾缘，所述吸力面和所述压力面连接所述前缘和所述尾缘；所述支板的前缘凸出于所述外涵导叶的前缘一段距离，所述外涵导叶的前缘位于同一轴向位置；所述距离的取值范围为20mm-40mm。
2.如权利要求1所述的涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述外涵导叶的轴向长度的取值范围为150mm-230mm。
3.如权利要求2所述的涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述外涵导叶的叶型的厚度相对轴向位置为35％-40％。
4.如权利要求1所述的涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述支板的轴向长度为500mm-600mm。
5.如权利要求4所述的涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述支板的叶型的厚度相对轴向位置为30％-45％。
6.如权利要求1所述的涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述外涵导叶的数目为40-48片。
7.如权利要求1所述的涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述支板的数目为2-4片。
8.如权利要求1-7任意一项所述的涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述外涵导叶采用钛合金或复合材料制成。
9.如权利要求1-7任意一项所述的涡扇发动机叶轮，其特征在于，所述支板采用钛合金铸造而成。
CN201810105726.XA 2018-02-02 2018-02-02 涡扇发动机叶轮 Active CN110130994B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810105726.XA CN110130994B (zh) 2018-02-02 2018-02-02 涡扇发动机叶轮

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810105726.XA CN110130994B (zh) 2018-02-02 2018-02-02 涡扇发动机叶轮

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110130994A CN110130994A (zh) 2019-08-16
CN110130994B true CN110130994B (zh) 2021-09-07

Family

ID=67566913

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810105726.XA Active CN110130994B (zh) 2018-02-02 2018-02-02 涡扇发动机叶轮

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110130994B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111523220B (zh) * 2020-04-17 2023-03-21 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种考虑流动影响的风扇、压气机转静干涉宽频噪声快速预测方法
CN113252351B (zh) * 2021-06-10 2021-10-01 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 一种缩尺试验件及对外涵分墙导叶的截断方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1240706B (de) * 1964-05-08 1967-05-18 Rolls Royce Brennkammer fuer Gasturbinenstrahltriebwerke
US5649419A (en) * 1995-01-27 1997-07-22 The Boeing Company Rotating acoustically lined inlet splitter for a turbo-fan engine
CN101092966A (zh) * 2007-07-23 2007-12-26 北京航空航天大学 航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局
EP2362065A2 (de) * 2010-02-26 2011-08-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Nebenstromkanal mit Nachleitschaufelkranz in einem Turbofantriebwerk
DE102010002395A1 (de) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofantriebwerk mit im Nebenstromkanal angeordneten Leitschaufeln und Stützstreben
EP2495425A2 (de) * 2011-03-04 2012-09-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Strahltriebwerksvorrichtung mit einem Nebenstromkanal
CN203614229U (zh) * 2013-12-12 2014-05-28 中航商用航空发动机有限责任公司 发动机融合外涵出口导叶支板结构以及航空发动机

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010014900A1 (de) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1240706B (de) * 1964-05-08 1967-05-18 Rolls Royce Brennkammer fuer Gasturbinenstrahltriebwerke
US5649419A (en) * 1995-01-27 1997-07-22 The Boeing Company Rotating acoustically lined inlet splitter for a turbo-fan engine
CN101092966A (zh) * 2007-07-23 2007-12-26 北京航空航天大学 航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局
EP2362065A2 (de) * 2010-02-26 2011-08-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Nebenstromkanal mit Nachleitschaufelkranz in einem Turbofantriebwerk
DE102010002395A1 (de) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofantriebwerk mit im Nebenstromkanal angeordneten Leitschaufeln und Stützstreben
EP2495425A2 (de) * 2011-03-04 2012-09-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Strahltriebwerksvorrichtung mit einem Nebenstromkanal
CN203614229U (zh) * 2013-12-12 2014-05-28 中航商用航空发动机有限责任公司 发动机融合外涵出口导叶支板结构以及航空发动机

Also Published As

Publication number Publication date
CN110130994A (zh) 2019-08-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9790797B2 (en) Subsonic swept fan blade
US9915229B2 (en) Bleed duct assembly for a gas turbine engine
US11078805B2 (en) Inclination of forward and aft groove walls of casing treatment for gas turbine engine
JP2014533809A (ja) 特に、一体型ブレード付きディスク用のタービンエンジンブレード
US11353038B2 (en) Compressor rotor for supersonic flutter and/or resonant stress mitigation
US10443607B2 (en) Blade for an axial flow machine
US9909429B2 (en) Lightweight blade for gas turbine engine
US20160032727A1 (en) Rotor blade with a conic spline fillet at an intersection between a platform and a neck
US10329931B2 (en) Stator assembly for a gas turbine engine
EP3543463A2 (en) Strut for a gas turbine engine
CN110130994B (zh) 涡扇发动机叶轮
US10054059B2 (en) Nacelle and compressor inlet arrangements
US10151210B2 (en) Endwall contouring for airfoil rows with varying airfoil geometries
EP3236012A1 (en) Gas turbine engine transition duct and turbine center frame
EP3354848A1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
EP3045663B1 (en) Integrally bladed fan rotor with pressure side thickness on blade traing edge
US12117019B2 (en) Engine systems and methods
EP3536902B1 (en) Gas turbine engine component
US11118466B2 (en) Compressor stator with leading edge fillet
US10260350B2 (en) Gas turbine engine airfoil structure
US20220018257A1 (en) Turbomachine blade having a maximum thickness law with high flutter margin
EP3008290B1 (en) Turbine vane with variable trailing edge inner radius

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant