CN112922904A - 基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了本发明公开了一种基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，属于航空发动机配件领域，发明的关键在于将靠近低压压气机一侧的中介机匣S弯上端面中前部与近高压压气机转子叶尖前缘位置之间通过周向通路连接，同时，通路内部设置导叶结构控制通路内流，导叶的安装角保持与高压压气机转子近叶尖前缘安装角一致；本发明具有可显著提升航空发动机压缩部件工作裕度的效果，同时可有效削弱中介机匣S弯上端面总压损失，此外，本发明在设计加工方面具有一定的简便性，具有实际工程推广应用的潜力。

Description

基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构

技术领域

本发明涉及航空发动机压缩部件领域，具体而言，涉及基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构。

背景技术

中介机匣作为连接航空发动机高低压压缩部件的关键过渡段，其内流分布情况直接决定压缩部件进口畸变度，从而影响压缩部件稳定工作裕度。另一方面，小流量下第一级转子叶尖载荷的非合理分布同样对压缩部件稳定工况裕度产生不利影响。鉴于上述原因，寻求一种同时削弱中介机匣与第一级转子叶尖流场非合理分布的设计方案对航空发动机压缩部件扩稳尤为重要。

目前关于中介机匣相关设计已有的文献多数集中于分析中介机匣畸变及其与压缩部件内流场耦合作用方面，例如，刘飞(参见文献短尺寸、大曲率中介机匣的设计方法研究[D]。2014，南京航空航天大学)针对中介机匣的多种结构参数下子午流面流场分布进行了分析，其结果表明S流道机匣端附面层效应对中介机匣沿程损失影响显著。李斌(参见文献压气机中介机匣流道优化及实验研究[D]。2014，上海交通大学)采用Kriging的方法优化构造了低损耗中介机匣模型，并对中介机匣内部沿程总压恢复系数的变化情况进行了分析。在压缩部件扩稳方面，设计方法主要集中在机匣端壁设计封闭槽与连通自循环槽两种方式。例如，Hathaway(参见文献Hathaway M D.Self-recirculation casing treatmentconcept for enhanced compressor performance.ASME TURBO EXPO 2002,GT2002-30368.)通过数值模拟的方法证实了某单级压气机基于转子自循环槽抽吸扩稳的方法。该装置入口位于转子叶尖轴向后端位置，出口位于转子叶尖40％轴向弦长位置。其结果表明，该装置可抽吸转子通道近叶尖低速区同时弥补其泄漏涡带来的阻塞损失，从而达到扩稳效果；Li JC等人(参见文献J C Li，J Du，X Nan，et al.Coupling stability–enhancingmechanism with compact self-recirculating injection in an axial flowcompressor.2016，Proc.IMechE Part A:JOURNAL OF POWER AND ENERGY，230(7)：696-708.)、Wang W等人(参见文献Wang W,Chu W L,Zhang H G.Mechanism study ofperformance enhancement in a subsonic axial flow compressor withrecirculating casing treatment.2018,Proc.IMechE Part A:JOURNAL OF POWER ANDENERGY，232(4)：680-693.)以及Khaleghi H等人(参见文献Khaleghi H,Tousi A M,Boroomand M,et al.Recirculation casing treatment by using a vaned passage fora transonic axial-flow compressor.2007，Proc.IMechE Part A:JOURNAL OF POWERAND ENERGY，221(8)：1153-1162.)利用转子下游抽吸引射入转子前端的方式分别克服了转子前端不同类型的分离涡，使压气机稳定工况裕度显著提高。在上述文献中，研究者还分别就自循环槽的结构参数以及是否槽内流动特征等问题进行了探究。

然而，目前为止，未有人同时从克服中介机匣畸变与优化R1叶尖载荷分布的角度设计压气机扩稳装置。鉴于此，本发明将创新式的采用一种前人未曾提出过的基于中介机匣机匣端S弯抽吸的压气机扩稳方法，同时削弱S弯机匣端总压损失并达到优化R1叶尖载荷分布的目的，旨在公开一种具有潜力的压气机扩稳设计。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于中介机匣导流的压气机扩稳结构，用以削弱S弯机匣端总压损失并优化高压压气机转子叶尖载荷分布，扩展压气机稳定工作裕度并尽可能降低扩稳装置造成的压气机性能损失。

为达到上述目的，采取的具体方案如下：

基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，其中:

所述中介机匣上端面S弯处与高压压气机转子叶片前缘位置区通过周向的导流支路连通；

所述导流支路内部安装有导叶，且位于高压压气机转子一侧的导叶的尾缘安装角与高压压气机转子的叶片前缘安装角一致。

进一步地,以距离高压压气机转子叶尖前缘长度为2.5～7％l_R1的位置为第一中点，于所述中介机匣上开设有宽度范围为4～12％l_R1的第一周向缺口；

以距中介机匣入口17.5～45％l₀的位置为第二中点,于所述中介机匣上开设有宽度范围10～20％l₂的第二周向缺口；

其中，l_R1为高压压气机转子叶尖的轴向长度，l₀为中介机匣的轴向长度；

所述第一周向缺口和第二周向缺口之间通过连续光滑过渡曲线型的周向通槽连接；所述导流支路位于所述周向通槽与所述导叶之间。

进一步地,所述导叶的尾缘安装角与高压压气机的转子叶片上85％叶高处的前缘安装角保持一致。

进一步地,所述导流支路内导叶的尾缘的安装位置与导流支路的第二周向缺口位置的轴向间距为l₁，其中，l₁不大于0.3l₂。

进一步地,相对中介机匣S弯上端面的切向的导流支路的入口安装角为θ₁，相对高压压气机转子的叶尖机匣的切向的导流支路的出口安装角为θ₂，其中，θ₁取值范围在5～15°之间，θ₂取值范围为25～50°之间。

优选地,所述θ₁＝12°，θ₂＝47°。

相比于传统航空叶轮机械扩稳方案，本发明具有以下有益效果：

(1)可同时达到削弱S弯机匣端总压损失并优化一级转子(R1)叶尖载荷分布的目的；

(2)利用该该装置削弱S弯机匣端总压耗的优点，可进一步缩短中介机匣轴向设计长度，从而显著减轻航空发动机重量；

(3)利用周向导流支路内部叶片设计，可达到降低支路内流动预旋，从而达到进一步稳定R1叶尖流动的目的；

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明的基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构的子午面图；

图2为中介机匣在航空发动机中的位置关系示意图；

图3为本发明实施例一中，在近失速点Qm＝2.15kg/s下，中介机匣区域周向平均绝对总压分布对比图；

图4为本发明实施例一中，在近失速点Qm＝2.15kg/s下，高压压气机转子前缘周向平均相对马赫数分布对比图；

图5为本发明实施例一中，近失速点Qm＝2.15kg/s下，高压压气机转子前缘区域绝对总压分布对比图；

图6为本发明实施例一中，在100％转速及近失速工况，本发明的基于中介机匣导流的高压压气机新型扩稳结构与现有设计方案下的高压压气机性能曲线对比图；

其中，R1——高压压气机转子；

l₀——中介机匣的轴向长度；

l₁——导流支路内的导叶结构尾缘安装位置与支路出口位置的轴向间距；

l₂——分流支路轴向长度；

l_R1——高压压气机转子叶尖的轴向长度；

θ₁——导流支路的入口安装角(相对中介机匣S弯上端面的切向)；

θ₂——导流支路的出口安装角(相对高压压气机转子的叶尖机匣的切向)；

θ₃——中介机匣的S弯上端面与水平面之间的夹角；

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

需要说明的是，在本发明中，在中介机匣的轴向方向上，定义：

中介机匣的轴向长度为l₀；

高压压气机转子R1的叶尖轴向长度为l_R1；

分流支路轴向长度为l₂；

导流支路的入口安装角为θ₁；

导流支路的出口安装角为θ₂；

其中，θ₁取值范围在5～15°之间，θ₂取值范围为25～50°之间；

因此，参照附图1与附图2，对于本发明设计的基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，其设计方案主要实施步骤如下：

首先，在图1所示的中介机匣的壁面上，以距离高压压气机转子R1的叶尖前缘长度为2.5～7％l_R1的位置为第一中点，以宽度范围为4～12％l_R1在中介机匣上开设第一周向缺口；

同时，以距中介机匣入口17.5～45％l₀的位置为第二中点,以宽度范围10～20％l₂开设第二周向缺口；需要注意的是，此处所指的中介机匣通常为大曲率紧凑型中介机匣，且具体应以实际中介机匣型线确定，需保证该第二中点位于靠近低压压气机一侧的中介机匣S弯上端面上，且θ₃取值位于17.5～45°的区间范围内。

然后，第一周向缺口和第二周向缺口之间利用连续光滑过渡曲线型的周向通槽连接；再于中介机匣外壁设置导流支路，即：导流支路内部的导叶(图1所示导叶结构)以焊接形式固定于导流支路内壁,即中介机匣外壁上，因此，中介机匣内形成有分流支路，中介机匣外形成有导流支路；其中，确保导流支路内的导叶的尾缘安装位置与导流支路的支路出口(即第二周向缺口)位置的轴向间距l₁不大于0.3l₂，随后以导叶的尾缘为轴旋转调整导叶的安装角，具体地，应使得导叶的尾缘安装角与高压压气机的转子叶片上85％叶高处的前缘安装角保持一致，最终使得导叶轴向长度(即导叶的前缘和尾缘之间的弦长)保持不超过0.35l₂。

实施例一：

参照附图3～6，本发明的具体实施例的扩稳结构的流场分布与性能对比示意图，其具体实施例设计参数如下：

针对原始设计下中介机匣的近失速点工况(质量流量Qm＝215kg/s，转速为29500rpm，进口总温为293.15K,进口总压为101325Pa)，本发明的扩稳结构设计参数为：

导叶的弦长长度为0.27l₂；

θ₁＝12°；

θ₂＝47°；

θ₃＝28°。

在近失速点Qm＝2.15kg/s，中介机匣周向平均绝对总压分布对比如图3所示，由图可知，相比于未带导流支路的中介机匣模型，导流支路对于中介机匣的S弯上端面附面层总压损失具有明显吸收作用，总压损失层在分流支路入口影响下显著收窄。

图4与图5说明了导流支路对于高压压气机转子R1前缘的影响，由图4周向平均相对马赫数分布对比可知，导流支路出口射流可有效改变高压压气机转子R1近叶尖处周向平均相对马赫数的展向分布；其中，原始设计下高压压气机转子R1叶尖前缘处高相对马赫数区域被一定程度抑制，同时，高压压气机转子R1叶片上的70～90％叶高附近流道内部相对马赫数升高。上述效应说明，导流支路出口射流可有效控制高压压气机转子R1叶尖前缘阻塞分离效应，并抑制70～90％叶高范围流道内部的流动分离情况。

由图5中高压压气机转子R1转子前缘区域绝对总压分布对比可知，在导流支路作用下，高压压气机转子R1近叶尖前缘吸力面侧的高总压损失分离区显著减弱，从而达到增强该区域流动稳定性的作用。

图6给出了100％转速及近失速工况下，基于中介机匣导流支路方案与原始方案高压压气机性能曲线对比图。其结果表明，采用导流支路设计的高压压气机左边界由Qm＝2.15kg/s扩展至2.05kg/s，相对应的裕度较原设计可提升4.2％。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、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.基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，其特征在于：

所述中介机匣上端面S弯处与高压压气机转子叶片前缘位置区通过周向的导流支路连通；

所述导流支路内部安装有导叶，且位于高压压气机转子一侧的导叶的尾缘安装角与高压压气机转子的叶片前缘安装角一致。

2.根据权利要求1所述的基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，其特征在于：

以距离高压压气机转子叶尖前缘长度为2.5～7％l_R1的位置为第一中点，于所述中介机匣上开设有宽度范围为4～12％l_R1的第一周向缺口；

以距中介机匣入口17.5～45％l₀的位置为第二中点，于所述中介机匣上开设有宽度范围10～20％l₂的第二周向缺口；

其中，l_R1为高压压气机转子叶尖的轴向长度，l₀为中介机匣的轴向长度，l₂为分流支路轴向长度；

所述第一周向缺口和第二周向缺口之间通过连续光滑过渡曲线型的周向通槽连接；所述导流支路位于所述周向通槽与所述导叶之间。

3.根据权利要求1或2所述的基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，其特征在于：

所述导叶的尾缘安装角与高压压气机的转子叶片上85％叶高处的前缘安装角保持一致。

4.根据权利要求1或2所述的基于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，其特征在于：

所述导流支路内导叶的尾缘的安装位置与导流支路的第二周向缺口位置的轴向间距为l₁，其中，l₁不大于0.3l₂。

5.根据权利要求1或2所述的于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，其特征在于：

相对中介机匣S弯上端面的切向的导流支路的入口安装角为θ₁，相对高压压气机转子的叶尖机匣的切向的导流支路的出口安装角为θ₂，其中，θ₁取值范围在5～15°之间，θ₂取值范围为25～50°之间。

6.根据权利要求5所述的于中介机匣导流的压气机新型扩稳结构，其特征在于：所述θ₁＝12°，θ₂＝47°。

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