CN113123997A - 压气机过渡段增效结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种压气机过渡段增效结构，用于改善过渡段流动损失情况。根据本发明的实施例，压气机过渡段增效结构包括集气室、引气通路、位于过渡段内侧壁的射流口，该引气通路连接该集气室，用于从高压压气机向该集气室引气；该射流口与该集气室接通，该射流口的射流方向指向该过渡段内流动分离区域。
Description
技术领域
本发明涉及压气机的流道结构，尤其涉及大涵道比发动机的压气机的过渡段。
背景技术
目前国内外大涵道比双转子航空发动机中，其压缩系统包括高压压气机及风扇增压级，因增压级与风扇转速相同，受风扇叶尖切线速度的限制，增压级"被迫"工作在较低的工作转速。为了获得较佳的增压效果，增压级的流道布置于径向较高压压气机高的位置以增大叶尖切线速度，以提升叶片对气流的做功能力，进而达到更佳的增压效果。同时为了连接高压压气机与增压级之间的流道，通常在高压压气机进口与增压级出口之间布置过渡段。公告号为CN210919269的专利说明书记载了类似的过渡段以及该过渡段支板的改进。
根据发明人的分析，上述压缩系统的布置存在以下问题:
1)气流从径向较高的位置经过较短的轴向距离流至径向位置较低的位置，不可避免的会产生流动分离，带来流动损失，降低了整个压缩系统的效率；
2) 过渡段的内外壁面中为满足承力等需求，需布置支板，支板与流道壁面的过渡区域附近存在的角涡、角涡与流道分离涡复合的流动结构，进一步增大了流动损失，降低了整个压缩系统的效率；
3) 过渡段中存在的气流非定常分离涡位于高压压气机进口，影响了高压压气机进口的流场品质；
4）航空发动机对重量的追求，产生了过渡段越短越好的需求，但这意味着气流需要更剧烈的完成径向位置改变，也就带来更大的流动损失，更多的影响了整个压缩系统的效率。
发明内容
本发明的目的在于提供一种压气机过渡段增效结构，用于改善过渡段流动损失情况。
根据本发明的实施例，压气机过渡段增效结构包括集气室、引气通路、位于过渡段内侧壁的射流口，该引气通路连接该集气室，用于从高压压气机向该集气室引气；该射流口与该集气室接通，该射流口的射流方向指向该过渡段内流动分离区域。
在一个或多个实施例中，该集气室包含罩体、设置有所述射流口的该过渡段的局部内侧壁，该罩体在该局部内侧壁的内侧覆盖该局部内侧壁。
在一个或多个实施例中，所述罩体与该过渡段的内侧壁焊接成一体。
在一个或多个实施例中，所述罩体与该过渡段的内侧壁整体铸造成型。
在一个或多个实施例中，所述集气室为沿该过渡段周向贯通的整个气室或者周向独立设置的数个气室。
在一个或多个实施例中，所述引气通路包括从过渡段的内外侧贯穿过渡段的支板的支板通路，以及用于连接高压压气机前面级引气孔和支板通路的管路。
在一个或多个实施例中，所述引气通路包括从过渡段的内外侧贯穿过渡段的支板的支板通路，以及用于连接高压压气机前面级引气孔和支板通路的管路，对于周向贯通的整个气室，所述引气通路为一路或多路，对于周向独立设置的数个气室，每个气室连接一路引气通路。
在一个或多个实施例中，至少部分所述射流口在轴向位于过渡段内气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域的上游侧，周向位于过渡段内的相邻支板之间。
在一个或多个实施例中，至少部分所述射流口在轴向位于过渡段内气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域的上游侧，周向位于过渡段内的支板与过渡段内壁面倒圆附近的小应力区。
在一个或多个实施例中，所述射流口的射流方向与过渡段内侧壁壁面限定的子午流面中的夹角在5°-175°之间。
在一个或多个实施例中，所述射流口的射流方向与过渡段内侧壁壁面在沿发动机轴向界面中的夹角在5°-175°之间。
引气通路将高压气体引入到集气室，集气室内充满高压气体，维持一个相对稳定的气压，由于集气室的压力高于过渡段内的压力，因此气体会通过射流口进入到过渡段的表面，从而形成射流。射流口的射流方向指向该过渡段内流动分离区域，从而射流可起到抑制流动分离的效果。
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是压气机过渡段的立体图；
图2是沿图1中A-A线的剖视图；
图3是压气机过渡段的立体图；
图4是沿图3中B-B线的剖视图；
图5是图4中C处的局部放大视图；
图6是射流方向的示意图。
具体实施方式
图1示出了压气机过渡段，其包括外侧壁11、内侧壁12以及多个支板13，外侧壁11、内侧壁12均为环形，其轴线与发动机轴线共线，多个支板13连接在外侧壁11的内壁面和内侧壁12的外壁面之间，用于承力和导流。图1中的A-A线通过一个支板13，而图3中的B-B线避开支板13。
从图1或图3中可以看出，压气机过渡段具有大端14和小端15，大端14用于连接压气机的增压级，而小端15用于连接高压压气机。由于增压级转速地、半径大，而高压压气机半径小，因此在支板根部与内侧壁12形成的角区区域，由于逆压梯度较大，且受端壁附面层的影响，产生流动分离，从而增大了流动损失。此外，在业界内对降低发动机重量的追求，产生了过渡段越短越好的需求，即大端14和小端15之间的轴向距离越短越好，但这意味着气流需要更剧烈的完成径向位置改变，也就带来更大的流动损失。为此引入一种压气机过渡段增效结构，如图2、图3和图5所示，其包括集气室1、引气通路2和射流口3。引气通路2连接该集气室，用于从高压压气机向集气室1引气。射流口3位于过渡段的内侧壁12，与集气室1接通。引气通路2包括从过渡段的内外侧贯穿过支板13的支板通路21，以及用于连接高压压气机前面级引气孔（图中未示出）和支板通路21的管路22。
引气通路2将高压气体引入到集气室1，集气室1内充满高压气体，维持一个相对稳定的气压，由于集气室的压力高于过渡段内的压力，因此气体会通过射流口3进入到过渡段的表面，从而形成射流。射流口3的射流方向指向该过渡段内流动分离区域，从而射流可起到抑制流动分离的效果。流动分离区与包括但不限于气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域，或者角区分离，或者各种流动分离的混合结构。
在图5所示的实施方式中，集气室1包括罩体101、设置有射流口3的该过渡段的局部内侧壁102，罩体101在局部内侧壁102的内侧覆盖局部内侧壁102。借助于过渡段的内侧壁12的局部内侧壁102构造出集气室1，集气室1与射流口3邻近距离最短，由此射流口3的射流保持相对稳定。
罩体101与过渡段的内侧壁12的结合方式有多种，例如焊接成一体，罩体101与内侧壁12分开成型，不改变原有过渡段的成熟工艺，然后再通过焊接实现连接，构成边界完整的集气室。在另一实施方式中，罩体101与过渡段的内侧壁12整体铸造成型，将压气机过渡段增效结构整合到过渡段的新设计中，简化制造工艺，整体铸造成型包括铸造直接成型，或者铸造后再适当的机加工或者其他加工后最终成型。
图5仅示出了集气室1的一个纵向截面，但可以理解的是，在一个实施方式中集气室1为沿该过渡段周向贯通的整个气室，即集气室1为整环形结构。在另一个实施方式中，集气室包括在周向独立设置的数个气室，此时集气室1为非整环的离散结构。离散构型的好处是每个气室的保持的气压相对稳定，而整环构型的好处是结构简单。
气室的构型选择，还可以与引气通路的路数相关联。对于集气室1为周向贯通的整个气室，引气通路2为一路或多路。对于集气室1为周向独立设置的数个气室，每个气室连接一路引气通路2。
多个射流口3在过渡段的周向和轴向分别布置，在一实施方式中，部分射流口3在轴向位于过渡段内气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域的上游侧，而周向位于过渡段内的相邻支板13之间。而另一部分射流口3在轴向位于过渡段内气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域的上游侧，周向位于过渡段内的支板13与过渡段的内壁面倒圆附近，附近的含义是尽量靠近倒圆，但要避免应力集中等其它限制条件。通过向支板之间的气流分离涡萌生区域或者气流分离涡区域注入高速射流，抑制分离或破坏气流分离涡，进而减小过渡段区域的流动损失。通过向支板与过渡段内壁面倒圆附近注入高速射流，可抑制支板与过渡段内壁面倒圆附近的角区分离、角区分离与流道分离的复合流动，进而减小过渡区域的流动损失。
射流口3在图5所示的实施方式中为射流缝，但不限于此，例如还可以是多个射流孔。此外，根据要抑制气流分离区域目标的不同。如图6所示，射流口3的射流方向30与过渡段内侧壁壁面限定的子午流面31中的夹角α1不同，可选地限定在5°-175°之间，以获得较好的抑制效果。并且根据要抑制气流分离区域目标的不同，射流口3的射流方向30与过渡段内侧壁壁面在沿发动机轴向界面32中的夹角α2不同，可选地限定在5°-175°之间，以获得较好的抑制效果。
如图所示的压气机过渡段增效结构通过较小的引气量改变压缩系统过渡段内的气体流动特性，抑制流动分离，减小流动损失，这样提高过渡段的效率等气功性能。
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。例如集气室1的位置不限于图中所示的结合于内侧壁12的内壁面，还可以结合于其他位置，例如结合于外侧壁11的外壁面，设置于内侧壁12的内壁面，由此获得的好处是获得更稳定的射流，从而获得更好的流动分离抑制效果。
射流口3的位置不限于图中所示的设置于内侧壁12，例如还可以设置在外侧壁11。射流口3设置在内侧壁12获得的有益效果是更邻近大部分流动分离区，因此可更好地抑制流动分离。
射流口3的布置可以是沿流向提供分布式射流或者连续射流。
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 (11)
1.压气机过渡段增效结构，其特征在于，包括：
集气室；
引气通路，连接该集气室，用于从高压压气机向该集气室引气；以及
位于过渡段内侧壁的射流口，与该集气室接通，该射流口的射流方向指向该过渡段内流动分离区域。
2.如权利要求1所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，该集气室包含罩体、设置有所述射流口的该过渡段的局部内侧壁，该罩体在该局部内侧壁的内侧覆盖该局部内侧壁。
3.如权利要求2所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，所述罩体与该过渡段的内侧壁焊接成一体。
4.如权利要求2所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，所述罩体与该过渡段的内侧壁整体铸造成型。
5.如权利要求1所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，所述集气室为沿该过渡段周向贯通的整个气室或者周向独立设置的数个气室。
6.如权利要求1所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，所述引气通路包括从过渡段的内外侧贯穿过渡段的支板的支板通路，以及用于连接高压压气机前面级引气孔和支板通路的管路。
7.如权利要求5所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，所述引气通路包括从过渡段的内外侧贯穿过渡段的支板的支板通路，以及用于连接高压压气机前面级引气孔和支板通路的管路，对于周向贯通的整个气室，所述引气通路为一路或多路，对于周向独立设置的数个气室，每个气室连接一路引气通路。
8.如权利要求1所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，至少部分所述射流口在轴向位于过渡段内气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域的上游侧，周向位于过渡段内的相邻支板之间。
9.如权利要求1所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，至少部分所述射流口在轴向位于过渡段内气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域的上游侧，周向位于过渡段内的支板与过渡段内壁面倒圆附近的小应力区。
10.如权利要求1所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，所述射流口的射流方向与过渡段内侧壁壁面限定的子午流面中的夹角在5°-175°之间。
11.如权利要求1所述的压气机过渡段增效结构，其特征在于，所述射流口的射流方向与过渡段内侧壁壁面在沿发动机轴向界面中的夹角在5°-175°之间。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118532716A (zh) * | 2024-07-25 | 2024-08-23 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种用于燃烧室向心进气的组合式扩压器及其设计方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3536414A (en) * | 1968-03-06 | 1970-10-27 | Gen Electric | Vanes for turning fluid flow in an annular duct |
| US20060104805A1 (en) * | 2004-06-24 | 2006-05-18 | Volker Gummer | Turbomachine with means for the creation of a peripheral jet on the stator |
| CN101092978A (zh) * | 2007-07-30 | 2007-12-26 | 北京航空航天大学 | 多级轴流压气机静子内引气增效防喘扩稳装置 |
| DE102009011500A1 (de) * | 2009-03-06 | 2010-09-09 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Axialverdichter für ein Gasturbinentriebwerk |
| CN111396196A (zh) * | 2019-01-02 | 2020-07-10 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 压气机s形转接段及涡轮风扇发动机 |
| CN112196833A (zh) * | 2020-12-07 | 2021-01-08 | 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 | 用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置 |
-
2021
- 2021-06-17 CN CN202110669738.7A patent/CN113123997B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3536414A (en) * | 1968-03-06 | 1970-10-27 | Gen Electric | Vanes for turning fluid flow in an annular duct |
| US20060104805A1 (en) * | 2004-06-24 | 2006-05-18 | Volker Gummer | Turbomachine with means for the creation of a peripheral jet on the stator |
| CN101092978A (zh) * | 2007-07-30 | 2007-12-26 | 北京航空航天大学 | 多级轴流压气机静子内引气增效防喘扩稳装置 |
| DE102009011500A1 (de) * | 2009-03-06 | 2010-09-09 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Axialverdichter für ein Gasturbinentriebwerk |
| CN111396196A (zh) * | 2019-01-02 | 2020-07-10 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 压气机s形转接段及涡轮风扇发动机 |
| CN112196833A (zh) * | 2020-12-07 | 2021-01-08 | 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 | 用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 吴艳辉 等: "轴流压气机角区分离的研究进展", 《航空学报》 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118532716A (zh) * | 2024-07-25 | 2024-08-23 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种用于燃烧室向心进气的组合式扩压器及其设计方法 |
| CN118532716B (zh) * | 2024-07-25 | 2024-09-27 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种用于燃烧室向心进气的组合式扩压器及其设计方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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