CN203614229U - 发动机融合外涵出口导叶支板结构以及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种发动机融合外涵出口导叶支板结构以及航空发动机，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在外涵出口导叶重量大，且气动性能较差的技术问题。该发动机融合外涵出口导叶支板结构包括至少两片外涵出口导叶以及至少两片呈叶片状的支板，外涵出口导叶与支板两者均沿发动机外涵道的周向方向分布，且两者一并分布于同一排；相邻的两片支板之间至少分布有两片外涵出口导叶；发动机外涵道周向方向上分布在不同的区域的外涵出口导叶的稠度不同。该航空发动机包括声衬、分流环以及本实用新型提供的发动机融合外涵出口导叶支板结构。本实用新型用于减轻外涵出口导叶的重量，改善气动性能。

Description

发动机融合外涵出口导叶支板结构以及航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种发动机融合外涵出口导叶支板结构以及设置该发动机融合外涵出口导叶支板结构的航空发动机。

背景技术

传统的大涵道比商用航空发动机风扇外涵出口导叶（简称：外涵出口导叶或外涵导叶）和支板如图1所示在轴向是分开的，外涵出口导叶1的作用是使得风扇出口的气流转成轴向，且支板2主要作用是支撑作用和在支板2内部通如图2所示外部管路3和径向传动轴。

传统的如图1所示的这种结构其特点，首先是风扇外涵进口至支板2出口段压力损失较大，这是由于经过每一排叶片都有总压的损失；其次两排结构件会导致重量大；第三是风扇和外涵出口导叶1的轴向距离较短，风扇和外涵出口导叶1转静噪声大。

现有技术中根据外部管路是否通过支板，又分为以下两种布局方案：

第一种方案，在外部管路和传动轴不通过支板时，则有一种结构方式如图3和图4所示，图4示意出了航空发动机的融合式外涵出口导叶4与支板为一体式结构的技术方案，该方案中外涵出口导叶4和普通的静子叶片一样。

第二种方案，如图5和图6所示，图5示意出了航空发动机的半融合式外涵出口导叶5与支板6，该方案中需要如图6所示外部管路7和传动轴穿过支板6，这种方案把外涵出口导叶5向下游移动使得外涵出口导叶5和支板6如图6所示在同一排，支板6的几何叶型都一样，外涵出口导叶5的轴向长度一样，此结构方式的好处是可以降低压力损失，这是因为原先的两排叶片变为了一排叶片，减小了风扇和外涵出口导叶5的轴向距离，转静噪声也降低了。由于在同一排，支板6也起到了导流作用，所以外涵出口导叶5的数目降低，重量减轻。

现有技术至少存在以下技术问题：

如图5和图6所示，现有技术中第二种方案虽然外涵出口导叶5的数目降低了，重量有所减轻，但是由于外涵出口导叶5的形状较大，且所有外涵出口导叶5的形状、尺寸均是相同的，同时依照等稠度（稠度指基元（用刀沿着一个和压气机同轴的圆柱面对压气机的一排叶片进行剖切，就得到一个基元）叶片前缘和尾缘的直线距离与两相邻叶型对应点的之间的直线距离的比）的分布方式分布，导致外涵出口导叶5的流过的气流压力损失较大，故而依旧存在重量大，且气动性能较差的技术问题。

实用新型内容

本实用新型的其中一个目的是提出一种发动机融合外涵出口导叶支板结构以及设置该发动机融合外涵出口导叶支板结构的航空发动机。解决了现有技术存在外涵出口导叶重量大，且气动性能较差的技术问题。

本实用新型优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：

本实用新型提供的发动机融合外涵出口导叶支板结构，包括至少两片外涵出口导叶以及至少两片呈叶片状的支板，其中：

所述外涵出口导叶与所述支板两者均沿发动机外涵道的周向方向分布，且两者一并分布于同一排；

相邻的两片所述支板之间至少分布有两片所述外涵出口导叶；

所述发动机外涵道周向方向上分布在不同的区域的所述外涵出口导叶的稠度不同。

在一个可选或优选的实施例中，所述外涵出口导叶中位置越远离所述支板的所述外涵出口导叶在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸越大。

在一个可选或优选的实施例中，在远离所述支板的方向上，相邻的两片所述支板之间的所述外涵出口导叶在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸沿线性逐渐增加。

在一个可选或优选的实施例中，所述外涵出口导叶中位置越远离所述支板的所述外涵出口导叶在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸越大。

在一个可选或优选的实施例中，在远离所述支板的方向上，相邻的两片所述支板之间的所述外涵出口导叶在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸沿线性逐渐增加。

在一个可选或优选的实施例中，在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸最大的所述外涵出口导叶，其在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸与所述支板在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸相同;

在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸最大的所述外涵出口导叶，其在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸小于所述支板在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸。

在一个可选或优选的实施例中，所述支板的数目为4片，所述外涵出口导叶数目为44片，每两片所述支板之间夹杂11片所述外涵出口导叶。

在一个可选或优选的实施例中，所述支板的基元的最大厚度为所述外涵出口导叶的基元的最大厚度的8－11倍。

在一个可选或优选的实施例中，与所述支板相邻的所述外涵出口导叶，在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸为所述支板在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸的0.5－0.6倍。

本实用新型提供的航空发动机，包括声衬、分流环以及本实用新型任一技术方案提供的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其中：

所述声衬与所述分流环形成航空发动机的外涵道出口处的通道壁；

所述发动机融合外涵出口导叶支板结构中的所述外涵出口导叶以及所述支板均设置在所述声衬、所述分流环之间；

所述支板内贯穿设置有外部管路以及径向传动轴。

基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果：

由于本实用新型中发动机外涵道周向方向上分布在不同的区域的外涵出口导叶的稠度不同，故而可以根据稠度的需要减小部分区域的外涵出口导叶的尺寸（例如：发动机外涵道周向或轴向方向上的尺寸），尺寸越小则体积越小，体积越小则耗费材料越少，重量也越轻，而且体积越小沾湿面积（沾湿面积指气流流过叶片的表面的面积）也越小，故而对流过的气流造成的压力损失也越小，部分外涵出口导叶的重量减小后，全部外涵出口导叶的总重量乃至设置该外涵出口导叶的航空发动机总重量均会有所减小，气动性能也会得到改善，所以解决了现有技术存在重量大，且气动性能较差的技术问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为传统的航空发动机的分体式外涵出口导叶与支板的位置关系的示意图；

图2为图1所示外涵出口导叶与支板的基元的示意图；

图3为现有技术中航空发动机的融合式外涵出口导叶与支板的示意图；

图4为图3所示外涵出口导叶与支板的基元的示意图；

图5为现有技术中航空发动机的半融合式外涵出口导叶与支板的示意图；

图6为图5所示外涵出口导叶与支板的基元的示意图；

图7为本实用新型优选实施例所提供的发动机融合外涵出口导叶支板结构的示意图；

图8为图7所示外涵出口导叶与支板的基元的示意图；

图9为本实用新型一种实施例所提供的发动机融合外涵出口导叶支板结构的外涵出口导叶与支板的基元的示意图；

图10为设计本实用新型所提供的发动机融合外涵出口导叶基元的过程中在现有的发动机融合外涵出口导叶的基元上得出的中弧线以及内切圆的示意图；

附图标记：1、外涵出口导叶；2、支板；3、外部管路；4、外涵出口导叶；5、外涵出口导叶；6、支板；7、外部管路；8、外涵出口导叶；9、外涵出口导叶；10、外涵出口导叶；11、外涵出口导叶；12、外涵出口导叶；13、支板；131、支板；132、支板；14、外部管路；A、箭头；B、箭头；15、声衬；16、分流环。51、内切圆；52、内切圆；53、内切圆；55、内切圆；56、内切圆；57、内切圆；58、内切圆；C、中弧线端点；D、中弧线端点。

具体实施方式

下面可以参照附图图1～图10以及文字内容理解本实用新型的内容以及本实用新型与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本实用新型的一些可选实施例的方式，对本实用新型的技术方案（包括优选技术方案）做进一步的详细描述。需要说明的是：本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本实用新型的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓：可以将本实用新型提供的任一技术手段进行替换或将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本实用新型的保护范围，本实用新型的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。

本实用新型实施例提供了一种重量轻、气动性能更为理想的发动机融合外涵出口导叶支板结构以及设置该发动机融合外涵出口导叶支板结构的航空发动机。

下面结合图1～图10对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。

如图7和图8所示，本实用新型实施例所提供的发动机融合外涵出口导叶支板结构，包括外涵出口导叶（图8中示意出了外涵出口导叶8、9、10、11、12）以及呈叶片状的支板13，呈叶片状的支板13也可以理解为将支板13的外部结构设计为叶片型，其中：

外涵出口导叶与支板13两者均沿发动机外涵道的周向方向（箭头A所示的方向）分布，且两者一并分布于同一排。

相邻的两片支板13之间至少分布有两片（图8中示意出了5片）外涵出口导叶。

发动机外涵道周向方向上分布在不同的区域的外涵出口导叶的稠度不同。

由于本实用新型中发动机外涵道周向方向上分布在不同的区域的外涵出口导叶的稠度不同，故而可以根据稠度的需要减小部分区域的外涵出口导叶的尺寸，尺寸越小则体积越小，体积越小耗费材料越少，重量也越轻，而且体积越小沾湿面积也越小，故而对流过的气流造成的压力损失也越小，部分外涵出口导叶的重量减小后，全部外涵出口导叶的总重量乃至设置该外涵出口导叶的航空发动机总重量均会有所减小，气动性能也会得到改善。

为使发动机外涵道周向方向上分布在不同的区域的外涵出口导叶的稠度不同本实用新型提供了以下优选技术方案：

如图3和图4所示，本实施例中外涵出口导叶8、9、10、11、12中位置越远离支板13的外涵出口导叶在发动机外涵道轴向方向（箭头B所示的方向）上的最大尺寸（该尺寸也可以理解为基元示意图上所示外涵出口导叶基元的长度尺寸）越大。

外涵出口导叶的作用在于将风扇出口的气流转成轴向，该结构有助于提高距离支架较远处的外涵出口导叶对气流所能起到的上述导向效果。

作为本实施例的一种优选或可选地实施方式，在远离支板13的方向上，相邻的两片支板13之间的外涵出口导叶在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸沿线性逐渐增加。这样设计不仅便于外涵出口导叶尺寸的计算，对流经气流的导向作用较为均衡，有助于保证较好的流场。当然，在远离支板13的方向上，相邻的两片支板13之间的外涵出口导叶在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸也可以沿非线性逐渐增加。

作为本实施例的一种优选或可选地实施方式，外涵出口导叶8、9、10、11、12中位置越远离支板13的外涵出口导叶在发动机外涵道周向方向上的最大尺寸（该尺寸也可以理解为基元示意图上所示外涵出口导叶的基元的厚度尺寸）越大。

该结构有助于提高外涵出口导叶的刚性以及强度。

作为本实施例的一种优选或可选地实施方式，在远离支板13的方向上，相邻的两片支板13之间的外涵出口导叶8、9、10、11、12在发动机外涵道周向方向上的最大尺寸沿线性逐渐增加。这样设计不仅便于外涵出口导叶尺寸的计算，对流经气流的导向作用较为均衡，有助于保证较好的流场。

作为本实施例的一种优选或可选地实施方式，在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸最大的外涵出口导叶12，其在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸与支板13在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸相同。

在发动机外涵道周向方向上的最大尺寸最大的外涵出口导叶12，其在发动机外涵道周向方向上的最大尺寸小于支板13在发动机外涵道周向方向上的最大尺寸。

上述尺寸的设计不仅可以保证外涵出口导叶对气流具有良好的导向作用，同时，也可以降低外涵出口导叶对气流造成的压力损失。

作为本实施例的一种优选或可选地实施方式，支板13的数目可以为4片，外涵出口导叶数目可以为44片，每两片支板13之间可以夹杂11片外涵出口导叶。

上述数目的设置在一般的航空发动机上可以以较少的外涵出口导叶数目实现对气流的良好导向作用，同时，支板13数目可以稳固、可靠的实现对支撑发动机的外涵道。

当然，上述数目为优选实施方式的举例说明，并不会限定本实用新型的保护范围。

作为本实施例的一种优选或可选地实施方式，支板13的基元的最大厚度为外涵出口导叶的基元的最大厚度的8－11倍。

支板13不仅对气流具有导向作用，而且支板13内需要容纳外部管路14以及径向传动轴，故而支板13的基元的最大厚度乃至支板13在发动机外涵道周向方向上的尺寸需要设置大一些。上述倍数可以根据实际需要来设置。

作为本实施例的一种优选或可选地实施方式，与支板13相邻的外涵出口导叶8、10，在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸为支板13在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸的0.5－0.6倍。

与支板13相邻的外涵出口导叶8、10也就是与支板13的吸力面（吸力面指基元叶型凹的一侧）和压力面（压力面指基元叶型突的一侧）最靠近的外涵出口导叶，由于支板13本身所发挥的导向作用较大，故而与支板13相邻的外涵出口导叶8、10的尺寸可以制作较小一些。实践证明上述倍数范围内，与支板13相邻的外涵出口导叶8、10与支板13共同起到的导向作用已经可以达到要求。

外涵出口导叶尺寸的具体设计方法，可以采用如下方法：

步骤1、在现有的外涵出口导叶（例如图5和图6所示的外涵出口导叶）的如图10所示的基元上取出叶片根部、中部、尖部基元级的中弧线6（中弧线指基元叶型内切圆中心的连线）并获得沿着中弧线0.0%、10%、20%、30%、40%、50%、60%、70%、80%、90%，100%弧长处内切圆（在以中弧线上点为圆心，同时在压力面及吸力面上某两点同时相切的园）的半径或直径作为该处厚度。图10中仅示意出了部分内切圆，例如：内切圆51、内切圆52。

步骤2、按上述本实用新型优选方案中的比例缩放步骤1的中弧线，且缩放因子为0.5-1。

步骤3、在新缩放的中弧线0.0%，10%，20%，30%，40%，50%，60%，70%，80%，90%，100%处叠加步骤1获得的各弧长处厚度或者厚度的0.8-1倍，根据计算得到的厚度值得出该基元厚度方向上的外轮廓所经过的点，连接该基元厚度方向上的外轮廓所经过的点，然后获得该基元的压力面和吸力面。步骤4、针对现有的发动机外涵道周向方向上的最大尺寸不同的外涵出口导叶即不同周向长度的外涵导叶均按上述步骤1-3实施。

如图9所示，作为本实施例提出的上述方案的一种替代方案，在远离相邻的两片支板131、132中的其中一片支板131的方向上，相邻的两片支板131、132之间的外涵出口导叶在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸也可以逐渐增加。此时，也可以理解为：在如图9所示远离相邻的两片支板131、132中的其中另一片支板132的方向上，相邻的两片支板131、132之间的外涵出口导叶在发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸也可以逐渐减小。

本实用新型提供的航空发动机，包括声衬15、分流环16以及本实用新型任一技术方案提供的发动机外涵出口导叶与支板13，其中：

声衬15与分流环16形成航空发动机的外涵道出口处的通道壁。发动机外涵出口导叶与支板13中的外涵出口导叶以及支板13均设置在声衬15、分流环16之间。

支板13内贯穿设置有外部管路14以及径向传动轴。

由于本实用新型提供的发动机外涵出口导叶与支板13具有重量轻，气动性能好的优点，故而适宜应用于航空发动机上。

当然，本实用新型也可以应用于航空发动机之外的其他发动机乃至类似发动机的装置上。

上述本实用新型所公开的任一技术方案除另有声明外，如果其公开了数值范围，那么公开的数值范围均为优选的数值范围，任何本领域的技术人员应该理解：优选的数值范围仅仅是诸多可实施的数值中技术效果比较明显或具有代表性的数值。由于数值较多，无法穷举，所以本实用新型才公开部分数值以举例说明本实用新型的技术方案，并且，上述列举的数值不应构成对本实用新型创造保护范围的限制。

如果本文中使用了“第一”、“第二”等词语来限定零部件的话，本领域技术人员应该知晓：“第一”、“第二”的使用仅仅是为了便于描述上对零部件进行区别如没有另行声明外，上述词语并没有特殊的含义。

同时，上述本实用新型如果公开或涉及了互相固定连接的零部件或结构件，那么，除另有声明外，固定连接可以理解为：能够拆卸地固定连接（例如使用螺栓或螺钉连接），也可以理解为：不可拆卸的固定连接（例如铆接、焊接），当然，互相固定连接也可以为一体式结构（例如使用铸造工艺一体成形制造出来）所取代（明显无法采用一体成形工艺除外）。

另外，上述本实用新型公开的任一技术方案中所应用的用于表示位置关系或形状的术语除另有声明外其含义包括与其近似、类似或接近的状态或形状。本实用新型提供的任一部件既可以是由多个单独的组成部分组装而成，也可以为一体成形工艺制造出来的单独部件。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本实用新型的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本实用新型技术方案的精神，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，包括至少两片外涵出口导叶以及至少两片呈叶片状的支板，其中：

所述外涵出口导叶与所述支板两者均沿发动机外涵道的周向方向分布，且两者一并分布于同一排；

相邻的两片所述支板之间至少分布有两片所述外涵出口导叶；

所述发动机外涵道周向方向上分布在不同的区域的所述外涵出口导叶的稠度不同。

2.根据权利要求1所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，所述外涵出口导叶中位置越远离所述支板的所述外涵出口导叶在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸越大。

3.根据权利要求2所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，在远离所述支板的方向上，相邻的两片所述支板之间的所述外涵出口导叶在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸沿线性逐渐增加。

4.根据权利要求2所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，所述外涵出口导叶中位置越远离所述支板的所述外涵出口导叶在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸越大。

5.根据权利要求4所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，在远离所述支板的方向上，相邻的两片所述支板之间的所述外涵出口导叶在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸沿线性逐渐增加。

6.根据权利要求5所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸最大的所述外涵出口导叶，其在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸与所述支板在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸相同;

在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸最大的所述外涵出口导叶，其在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸小于所述支板在所述发动机外涵道周向方向上的最大尺寸。

7.根据权利要求1－6任一所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，所述支板的数目为4片，所述外涵出口导叶数目为44片，每两片所述支板之间夹杂11片所述外涵出口导叶。

8.根据权利要求7所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，所述支板的基元的最大厚度为所述外涵出口导叶的基元的最大厚度的8－11倍。

9.根据权利要求7所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其特征在于，与所述支板相邻的所述外涵出口导叶，在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸为所述支板在所述发动机外涵道轴向方向上的最大尺寸的0.5－0.6倍。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括声衬、分流环以及权利要求1－9任一所述的发动机融合外涵出口导叶支板结构，其中：

所述声衬与所述分流环形成航空发动机的外涵道出口处的通道壁；

所述发动机融合外涵出口导叶支板结构中的所述外涵出口导叶以及所述支板均设置在所述声衬、所述分流环之间；

所述支板内贯穿设置有外部管路以及径向传动轴。

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