專利名稱：利用導(dǎo)流葉片抑制過渡段內(nèi)流動(dòng)分離的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
一種利用導(dǎo)流葉片抑制小涵道比航空渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮系統(tǒng)過渡段內(nèi)流動(dòng)分 離的方法，該發(fā)明可有效減小航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇與高壓壓氣機(jī)之間過渡段的長(zhǎng)度。
背景技術(shù)：
渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)是現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主流，而小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)是軍用發(fā)動(dòng) 機(jī)的主流。而幾乎所有的小涵道比渦扇的風(fēng)扇出口及高壓進(jìn)口之間都存在著過渡段。 而隨著對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比要求的逐步提高。減小過渡段的長(zhǎng)度能有效提高渦扇發(fā)動(dòng) 機(jī)的緊湊程度，提高其推重比。
近年來，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段引起了大家的重視，但研究集中于大涵道比民用發(fā) 動(dòng)機(jī)。例如，2004年歐洲啟動(dòng)了針對(duì)大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的高負(fù)荷過渡段氣動(dòng)研究計(jì)劃， 其目標(biāo)是將過渡段長(zhǎng)度減小20%或在過渡段長(zhǎng)度不變的情況下增加20%高低壓之 間的落差或增加20%過渡段的擴(kuò)張率。而小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的過渡段與大涵道比 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的過渡段相比，其過渡段的設(shè)計(jì)更為陡峭，更容易在過渡段的內(nèi)壁面產(chǎn)生 流動(dòng)分離。而過渡段是連接風(fēng)扇與高壓壓氣機(jī)的重要部件，其流動(dòng)的好壞將影響到下 游高壓壓氣機(jī)的性能，同時(shí)也會(huì)與上游風(fēng)扇之間產(chǎn)生干涉，影響風(fēng)扇的性能。因此， 如何在實(shí)現(xiàn)過渡段長(zhǎng)度縮短的同時(shí)又保證過渡段內(nèi)的流動(dòng)性能不下降具有重要的工 程應(yīng)用價(jià)值，也是設(shè)計(jì)者們所追求的目標(biāo)之一。
過渡段內(nèi)壁面容易產(chǎn)生分離，主要是由于其沿著流向存在較大的逆壓力梯度。 在內(nèi)壁面第一個(gè)彎道處，凸曲率使該處壓力值降低，而其后壓力則逐漸增加，在第二 彎道處的凹曲率又使壓力增至最大，因此在內(nèi)壁面第一個(gè)彎道之間存在著較大的壓 差，具有較大的逆壓力梯度。
而目前用于縮短過渡段長(zhǎng)度的方法主要為引入原本使用與飛機(jī)機(jī)翼的渦流器。 在過渡段內(nèi)壁面布置渦流器可以將能量較高的主流區(qū)域的流動(dòng)巻入趨于分離的過渡段內(nèi)壁面低能附面層中，從而抑制過渡段的分離。該方法在抑制過渡段內(nèi)流動(dòng)分離的
同時(shí)，引入了額外的損失，同時(shí)引入附加部件，增加了系統(tǒng)復(fù)雜性，同時(shí)也增加發(fā)動(dòng)
機(jī)的重量。
發(fā) 明 內(nèi) 容
一種抑制小涵道比航空渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮系統(tǒng)(見圖1)過渡段內(nèi)流動(dòng)分離 的方法。該發(fā)明將導(dǎo)流葉片置于壓氣機(jī)過渡段內(nèi)壁第一個(gè)彎道處(見圖2)，利用葉 片對(duì)過渡段內(nèi)壁面附近流體的徑向力抑制過渡段的流動(dòng)分離。通過改變傳統(tǒng)葉片的徑 向積疊線，使葉片積疊線與徑向線在周向上呈一定的夾角(見圖3)，即使葉片壓力 面向內(nèi)壁面傾斜，這樣葉片將對(duì)過渡段流道的內(nèi)壁面施加徑向力，從而產(chǎn)生與葉片力 相反的壓力梯度，該壓力梯度可以部分或完全抵消由過渡段內(nèi)壁面流道彎曲而形成的 壓力梯度，因此，可有效提高過渡段內(nèi)彎道處的壓力值，從而減小過渡段內(nèi)壁沿流向 的壓力梯度(見圖4)，大大降低過渡段內(nèi)流動(dòng)分離的風(fēng)險(xiǎn)。葉片積疊線與徑向線在 周向上的夾角是該發(fā)明的關(guān)鍵參數(shù)，通過調(diào)節(jié)該參數(shù)可以控制彎道附近壓力值的大 小。由于導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線的夾角過大時(shí)，導(dǎo)流葉片內(nèi)將產(chǎn)生較為嚴(yán)重的徑向 流動(dòng)，影響導(dǎo)流葉片的流動(dòng)性能，因此，出于對(duì)過渡段流動(dòng)及導(dǎo)流葉片內(nèi)流動(dòng)兩者的 折衷考慮，本發(fā)明中將該角度的上限值設(shè)為40° 。同時(shí)，若過渡段最大曲率位置過 于接近導(dǎo)流葉片的前緣或尾緣時(shí)，將使葉片對(duì)彎道的包裹程度不足，從而影響控制分 離的效果，因此，本發(fā)明進(jìn)一步限定導(dǎo)流葉片的位置，使過渡段第一個(gè)彎道的最大曲 率點(diǎn)位于距導(dǎo)流葉片前緣0.2~0.8倍導(dǎo)流葉片軸向弦長(zhǎng)處。
由于該方法可以抑制過渡段內(nèi)流動(dòng)分離，因此可以增大過渡段的彎曲程度，減 小過渡段長(zhǎng)度。同時(shí)，該方法將導(dǎo)流葉片放置于過渡段內(nèi)也有效利用了過渡段空間， 其效益相當(dāng)可觀的。預(yù)計(jì)釆用該方法后過渡段長(zhǎng)度可縮短約20%,從而使發(fā)動(dòng)機(jī)推 重比提高約1%。


圖1是本發(fā)明所適用的小涵道比航空渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮系統(tǒng)流路簡(jiǎn)圖。 圖2是本發(fā)明的過渡段結(jié)構(gòu)示意圖。圖3是本發(fā)明的導(dǎo)流葉片的A-A向視圖。
圖4是適用本發(fā)明前后過渡段內(nèi)壁面壓力分布的對(duì)比圖。
圖中 1.過渡段內(nèi)壁面 2.過渡段機(jī)匣
3.導(dǎo)流葉片 4.承力支板 5.分流環(huán)
具體實(shí)施例方式
為更清楚地描述本發(fā)明，本具體實(shí)施方式
以一個(gè)抑制過渡段內(nèi)流動(dòng)分離的方法 為例，結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的說明。
首先是確定導(dǎo)流葉片的安裝位置。本例中，過渡段結(jié)構(gòu)見圖2，過渡段的總長(zhǎng) 度為0.35m，導(dǎo)流葉片的軸向弦長(zhǎng)為0.06m。過渡段第一個(gè)彎道的最大曲率位于離 過渡段進(jìn)口 0.064m處，使其位于距導(dǎo)流葉片前緣0.6倍軸向弦長(zhǎng)位置，則導(dǎo)流葉 片前緣位于離過渡段進(jìn)口 0.04m的位置，尾緣位于離過渡段進(jìn)口 O.lm處。
其次是確定導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線在周向上的夾角。在本例中，子午面氣流 速度^為180m/s,第一個(gè)彎道處最小曲率半徑&為0.08m，周向速度Q為 180m/s，葉根半徑r為0.325m，因此環(huán)量C^為58.5mVs，在該設(shè)計(jì)中環(huán)量在所 有葉片高度上保持相等，出口環(huán)量為O，并且在環(huán)量在葉片內(nèi)均勻變化，貝!J:
巧A^^U^^ 180*975/0.325=540000 而
生=^1 =0.922*180" 80/0.08=373410 因此，
sin & =生/巧=373430/540000=0.6915
從而得 A=43.75。
由于A超過40° ，可能導(dǎo)致導(dǎo)流葉片內(nèi)產(chǎn)生較為嚴(yán)重的徑向流動(dòng)，惡化導(dǎo)流 葉片中的流動(dòng)。因此，為穩(wěn)妥起見，本例中將導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線的夾角々選定為35° 。
上面演示的確定導(dǎo)流葉片位置及導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線的在周向上夾角的過 程，即為本方法的兩個(gè)主要步驟。實(shí)施上述方法后，即可保證過渡段內(nèi)的壓力梯度得 以大幅減小，從而抑制過渡段內(nèi)的流動(dòng)分離。
權(quán)利要求
1、一種利用導(dǎo)流葉片抑制小涵道比航空渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮系統(tǒng)過渡段內(nèi)流動(dòng)分離的方法。其中該過渡段由連接風(fēng)扇出口輪轂及高壓壓氣機(jī)進(jìn)口輪轂的具有兩個(gè)彎道的內(nèi)壁面，外機(jī)匣組成，并且該過渡段空間內(nèi)布置有承力支板、分流環(huán)及導(dǎo)流葉片。該方法的特征在于，將導(dǎo)流葉片安排在過渡段內(nèi)壁面第一個(gè)彎道處，并且使導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線在圓周方向上呈一定夾角，該角度的確定方法如下(1)過渡段彎道處徑向壓力梯度的確定其中p為壓力，r為半徑，ρ為氣體密度，Wm為子午面氣流速度，Rm為過渡段第一個(gè)彎道的最小曲率半徑。(2)導(dǎo)流葉片葉片力Fb的確定其中Cu為氣流的周向分速度。(3)導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線的角度確定若葉片力恰好與流道徑向壓力梯度抵消，則即從而得到其中βd為最佳的導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線的夾角，但考慮到該角度在βd附近仍能發(fā)揮作用，因此導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線的實(shí)際夾角β的取值范圍適當(dāng)擴(kuò)大，取0<β≤1.5βd。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征是，導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線的實(shí)際夾角" 的上限值為40° 。
3、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征是，過渡段第一個(gè)彎道的最大曲率點(diǎn)位于距 導(dǎo)流葉片前緣的0.2-0.8倍軸向弦長(zhǎng)位置。
全文摘要
本發(fā)明是一種利用導(dǎo)流葉片抑制小涵道比航空渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮系統(tǒng)過渡段內(nèi)流動(dòng)分離的方法。該發(fā)明將導(dǎo)流葉片置于壓氣機(jī)過渡段內(nèi)壁第一個(gè)彎道處，通過改變導(dǎo)流葉片積疊線與徑向線的周向夾角，形成與過渡段彎道處原有壓力梯度相反的葉片力，從而減小該位置處的流向壓力梯度，抑制過渡段內(nèi)的流動(dòng)分離。由于該方法可以抑制過渡段內(nèi)流動(dòng)分離，因此可以增大過渡段的彎曲程度，從而減小過渡段長(zhǎng)度。同時(shí)，該方法將導(dǎo)流葉片放置于過渡段內(nèi)，節(jié)省了原導(dǎo)流葉片所占用的空間，有利于減小整個(gè)壓氣機(jī)的長(zhǎng)度。預(yù)計(jì)采用該方法后過渡段長(zhǎng)度可縮短約20％，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的貢獻(xiàn)約為1％。
文檔編號(hào)F02K3/04GK101424228SQ200810239450
公開日2009年5月6日 申請(qǐng)日期2008年12月10日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月10日
發(fā)明者侯安平, 盛 周, 李紹斌, 闕曉斌, 陸亞鈞 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)