CN206601239U - 航空发动机多级压气机试验结构及其可调导流静叶 - Google Patents

Abstract

本实用新型的目的在于提供一种航空发动机多级压气机试验结构及其可调导流静叶，以降低前后级压气机之间匹配的试验难度。为实现所述目的的航空发动机多级压气机试验结构，其特点是包括设置在前级压气机和后级压气机之间的呈环形布置的多个可调导流静叶，所述可调导流静叶安装在航空发动机的外机匣和内机匣之间。

Description

航空发动机多级压气机试验结构及其可调导流静叶

技术领域

本实用新型涉及航空发动机的多级压气机试验结构以及可调导流静叶。

背景技术

航空发动机多级压气机各级参数匹配是气动设计的重点和难点，在叶片几何和流道几何已经固定且在一定的来流条件时，各级压气机具有唯一的通用换算流量-压比-效率特性。多级压气机前面级为后面级提供了入口边界条件，在匹配良好的情况下，各级叶片工作在设计状态，流量、压比、效率等特性参数正常。如果匹配出现问题，如前面级偏离工作点，流量减小，那么下游叶排就工作在偏大攻角下，叶片特性向喘点移动，这种偏离现象在向下游发展时愈来愈严重，会导致后面级发生较大的叶背分离，从而导致整台压气机流量骤降，发生严重的喘振现象。

在多级高压压气机试验过程中，为了解决前面级性能匹配问题单独做带可调导叶的前面级性能试验。随着前面级高负荷压气机设计水平的提高，多级压气机失速通常发生在后面级，后面级的裕度对压气机整机的裕度有着决定性的影响，因此为了保证后面级的高裕度，需要单独做后面级性能试验或后面级的低速模拟试验。当前面级和后面级试验均满足要求后再做压气机整机性能试验，但一般由于前面级和后面级的匹配问题，会做至少三轮以上整机性能试验才能达到要求。这样往往在增加试验件本身结构复杂性(至少五套试验件)的同时，还会成倍地延长试验周期。作为工程应用时设计难度和成本增加，可靠性问题突出。

多级压气机设计除了重点关注的设计点性能和匹配，还要兼顾非设计点性能，满足一定的裕度和效率要求。中低转速裕度不满足要求时，通常只能采用增加中间放气量降低共同工作线的方式来提高裕度，从而导致中低转速推力偏低，未能从本质上改善后面级性能。另一方面，单纯的端壁放气会进一步加强端壁亏损，减少后面级端壁做功能力，从而影响多级压气机整机裕度的提升。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种航空发动机多级压气机试验结构及其可调导流静叶，以降低前后级压气机之间匹配的试验难度。

为实现所述目的的航空发动机多级压气机试验结构，其特点是包括设置在前级压气机和后级压气机之间的呈环形布置的多个可调导流静叶，所述可调导流静叶安装在航空发动机的外机匣和内机匣之间。

所述的航空发动机多级压气机试验结构的进一步特点是，所述可调导流静叶具有多个气流通道，所述多个气流通道的一部分的入口分布在所述可调导流静叶的上半身，另一部分的入口分布在所述可调导流静叶的下半身，所述气流通道的出口与外机匣的引气系统的引气管相连。

所述的航空发动机多级压气机试验结构的进一步特点是，所述可调导流静叶在邻接所述外机匣的一端具有两个分隔的集气腔，所述多个气流通道的所述一部分的出口与两个所述集气腔的一个相通，所述多个气流通道的所述另一部分的出口与两个所述集气腔的另一个相通，两个所述集气腔与两个所述引气管分别相通。

所述的航空发动机多级压气机试验结构的进一步特点是，所述可调导流静叶的轴向中弧线金属弯角为0度。

所述的航空发动机多级压气机试验结构的进一步特点是，所述可调导流静叶包括外轴颈和内轴颈，所述外轴颈用于接收旋转力矩，所述内轴颈用于将所述可调导流静叶定位于所述内机匣。

为实现所述目的的可调导流静叶，其特点是用于设置在前级压气机和后级压气机之间，包括多个气流通道，所述多个气流通道的一部分的入口分布在所述可调导流静叶的上半身，另一部分的入口分布在所述可调导流静叶的下半身，所述气流通道的出口用于与外机匣的引气系统的引气管相连。

所述的可调导流静叶的进一步特点是所述可调导流静叶在邻接所述外机匣的一端具有两个分隔的集气腔，所述多个气流通道的所述一部分的出口与两个所述集气腔的一个相通，所述多个气流通道的所述另一部分的出口与两个所述集气腔的另一个相通，两个所述集气腔用于与两个所述引气管分别相通。

所述的可调导流静叶的进一步特点是所述可调导流静叶包括外轴颈和内轴颈，所述外轴颈用于接收旋转力矩，所述内轴颈用于将所述可调导流静叶定位于所述内机匣。所述外轴颈提供所述引气管。

所述的可调导流静叶的进一步特点是所述可调导流静叶的轴向中弧线金属弯角为0度。

本实用新型的有益效果是：

通过对可调导流静叶的合理利用来寻找最优的后级压气机进口条件，明确指出压气机各级叶片优化的具体方向，虽然稍稍增加了压气机整机试验件本身的结构复杂性，但不必单独进行前面级和后面级的性能试验，因此降低了前后级压气机之间匹配的试验难度。

附图说明

本实用新型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为航空发动机多级压气机试验结构的示意图。

图2为该航空发动机多级压气机试验结构中可调导流静叶的纵向剖面示意图。

图3为图2中局部放大视图。

图4为该可调导流静叶的横向剖面示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本实用新型的保护范围。

需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本实用新型实际要求的保护范围构成限制。

在图1中，前级压气机和后级压气机示意性地显示出来，前级压气机和后级压气机安装在内机匣3和外机匣2之间，根据本实用新型的航空发动机多级压气机试验结构包括设置在前级压气机和后级压气机之间的呈环形布置的多个可调导流静叶11，可调导流静叶11安装在航空发动机的外机匣2和内机匣3之间。可调导流静叶11的角度可以自动或者人工调节。可调导流静叶11的驱动机构没有在图中显示，其可以是伺服电机，人工控制可以是通过人机交互界面修改转动角度参数的方式来实现。可调导流静叶11可以调节前级压气机的输出的气流方向，或者说调节后级压气机的输入边界条件，从而通过对可调导流静叶11的导流角度的调整可以寻找最优的后级压气机进口条件，从而不必调整后级压气机或者前级压气机，减少试验次数，降低试验难度。

如图2至图4所示，可调导流静叶具有多个气流通道110、112、114、111、113、115，多个气流通道110、112、114、111、113、115的一部分110、112、114的入口分布在可调导流静叶11的上半身，另一部分111、113、115的入口分布在可调导流静叶11的下半身，各个气流通道110、112、114、111、113、115的出口与外机匣2的引气系统(图中未示出)的引气管相连，引气管可以是图3中示意性地显示的引气管21、22。如果仅关注到多个气流通道110、112、114、111、113、115的入口，多个气流通道110、112、114、111、113、115沿可调导流静叶11的高度方向或者径向方向分布，比较好的方式是均匀分布，这样可以在达到放气要求的同时，印制了气流的径向流动。多个气流通道110、112、114、111、113、115可以将超压的气流引导到外机匣2外。

如图3所示，可调导流静叶11在邻接外机匣2的一端具有两个分隔的集气腔31、32，气流通道110、112、114的出口与集气腔31相通，气流通道111、113、115的出口与集气腔32相通，两个集气腔31、32与两个引气管21、22分别相通。多个气流通道的个数可以不限于是如图所示的六个，个数可以减少或增加。其出口与两个分隔的集气腔31、32分别相通，从而在整体上保持了从进口到出口为两个单独的流路，有利于外机匣2、内机匣3引气量的分配工作。

如图4所示，可调导流静叶11最好是设置成不做功或者少做功的翼型，其轴向中弧线金属弯角可以为0度，除了如图4所示的翼型外，还可以是其他翼型，例如端部11B变得钝一些，接近端部11A。如图所示的各个气流通道110、112、114、111、113、115在可调导流静叶11的分布在图4中表达得更准确一些，图2、图3中是为了清楚显示的目的，将各个气流通道110、112、114、111、113、115中的两部分之间的距离靠的近一些。

可调导流静叶11在外机匣2和内机匣3之间的安装可以是多种方式。如图1和图2所示，可调导流静叶11在包括外轴颈12和内轴颈13，外轴颈12用于接收旋转力矩，内轴颈13用于将可调导流静叶11定位于内机匣3。除此之外，还可以进行更多细节上的设置，例如内轴颈13和内机匣3之间设置密封件，在外机匣2和外轴颈12之间设置轴承或者机械密封件等等。外轴颈12可以起到支撑可调导流静叶11的作用，将可调导流静叶11悬置在外机匣2上，内轴颈仅起到定位或固定的作用。

根据前述实施例，通过对可调导流静叶11的合理利用来寻找最优的后级压气机的进口条件，明确指出压气机各级叶片优化的具体方向，虽然稍稍增加了压气机整机试验件本身的结构复杂性，但不必单独进行前级压气机和后级压气机的性能试验。并且，在沿叶片展向近尾部区域上布置气流通道的进入口孔时，放置在不同的轴向位置上，一方面可以消除展向上的流动不均匀情况，另一方面可以改善近端壁流动情况。同时由于可以控制并寻找最优的后面级进口条件，至少可以减少两轮试验件试验。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型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，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (9)

1.航空发动机多级压气机试验结构，其特征在于包括设置在前级压气机和后级压气机之间的呈环形布置的多个可调导流静叶，所述可调导流静叶安装在航空发动机的外机匣和内机匣之间。

2.如权利要求1所述的航空发动机多级压气机试验结构，其特征在于所述可调导流静叶具有多个气流通道，所述多个气流通道的一部分的入口分布在所述可调导流静叶的上半身，另一部分的入口分布在所述可调导流静叶的下半身，所述气流通道的出口与外机匣的引气系统的引气管相连。

3.如权利要求2所述的航空发动机多级压气机试验结构，其特征在于所述可调导流静叶在邻接所述外机匣的一端具有两个分隔的集气腔，所述多个气流通道的所述一部分的出口与两个所述集气腔的一个相通，所述多个气流通道的所述另一部分的出口与两个所述集气腔的另一个相通，两个所述集气腔与两个所述引气管分别相通。

4.如权利要求1所述的航空发动机多级压气机试验结构，其特征在于所述可调导流静叶的轴向中弧线金属弯角为0度。

5.如权利要求1所述的航空发动机多级压气机试验结构，其特征在于所述可调导流静叶包括外轴颈和内轴颈，所述外轴颈用于接收旋转力矩，所述内轴颈用于将所述可调导流静叶定位于所述内机匣。

6.可调导流静叶，其特征在于用于设置在前级压气机和后级压气机之间，包括多个气流通道，所述多个气流通道的一部分的入口分布在所述可调导流静叶的上半身，另一部分的入口分布在所述可调导流静叶的下半身，所述气流通道的出口用于与外机匣的引气系统的引气管相连。

7.如权利要求6所述的可调导流静叶，其特征在于所述可调导流静叶在邻接所述外机匣的一端具有两个分隔的集气腔，所述多个气流通道的所述一部分的出口与两个所述集气腔的一个相通，所述多个气流通道的所述另一部分的出口与两个所述集气腔的另一个相通，两个所述集气腔用于与两个所述引气管分别相通。

8.如权利要求7所述的可调导流静叶，其特征在于,所述可调导流静叶安装在航空发动机的外机匣和内机匣之间，所述可调导流静叶包括外轴颈和内轴颈，所述外轴颈用于接收旋转力矩，所述内轴颈用于将所述可调导流静叶定位于所述内机匣,所述外轴颈提供所述引气管。

9.如权利要求7所述的可调导流静叶，其特征在于所述可调导流静叶的轴向中弧线金属弯角为0度。