CN112254973B - 高压压气机试验件机构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种高压压气机试验件机构，用于模拟涡扇发动机整机工作环境，其包括高压压气机本体，在所述高压压气机本体的进口设置有进口支板及过渡段流道，在所述进口支板及过渡段流道的上游设置有畸变装置，且所述畸变装置位于所述进口支板及过渡段流道的外流道。本发明提供了一种能够精确模拟整机环境下高压压气机试验结构形式，包括进口畸变装置形式，高压压气机本体，以及出口模拟燃烧室形式。同时，提供了一组高压压气机进口畸变装置结构方案，可以产生进口压力剖面，该剖面与整机环境下高压压气机进口压力剖面一致。

Description

高压压气机试验件机构
技术领域
本发明涉及涡扇发动机高压压气机试验件领域，特别涉及一种高压压气机试验件机构。
背景技术
图1为现有技术中典型涡扇发动机的整机结构示意图。
如图1所示，在现有技术中，典型的民用涡扇航空发动机通常为双涵道构型。整机试验时，空气从飞机进气道流入发动机以后，首先经过风扇10进入发动机本体，紧接着流过分流环分成两部分，一部分经过外涵排出发动机，一部分通过支板过渡段通道20流入高压压气机。其中，支板出口位置30属于高低压气机的分界面。气流经过高压压气机本体40压缩后形成高温高压气体，在真实燃烧室50充分燃烧之后经过高压涡轮60排出核心机。
通常，在做整机试验验证前，需要首先进行部件试验验证，高压压气机试验时，必须确保支板出口位置30的压力剖面分布与整机环境下的形式相同，这样获取的试验结果真实可信。
图2为常规高压压气机试验件的结构示意图。
如图2所示，常规压气机试验件设计时，往往忽略这一点，进口采用平直流道，也未采用任何装置产生进口压力剖面，以此模拟真实整机出口的工作环境。因此产生的径向压力分布往往是均匀的（如图8中103所示），从而导致高压压气机部件试验结果往往不能反映真实整机环境下的工作情况。同时，常规压气机试验件结构通过高压压气机试验件排气装置500直接排入大气，与真实发动机环境下出口工作环境差异较大。
因此，现有技术未充分模拟高压压气机整机进口气流条件和出口工作环境，导致高压压气机部件试验与整机试验存在一定差异，获取的部件试验结果不能充分反映整机状态下的工作环境。
总的来说，现有技术中的压气机试验件存在如下问题：
一、现有压气机试验件结构未能完全模拟整机环境下高压压气机进、出口条件，试验验证结果存在不准确性，需要一种能够完全模拟整机工作环境的高压压气机试验件结构解决该问题。
二、需要设计一种畸变装置能够产生进口径向压力剖面，以模拟整机环境高压压气机进口的工作环境。
有鉴于此，本领域技术人员研制了一种高压压气机试验件机构，用于模拟真实涡扇发动机工作环境，以期克服上述技术问题。
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高压压气机部件试验与整机试验存在一定差异，获取的部件试验结果不能充分反映整机状态下的工作环境的缺陷，提供一种高压压气机试验件机构。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
一种高压压气机试验件机构，用于模拟涡扇发动机整机工作环境，其特点在于，所述高压压气机试验件机构包括高压压气机本体，在所述高压压气机本体的进口设置有进口支板及过渡段流道，在所述进口支板及过渡段流道的上游设置有畸变装置，且所述畸变装置位于所述进口支板及过渡段流道的外流道。
根据本发明的一个实施例，所述畸变装置包括相互连接的斜坡段和圆弧面，所述斜坡段位于所述圆弧面的上游。
根据本发明的一个实施例，所述畸变装置的安装位置满足关系式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；d表示所述畸变装置的安装高度。
根据本发明的一个实施例，所述斜坡段的深度满足关系式：
Figure 791088DEST_PATH_IMAGE002
；其中，b表示所述斜坡段的深度，e表示所述高压压气机试验件机构的进口高度。
根据本发明的一个实施例，所述圆弧面满足关系式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
；
其中，r表示所述圆弧面的半径，b表示所述斜坡段的深度。
根据本发明的一个实施例，所述斜坡段满足关系式：
Figure 708229DEST_PATH_IMAGE004
其中，a表示所述斜坡段在水平方向上的长度；b表示所述斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
根据本发明的一个实施例，所述斜坡段与水平面之间的夹角α的取值范围为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
。
根据本发明的一个实施例，所述畸变装置的参数为：
Figure 566594DEST_PATH_IMAGE006
；
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；b表示所述斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
根据本发明的一个实施例，所述畸变装置的参数为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE007
；
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；b表示斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
根据本发明的一个实施例，所述高压压气机本体的出口设置有模拟燃烧室和高压压气机试验件排气装置，所述高压压气机试验件排气装置安装在所述模拟燃烧室的下游。
根据本发明的一个实施例，所述模拟燃烧室采用多层环状结构，将所述高压压气机本体的出口气流分成三个环形通道排出，并通过所述高压压气机试验件排气装置排出大气。
根据本发明的一个实施例，所述模拟燃烧室包括外环外壁面、外环内壁面、内环外壁面和内环内壁面，所述内环外壁面和所述内环内壁面位于所述外环外壁面和所述外环内壁面之间。
本发明的积极进步效果在于：
本发明高压压气机试验件机构提供了一种能够精确模拟整机环境下高压压气机试验结构形式，包括进口畸变装置形式，高压压气机本体，以及出口模拟燃烧室形式。同时，提供了一组高压压气机进口畸变装置结构方案，可以产生进口压力剖面，该剖面与整机环境下高压压气机进口压力剖面一致。
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为现有技术中典型涡扇发动机的整机结构示意图。
图2为常规高压压气机试验件的结构示意图。
图3为本发明高压压气机试验件机构的结构示意图。
图4为图3中A部分的放大图。
图5为图3中模拟燃烧室结构沿B向的剖视图。
图6为本发明高压压气机试验件机构的气流流动示意图。
图7为常规插板气流流动示意图。
图8为本发明高压压气机试验件机构的进口截面位置总压压力剖面分布示意图。
图9为本发明高压压气机试验件机构的模拟燃烧室内环腔结构的流线图。
图10为本发明高压压气机试验件机构的模拟燃烧室内的气流漩涡示意图。
【附图标记】
风扇10，支板过渡段通道20，支板出口位置30，高压压气机本体40，真实燃烧室50，高压涡轮60，进口支板及过渡段流道200，畸变装置300，斜坡段310，圆弧面320，斜坡段在水平方向上的长度a，斜坡段在垂直方向上的高度b，圆弧面的半径r，模拟燃烧室400，高压压气机试验件排气装置500，环形通道p1、p2、p3，外环外壁面410，外环内壁面420，内环外壁面430，内环内壁面440，进口支板及过渡段流道的出口截面210。
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3为本发明高压压气机试验件机构的结构示意图。图4为图3中A部分的放大图。图5为图3中模拟燃烧室结构沿B向的剖视图。
如图3至图5所示，本发明公开了一种高压压气机试验件机构，用于模拟涡扇发动机整机工作环境，其包括高压压气机本体40，在高压压气机本体40的进口设置有进口支板及过渡段流道200，在进口支板及过渡段流道200的上游设置有畸变装置300，且畸变装置300位于进口支板及过渡段流道200的外流道。
优选地，畸变装置300包括相互连接的斜坡段310和圆弧面320，斜坡段310位于圆弧面320的上游。
进一步地，畸变装置300的安装位置满足关系式：
Figure 961804DEST_PATH_IMAGE008
。
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；d表示所述畸变装置的安装高度。
斜坡段310的深度满足关系式：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
；其中，b表示所述斜坡段的深度，e表示所述高压压气机试验件机构的进口高度。
进一步地，圆弧面320满足关系式：
Figure 307334DEST_PATH_IMAGE010
；其中，r表示所述圆弧面的半径，b表示所述斜坡段的深度。
斜坡段310满足关系式：
Figure DEST_PATH_IMAGE011
；
其中，a表示所述斜坡段在水平方向上的长度；b表示所述斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
更进一步地，斜坡段310与水平面之间的夹角α的取值范围为：
Figure 129797DEST_PATH_IMAGE012
。
例如，畸变装置300的参数可以优选为：
Figure DEST_PATH_IMAGE013
。
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；b表示所述斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
再例如，畸变装置300的参数还可以优选为：
Figure 396830DEST_PATH_IMAGE014
。
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；b表示所述斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
进一步地，高压压气机本体40的出口设置有模拟燃烧室400和高压压气机试验件排气装置500，高压压气机试验件排气装置500安装在模拟燃烧室400的下游。
优选地，模拟燃烧室400采用多层环状结构，将高压压气机本体40的出口气流分成三个环形通道p1、p2、p3排出，并通过高压压气机试验件排气装置500排出大气。
更优选地，模拟燃烧室400包括外环外壁面410、外环内壁面420、内环外壁面430和内环内壁面440，将内环外壁面430和内环内壁面440位于外环外壁面410和外环内壁面420之间。
根据上述结构描述，进一步具体地说，本发明高压压气机试验件机构在高压压气机本体40的进口设置进口支板及过渡段流道200，在进口支板及过渡段流道200的上游布置畸变装置300。畸变装置300安装于外流道，轴向安装位置由几何参数c决定（c表示斜坡段310的前端至进口支板及过渡段流道的出口截面210之间的距离）。
该参数与畸变装置的安装高度d相关，轴向安装位置决定了产生总压剖面的位置，建议的取值范围为
Figure DEST_PATH_IMAGE015
。畸变装置由斜坡段与圆弧面两部分组成，斜坡段的深度b与畸变的大小相关，属于该装置的关键参数，建议的取值范围为
Figure 861310DEST_PATH_IMAGE016
。
同时，所述斜坡段在水平方向上的长度a和所述斜坡段的深度b决定了斜坡的的倾角α，
Figure 530188DEST_PATH_IMAGE017
，建议的取值范围为：
Figure 805443DEST_PATH_IMAGE012
。
几何尺寸由斜坡段310与圆弧面320两部分组成，斜坡段310在水平方向上的长度a和斜坡段310在垂直方向上的高度b决定了斜坡段310的几何尺寸，圆弧面320的半径r决定了圆弧面尺寸。圆弧面320的半径
Figure 559772DEST_PATH_IMAGE018
。
设计阶段，参数d由发动机设计方案决定，可以调整的参数为c, b,
Figure DEST_PATH_IMAGE019
。根据设计要求，在设计阶段，组合调整以上参数，通过数值仿真的方法，考察支板位置的压力剖面分布形式，直至高压压气机进口压力分布落于设计要求允许的偏差范围内，即可完成设计。本申请给出的偏差范围为设计要求的正负0.5%。
例如，本实施例中给出一组畸变装置几何参数为
Figure 296784DEST_PATH_IMAGE020
。采用本申请技术方案实现的结果如附图8所示，在20%叶高位置处，102剖面分布形式落于101剖面范围内，可以产生最大1.05倍平均值的径向压力分布。
再例如，本实施例中还给出一组畸变装置几何参数
Figure 148066DEST_PATH_IMAGE021
，在20%叶高位置处，可以最大产生1.04倍平均值的径向压力分布。
此外，可以在以上参数范围内通过组合调整参数值，采用数值仿真试验，产生新的剖面分布，使其能够满足设计要求。
图6为本发明高压压气机试验件机构的气流流动示意图。
如图6所示，本申请技术方案采用斜坡段与圆弧面结合的方式，气流流经畸变板时，比较平稳，不容易产生剧烈波动，更能真实反馈发动机正常工作时的气流流动状况。
图7为常规插板气流流动示意图。
如图7所示，如果采用常规插板，即垂直插入一块挡板，容易在挡板后形成回流，导致板子前后颤动，危害性比较大。
图8为本发明高压压气机试验件机构的进口截面位置总压压力剖面分布示意图。
如图8所示，所述压力剖面分布示意图包括设计要求，误差带、本申请实现的压力分布，常规试验件实现的压力分布形式。横坐标为压力分布形式，即不同叶高、截面压力除以所有截面压力平均值，纵坐标为截面位置高度百分比。
采用本申请实现的结果时，100表示整机环境下进口支板及过渡段流道的出口截面处位置压力分布；101表示整机环境下进口支板及过渡段流道的出口截面处位置压力分布误差带；102表示应用本发明实现的进口支板及过渡段流道的出口截面处位置压力分布；103表示试验件在进口支板及过渡段流道的出口截面处位置压力分布。
其中，102剖面分布形式落于101剖面范围内，本发明高压压气机试验件机构可以完全模拟整机环境高压压气机进口条件，若风扇增压级设计方案更改，产生了新的设计剖面，根据结果立刻调整畸变装置位置和几何结构，产生新的剖面分布，既能完全模拟整机高压压气机工作环境，又能加快设计迭代速度。
图9为本发明高压压气机试验件机构的模拟燃烧室内环腔结构的流线图。图10为本发明高压压气机试验件机构的模拟燃烧室内的气流漩涡示意图。
如图5，结合图9和图10所示，本发明高压压气机试验件机构中，在高压压气机出口设置模拟燃烧室，沿着气流流动方向视图（如图3和图5所示的B向视图），通过设置多层环状结构，将压气机出口气流分成3个环形通道排出，进而通过高压压气机试验件的排气装置500排出大气。该几何结构一方面与真实燃烧室几何结构较为接近，模拟了气流经过扩压器产生的气流突扩过程，同时将气流分成三个通道，消除了流动分离，不会产生气流漩涡。
若仅模拟燃烧室的空腔结构，不带燃烧室的内环内壁面440和内环外壁面430，则会导致气流流入大的空腔后，附面层变厚，产生如图10中所示的气流漩涡，流动环境恶劣，容易造成通道堵塞，导致压气机在某些工况如快速降转时，不能快速消除附面层，诱发高压压气机发生失速、喘振等现象。
由此可见，本发明高压压气机试验件机构的特点在于：
一、在高压压气机试验件机构的进口布置畸变装置，该装置使得在进口支板及过渡段流道的出口截面210处的压力剖面分布形式与真实整机环境下压力分布形式一致，精确的模拟了整机中高压压气机进口工作环境。同时若风扇增压级优化调整设计方案，可以改变畸变装置形式，以产生新的进口总压剖面分布形式，开展新的高压压气机验证工作。
二、试验装置出口安装模拟燃烧室外环、内环几何装置，形成了3个气流通道，精确的模拟了整机环境下高压压气机出口气流的真实流动情况。
三、所述高压压气机试验件机构的进口、出口条件均能精确模拟整机工作环境，该试验件结构能够比较精确的模拟高压压气机工作环境，可以支撑整机试验验证。
综上所述，本发明高压压气机试验件机构提供了一种能够精确模拟整机环境下高压压气机试验结构形式，包括进口畸变装置形式，高压压气机本体，以及出口模拟燃烧室形式。同时，提供了一组高压压气机进口畸变装置结构方案，可以产生进口压力剖面，该剖面与整机环境下高压压气机进口压力剖面一致。
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 (11)

1.一种高压压气机试验件机构，用于模拟涡扇发动机整机工作环境，其特征在于，所述高压压气机试验件机构包括高压压气机本体，在所述高压压气机本体的进口设置有进口支板及过渡段流道，在所述进口支板及过渡段流道的上游设置有畸变装置，且所述畸变装置位于所述进口支板及过渡段流道的外流道；所述畸变装置包括相互连接的斜坡段和圆弧面，所述斜坡段位于所述圆弧面的上游。
2.如权利要求1所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述畸变装置的安装位置满足关系式：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；d表示所述畸变装置的安装高度。
3.如权利要求1所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述斜坡段的深度满足关系式：
Figure 631283DEST_PATH_IMAGE002
；其中，b表示所述斜坡段的深度，e表示所述高压压气机试验件机构的进口高度。
4.如权利要求3所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述圆弧面满足关系式：
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；
其中，r表示所述圆弧面的半径，b表示所述斜坡段的深度。
5.如权利要求1所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述斜坡段满足关系式：
Figure 953DEST_PATH_IMAGE004
；
其中，a表示所述斜坡段在水平方向上的长度；b表示所述斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
6.如权利要求5所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述斜坡段与水平面之间的夹角α的取值范围为：
Figure DEST_PATH_IMAGE005
。
7.如权利要求6所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述畸变装置的参数为：
Figure 780690DEST_PATH_IMAGE006
；
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；b表示所述斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
8.如权利要求6所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述畸变装置的参数为：
Figure DEST_PATH_IMAGE007
；
其中，c表示所述斜坡段的前端至所述进口支板及过渡段流道的出口截面之间的距离；b表示所述斜坡段的深度；α表示所述斜坡段与水平面之间的夹角。
9.如权利要求1所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述高压压气机本体的出口设置有模拟燃烧室和高压压气机试验件排气装置，所述高压压气机试验件排气装置安装在所述模拟燃烧室的下游。
10.如权利要求9所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述模拟燃烧室采用多层环状结构，将所述高压压气机本体的出口气流分成三个环形通道排出，并通过所述高压压气机试验件排气装置排出大气。
11.如权利要求10所述的高压压气机试验件机构，其特征在于，所述模拟燃烧室包括外环外壁面、外环内壁面、内环外壁面和内环内壁面，所述内环外壁面和所述内环内壁面位于所述外环外壁面和所述外环内壁面之间。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114216685B (zh) * 2021-10-20 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 模拟压气机出口径向速度场的主燃烧室部件试验件

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100724801B1 (ko) * 2005-12-22 2007-06-04 한국항공우주연구원 가스터빈엔진의 흡기유동 시험장치
CN202305215U (zh) * 2011-10-14 2012-07-04 桑增产 涡轴发动机的压气机压力畸变特性试验系统
JP6228790B2 (ja) * 2013-09-18 2017-11-08 アルプス電気株式会社 圧力検知装置およびこれを使用した吸気圧測定装置
WO2017192976A1 (en) * 2016-05-06 2017-11-09 Frohnapfel Dustin J Improved generalized flow profile production
CN108760369A (zh) * 2018-05-30 2018-11-06 中国航发动力股份有限公司 一种用于测试压气机多功能性能的试验设备
CN109357884B (zh) * 2018-10-23 2020-06-05 南京理工大学 一种头部进气固体燃料冲压发动机推力测量装置
CN110195716A (zh) * 2019-07-19 2019-09-03 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机进气畸变试验系统及方法

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