4或倒角，優(yōu)選為圓角14。
[0046] 圓角14或倒角不僅可W避免主翼11尾緣邊棱處發(fā)生應(yīng)力集中，強(qiáng)度較高，而且還 可W減少其對(duì)經(jīng)過氣流造成的損失。
[0047] 作為優(yōu)選或可選地實(shí)施方式，襟翼12表面上與主翼11的尾緣表面上斜率相同的 點(diǎn)與襟翼12的前緣點(diǎn)之間的表面的外輪廓線為曲線，曲線符合楠圓方程或拋物線方程：楠 圓方程為y 2+ax2+b巧+CX = 0,其中；x為曲線上各點(diǎn)的橫坐標(biāo)值，y為曲線上各點(diǎn)的縱坐標(biāo) 值，a、K C為自設(shè)定系數(shù)。a、K C的取值可W為-5~5,當(dāng)然也可W為其他數(shù)值。通過改 變a、b、c的取值可W改變曲線的曲率，進(jìn)而改變襟翼12表面的形狀。
[0048] 上述形狀可W盡可能地減少襟翼12表面對(duì)流過的氣流造成的氣動(dòng)損失。
[0049] 如圖5和圖6所示，本發(fā)明中襟翼12的弦長(zhǎng)可W為支板1弦長(zhǎng)的10%~30%。襟 翼12的具體設(shè)計(jì)方法包括襟翼12設(shè)計(jì)方法一與襟翼12設(shè)計(jì)方法二，具體如下：
[0050] 襟翼12設(shè)計(jì)方法一：
[0051] 襟翼12由多條線段構(gòu)成包括：
[0052] 線段一：點(diǎn)L至尾緣段；點(diǎn)L距襟翼12尾緣點(diǎn)M的距離占襟翼12在發(fā)動(dòng)機(jī)軸向方 向上長(zhǎng)度的30 %~40 %。點(diǎn)L與主翼11上點(diǎn)A的斜率相同。
[0053] 可通過NACA系列葉型數(shù)據(jù)確定主翼11流線，主翼11流線坐標(biāo)已知，可求得點(diǎn)A、 C處坐標(biāo)，由點(diǎn)A、點(diǎn)C (點(diǎn)A、點(diǎn)C盡可能相近）確定線段AC,延長(zhǎng)線段AC通過點(diǎn)L并延伸， 可W得到線段CAL及其延長(zhǎng)線。
[0054] 線段二：點(diǎn)E至前緣段；點(diǎn)E距襟翼12前緣點(diǎn)H的距離占襟翼12在發(fā)動(dòng)機(jī)軸向方 向上長(zhǎng)度的25%~35% ;與線段一同理，求出由點(diǎn)B、點(diǎn)D(點(diǎn)B、D盡可能相近）構(gòu)成的線 段DBE及其延長(zhǎng)線，考慮加工工藝等要求確定尾緣直徑（比如4mm)，求出同時(shí)內(nèi)切于線段 BE、AL的圓，則襟翼12尾緣點(diǎn)的位置可定。
[005引 曲線S ;點(diǎn)E至點(diǎn)H至點(diǎn)L，該部分線段至少由兩部分構(gòu)成；曲線邸、曲線HL，其中 點(diǎn)H為襟翼12前緣點(diǎn)。為提高曲線精度，該曲線可人為增加線段數(shù)目。本案僅W兩段為例， 曲線邸、曲線化分別可用楠圓方程實(shí)現(xiàn)；y 2+ax2+b巧+CX = 0)(式中曰、b、C均為可W自設(shè) 的系數(shù)，由送些系數(shù)可控制曲線邸、曲線化的曲率大??；除楠圓方程外，拋物線方程也可實(shí) 現(xiàn)曲線邸、曲線化的外形設(shè)計(jì)），此方程自動(dòng)滿足頭部斜率無窮大的條件。比如：曲線邸 可選取楠圓方程；戶+(Jx+ 1) Z - 1 = 0。曲線HL可選取楠圓方程：滬+(去X + " 2 - 1 = 0。
[0056] 襟翼12設(shè)計(jì)方法二：
[0057] 用葉片造型軟件，根據(jù)流場(chǎng)流線細(xì)節(jié)，通過調(diào)整襟翼12型線，進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算及分 析，迭代進(jìn)行上述步驟直至流場(chǎng)無明顯分離，在流場(chǎng)無分離情況下，確定滿足條件的襟翼12 外形。
[0058] 本發(fā)明實(shí)施例中主翼11尾緣的具體設(shè)計(jì)有如下兩種方法：
[0059] 主翼11尾緣設(shè)計(jì)方法一；主翼11尾緣也可通過應(yīng)用楠圓方程實(shí)現(xiàn)。
[0060] 主翼11尾緣設(shè)計(jì)方法二；通過直接連接主翼11尾部上翼面、下翼面兩個(gè)端點(diǎn)點(diǎn) A、點(diǎn)B，再對(duì)翼面上下兩個(gè)內(nèi)角導(dǎo)圓實(shí)現(xiàn)。
[00川 實(shí)施例2;
[0062] 本實(shí)施例與實(shí)施例1基本相同，其區(qū)別在于；本實(shí)施例中氣流通道13為氣流通孔。 設(shè)置氣流通孔的支板1具有便于加工、制造、運(yùn)輸，且結(jié)構(gòu)強(qiáng)度較高的優(yōu)點(diǎn)。
[0063] 作為優(yōu)選或可選地實(shí)施方式，氣流通孔設(shè)置在支板1接近外端壁的部分、設(shè)置在 支板1接近內(nèi)端壁的部分或者設(shè)置在支板1沿發(fā)動(dòng)機(jī)徑向方向上的中部位置。W上設(shè)置位 置均可W不同程度的起到抑制支板1周圍流動(dòng)分離的作用。當(dāng)然，氣流通道13也可W為氣 流通孔與氣流縫隙的組合，例如：氣流通道13部分為氣流通孔，部分為氣流縫隙。
[0064] 如圖2~圖6所示，本發(fā)明實(shí)施例提供的航空發(fā)動(dòng)機(jī)，包括本發(fā)明任一技術(shù)方案提 供的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，外端壁為外周機(jī)匯的內(nèi)表面，內(nèi)端壁為輪穀的外表面。航空發(fā)動(dòng)機(jī)適宜 采用本發(fā)明任一技術(shù)方案提供的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段W提高其抑制流動(dòng)分離產(chǎn)生的危害，改善其 氣動(dòng)性能。
[0065] 作為優(yōu)選或可選地實(shí)施方式，氣流通道13為氣流縫隙形成，氣流縫隙將支板1分 隔為前支板和后支板，航空發(fā)動(dòng)機(jī)還包括冷卻氣體輸入裝置（或稱：進(jìn)氣裝置），冷卻氣體 輸入裝置的冷卻氣體輸出口朝向氣流通道13接近外端壁或內(nèi)端壁的位置。進(jìn)氣裝置可W 提高過渡段的冷卻效果，進(jìn)而延長(zhǎng)過渡段結(jié)構(gòu)的使用壽命W及安全性。
[0066] 本發(fā)明實(shí)施例1提供的技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比：
[0067]
[0068] 上述本發(fā)明所公開的任一技術(shù)方案除另有聲明外，如果其公開了數(shù)值范圍，郝么 公開的數(shù)值范圍均為優(yōu)選的數(shù)值范圍，任何本領(lǐng)域的技術(shù)人員應(yīng)該理解：優(yōu)選的數(shù)值范圍 僅僅是諸多可實(shí)施的數(shù)值中技術(shù)效果比較明顯或具有代表性的數(shù)值。由于數(shù)值較多，無法 窮舉，所W本發(fā)明才公開部分?jǐn)?shù)值W舉例說明本發(fā)明的技術(shù)方案，并且，上述列舉的數(shù)值不 應(yīng)構(gòu)成對(duì)本發(fā)明創(chuàng)造保護(hù)范圍的限制。
[0069] 如果本文中使用了 "第一"、"第二"等詞語來限定零部件的話，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng) 該知曉；"第一"、"第二"的使用僅僅是為了便于描述上對(duì)零部件進(jìn)行區(qū)別如沒有另行聲明 夕F，上述詞語并沒有特殊的含義。
[0070] 同時(shí)，上述本發(fā)明如果公開或涉及了互相固定連接的零部件或結(jié)構(gòu)件，郝么，除另 有聲明外，固定連接可W理解為：能夠拆卸地固定連接（例如使用螺栓或螺釘連接），也可 W理解為；不可拆卸的固定連接（例如馴接、焊接），當(dāng)然，互相固定連接也可W為一體式結(jié) 構(gòu)（例如使用鑄造工藝一體成形制造出來）所取代（明顯無法采用一體成形工藝除外）。
[0071] 另外，上述本發(fā)明公開的任一技術(shù)方案中所應(yīng)用的用于表示位置關(guān)系或形狀的術(shù) 語除另有聲明外其含義包括與其近似、類似或接近的狀態(tài)或形狀。本發(fā)明提供的任一部件 既可W是由多個(gè)單獨(dú)的組成部分組裝而成，也可W為一體成形工藝制造出來的單獨(dú)部件。
[0072] 最后應(yīng)當(dāng)說明的是：W上實(shí)施例僅用W說明本發(fā)明的技術(shù)方案而非對(duì)其限制；盡 管參照較佳實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，所屬領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：依然 可W對(duì)本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】進(jìn)行修改或者對(duì)部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而不脫離本發(fā) 明技術(shù)方案的精神，其均應(yīng)涵蓋在本發(fā)明請(qǐng)求保護(hù)的技術(shù)方案范圍當(dāng)中。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，包括外端壁、內(nèi)端壁以及設(shè)置在所述外端壁與所述 內(nèi)端壁之間的支板，其中： 所述支板上設(shè)置有貫穿所述支板的氣流通道，從所述支板的壓力面流過的氣流能經(jīng)過 所述氣流通道流向所述支板的吸力面并帶動(dòng)所述吸力面周圍的低能流體流向下游。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述氣流通道為氣流縫隙形成， 所述氣流縫隙將所述支板分隔為前支板和后支板。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述前支板和所述后支板各自 均為葉片形，所述前支板形成主翼，所述后支板形成襟翼，所述氣流通道設(shè)置在所述支板的 尾緣。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述襟翼的弦長(zhǎng)為所述支板的 弦長(zhǎng)的5%~45%。5. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述襟翼的弦長(zhǎng)為所述支板的 弦長(zhǎng)的10%~30%。6. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述襟翼的壓力面上與所述主 翼的壓力面上斜率相同的點(diǎn)與所述襟翼的前緣點(diǎn)之間的最小距離為所述襟翼在所述發(fā)動(dòng) 機(jī)軸向方向上的長(zhǎng)度的25 %~35 %。7. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述主翼的尾緣設(shè)置有導(dǎo)流平 面，所述導(dǎo)流平面形成所述氣流縫隙位置相對(duì)的兩個(gè)側(cè)壁中的其中一個(gè)側(cè)壁。8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述導(dǎo)流平面與所述主翼的壓 力面的連接處以及所述導(dǎo)流平面與所述主翼的吸力面的連接處均設(shè)置有圓角或倒角。9. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述襟翼表面上與所述主翼的 尾緣表面上斜率相同的點(diǎn)與所述襟翼的前緣點(diǎn)之間的表面的外輪廓線為曲線，所述曲線符 合橢圓方程或拋物線方程：所述橢圓方程為y2+ax2+bxy+Cx= 0,其中：x為曲線上各點(diǎn)的橫 坐標(biāo)值，y為曲線上各點(diǎn)的縱坐標(biāo)值，a、b、c為自設(shè)定系數(shù)。10. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述a、所述b、所述c各自的取 值均為-5~5。11. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述氣流通道為氣流通孔。12. 根據(jù)權(quán)利要求11所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，其特征在于，所述氣流通孔設(shè)置在所述支 板接近所述外端壁的部分、設(shè)置在所述支板接近所述內(nèi)端壁的部分或者設(shè)置在所述支板沿 所述發(fā)動(dòng)機(jī)徑向方向上的中部位置。13. -種航空發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，包括權(quán)利要求1一12任一所述的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，所 述外端壁為外周機(jī)匣的內(nèi)表面，所述內(nèi)端壁為輪轂的外表面。14. 根據(jù)權(quán)利要求13所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，所述氣流通道為氣流縫隙形成， 所述氣流縫隙將所述支板分隔為前支板和后支板，所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)還包括冷卻氣體輸入裝 置，所述冷卻氣體輸入裝置的冷卻氣體輸出口朝向所述氣流通道接近所述外端壁或所述內(nèi) 端壁的位置。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段以及航空發(fā)動(dòng)機(jī)，涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域。解決了現(xiàn)有技術(shù)存在過渡段的氣動(dòng)性能較差的技術(shù)問題。該發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段包括外端壁、內(nèi)端壁以及設(shè)置在所述外端壁與所述內(nèi)端壁之間的支板，所述支板上設(shè)置有貫穿所述支板的氣流通道，從所述支板的壓力面流過的氣流能經(jīng)過所述氣流通道流向所述支板的吸力面并帶動(dòng)所述吸力面周圍的低能流體流向下游。本發(fā)明提供的航空發(fā)動(dòng)機(jī)，包括本發(fā)明任一技術(shù)方案提供的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡段，所述外端壁為外周機(jī)匣的內(nèi)表面，所述內(nèi)端壁為輪轂的外表面。本發(fā)明用于提高過渡段的氣動(dòng)性能。
【IPC分類】F01D9/02
【公開號(hào)】CN105443162
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201410499761
【發(fā)明人】李蓓, 范宜龍, 羅華玲
【申請(qǐng)人】中航商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司
【公開日】2016年3月30日
【申請(qǐng)日】2014年9月26日