CN102817873B - 航空发动机压气机的梯状间隙结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空发动机压气机的梯状间隙结构，涉及航空发动机高负荷风扇或机压气机的扩稳技术，所述航空发动机压气机包括转子叶片和机匣外壳，其中，在所述机匣外壳内侧壁相应的位置上通过加工开设具有一定深度和宽度的阶梯周向槽，通过优化匹配间隙大小以及阶梯周向槽开槽位置获得不同的梯状间隙结构布局，可利用在阶梯槽与压气机顶部区域的复杂流动相互作用，有效控制压气机顶部区域阻塞团的大小和位置，提高了通道主流的流通面积，在提高压气机稳定工作裕度的同时，提高了压气机的性能。

Description

航空发动机压气机的梯状间隙结构

技术领域

本发明涉及一种用于航空发动机风扇和压气机的梯状间隙结构，其能够实现风扇及压气机的扩稳增效，特别适用于高性能航空燃气涡轮发动机。

背景技术

叶轮机械中叶顶间隙是为避免旋转叶片和机匣之间发生碰磨而引入的，其大小约为0.3％～1％压气机转子叶顶轴向弦长。在叶顶间隙两侧的压差作用下，部分流体穿过叶顶间隙形成泄漏流动，同时由于受到主流的影响，该泄漏流动通常以叶尖泄漏涡的形式存在于压气机转子叶顶区域。对风扇/轴流压气机而言，叶尖泄漏流的负面影响主要体现为产生泄漏损失和堵塞，前者会降低压气机效率，后者会降低压气机的压升能力和稳定工作范围。中等推力、中等增压比的发动机，叶片高度较大，由叶尖间隙造成的损失还不很严重。随着增压比的增加，叶片高度显著缩短，高压压气机后几级的叶高有的已缩短到20-30mm，这样叶尖间隙造成的损失变得更加显著。根据实测，叶尖间隙相对值(即间隙/叶片高度)增加1％，效率约降低1％；而效率降低1％，耗油率约增加2％。此外，越来越多的研究结果表明，现代高性能压气机的失稳大多是由叶顶间隙泄漏流动所产生的失速先兆触发的。现代先进航空发动机对高推重比的军事需求要求轴流压气机总压比不断提高且级数(或叶片数)不断减少。这就导致轴流压气机的级负荷越来越高，叶尖泄漏更严重，压气机对叶尖间隙的敏感性逐步增强，叶顶间隙导致的损失所占的比例越来越高。

可以看出，叶顶间隙大小以及布局对环壁附面层及其与叶片附面层的相互作用起着十分重要的作用。如果间隙控制得好，转子压升、效率及失速裕度都可得到不同程度的改善；反之，若间隙过大，或布局不合理，尖部区域又将是一个严重的气动损失源和率先失速区。现代航空发动机先进的气动设计与试验方法已使压气机效率高达88％以上。如果想要进一步提高发动机性能，需要尽量减小气流泄漏，减少流道中的端壁损失。随着对叶尖泄漏流动认识的日益丰富，人们开始考虑采取控制措施来减缓泄漏损失带来的稳定工作裕度退化和性能下降问题，如已经在许多发动机实际型号中得到广泛应用的机匣处理，就是利用尖部间隙的变化来改进转子性能的。

公告号CN102162472A的专利文献公开一种应用在轴流压气机转子叶尖端区的多圆弧斜槽处理机匣。所述多圆弧斜槽处理机匣的处理槽在径向采用双圆弧型并且在周向采用圆弧型的组合设计。通过合理的设计处理槽的几何结构形式，即在R方向(径向)采用双圆弧型并且在θ(周向)采用圆弧型的组合设计。

公告号CN101691869的专利文献公开了一种具有轴向斜槽处理机匣结构的轴径流压气机，该轴径流压气机包括轴流转子，轴流静子以及径流压气机，且轴流转子，轴流静子以及径流压气机三个部件依次同轴联结；在所述的轴径流压气机轴流转子的机匣壁面上加工有周向均匀分布的轴向斜槽，轴向斜槽在径向顺转子转向呈30°-60°的倾斜。

传统的周向槽处理机匣如图1所示，是在机匣上沿压气机的周向开数条直槽，实际应用效果表明，无论来流是均匀流或发生进口畸变，压气机稳定裕度都有改善，由于周向槽能够方便地实现加工，因此对于改善发动机的性能具有一定的意义。但这类处理机匣的缺点是稳定裕度的改善以损失压气机的效率为代价。

因此，亟需寻求一种转子叶顶间隙的合理布局，达到扩大稳定工作范围和提高效率的双重目的。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种结构设计合理、即实现了稳定工作裕度提升又不牺牲压气机效率、结构简单实用的航空发动机压气机的梯状间隙结构。

本发明解决上述技术问题为一种航空发动机压气机的梯状间隙结构，所述航空发动机压气机包括转子叶片和机匣外壳，其结构特点是：所述的机匣外壳内侧壁相应的位置上加工成具有一定深度和宽度的阶梯周向槽，通过优化匹配间隙大小以及阶梯周向槽开槽位置获得不同的梯状间隙结构布局。

优选为，本发明所述的周向槽的深度与压气机叶顶间隙t1大小相等。

优选为，本发明所述的周向槽开槽位于叶顶轴向弦长的60％～108％范围内。

优选为，本发明所述梯状间隙结构与压气机设计所追求的目标有关，为了获得更高的压比和效率，优选为将叶顶间隙t1设为叶顶轴向弦长的0.3％，且使周向槽开槽位于叶顶轴向弦长的60％～108％范围内；为了获得更高的稳定工作范围，优选为将叶顶间隙t1设为叶顶轴向弦长的0.6％，且使周向槽开槽位于叶顶轴向弦长的90％～108％范围内。

本发明同现有技术相比具有以下优点及效果：本发明的新型梯状间隙结构布局更加简单，更加方便地实现加工，并且能够在提高压气机稳定工作裕度的同时提高压气机效率；此外，通过叶顶间隙大小与阶梯开槽位置的优化组合，能够实现对压气机转子端部流动的合理组织，达到提高压气机稳定工作裕度或者压气机性能的目标。本发明利用在阶梯槽与压气机顶部区域的复杂流动相互作用，有效控制压气机顶部区域阻塞团的大小和位置，提高了通道主流的流通面积，在提高压气机稳定工作裕度的同时，提高了压气机的性能。

附图说明

图1为传统的周向槽处理机匣结构的示意图。

图2为本发明一实施例所述航空发动机压气机的梯状间隙结构的示意图。

标号说明：1-转子叶片、2-机匣外壳、3-阶梯槽。

具体实施方式

下面，结合实施例对本发明做进一步的详细说明，以下实施例是对本发明的解释而本发明并不局限于以下实施例。

实施例1：如图2所示，本实施例所述的航空发动机压气机包括转子叶片1和机匣外壳2，机匣外壳2的内侧壁设置有深度较小的阶梯槽3。

为了提高压气机的性能，实现对压气机转子叶顶端区复杂流动的组织与调控，在压气机机匣外壳2上开设了深度与叶顶间隙大小相当的阶梯槽3，针对压气机设计中所追求目标的不同来确定叶顶间隙大小和阶梯槽开槽位置，设计不同的转子叶顶梯状间隙结构。如果设计中追求更高的压比和效率，则将转子叶顶间隙t1设为转子叶顶轴向弦长的0.3％，同时在叶顶轴向弦长的60％～108％范围内引入深度与叶顶间隙相当的阶梯槽；如果追求更高的稳定工作范围，则将转子叶顶间隙t1设为转子叶顶轴向弦长的0.6％，同时在叶顶轴向弦长的90％～108％范围内引入深度与叶顶间隙相当的阶梯槽。

工作时，借助转子叶片1叶顶吸力面和压力面两侧的压力梯度，阶梯槽能够将顶部间隙涡与激波相互作用产生的位于转子叶片尾缘附近的低能阻塞团带入相邻转子叶片顶部间隙，进入相邻叶片顶部间隙的高损失阻塞团在与机匣粘性边界层相互作用过程中耗散被成为中等损失的阻塞团，从而有效地消除了转子叶片压力面附近的堵塞，对转子叶顶区域产生一种气动密封作用。因此，梯状间隙结构能够调控转子叶顶区域阻塞团的大小和位置，提高通道主流的流通面积，从而改进了压气机转子的压比、效率和流量范围。

综上所述，本发明可直接用于航空燃气涡轮发动风扇/机压气机，在提高风扇/机压气机的稳定工作裕度的同时提高压气机的效率。

本发明的思路是从合理组织压气机叶顶端区复杂流动出发，探索了一种新型叶顶梯状间隙结构，设计出一种阶梯槽处理机匣，打破了“机匣处理能够扩大压气机稳定工作裕度，但要降低效率”的传统观念，这也成为本发明设计的宗旨。

此外，本说明书中所描述的具体实施例，其零部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员能够对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种航空发动机压气机的梯状间隙结构，所述航空发动机压气机包括转子叶片和机匣外壳，其特征在于，在所述的机匣外壳内侧壁相应的位置上通过加工开设具有一定深度和宽度的阶梯周向槽，通过优化匹配间隙大小以及阶梯槽开槽位置获得不同的梯状间隙结构；该梯状间隙结构的周向槽深度与压气机叶顶间隙t1大小相等；所述周向槽开槽位于叶顶轴向弦长的60％～108％范围内。

2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机的梯状间隙结构，其特征在于，将叶顶间隙t1设为叶顶轴向弦长的0.3％，同时在叶顶轴向弦长的60％～108％范围内引入深度与叶顶间隙相当的阶梯槽，能够获得更高的压比和效率。

3.根据权利要求1所述的航空发动机压气机的梯状间隙结构，其特征在于，将叶顶间隙t1设为叶顶轴向弦长的0.6％，同时在叶顶轴向弦长的90％～108％范围内引入深度与叶顶间隙相当的阶梯槽，能够获得更高的稳定工作范围。