CN105443162B

CN105443162B - 发动机过渡段以及航空发动机

Info

Publication number: CN105443162B
Application number: CN201410499761.6A
Authority: CN
Inventors: 李蓓; 范宜龙; 罗华玲
Original assignee: AVIC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Current assignee: AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority date: 2014-09-26
Filing date: 2014-09-26
Publication date: 2017-04-19
Anticipated expiration: 2034-09-26
Also published as: CN105443162A

Abstract

本发明公开了一种发动机过渡段以及航空发动机，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在过渡段的气动性能较差的技术问题。该发动机过渡段包括外端壁、内端壁以及设置在所述外端壁与所述内端壁之间的支板，所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游。本发明提供的航空发动机，包括本发明任一技术方案提供的发动机过渡段，所述外端壁为外周机匣的内表面，所述内端壁为轮毂的外表面。本发明用于提高过渡段的气动性能。

Description

发动机过渡段以及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种发动机过渡段以及设置该发动机过渡段的航空发动机。

背景技术

涡轮级间机匣又称为“过渡段”(英文可译为：TRANSITION DUCT)，它位于高压涡轮、低压涡轮之间，起导流作用，是航空发动机的关键部件之一。过渡段上接高压涡轮出口、其出口连接低压涡轮入口(或称：低压涡轮进口)，因此，过渡段的气动性能强烈影响着低压涡轮的气动性能。过渡段由支板、上端壁(或称：外端壁)以及下端壁(或称：内端壁)构成，其气动设计的关键就是对轮毂(即内端壁)、机匣(即外端壁)和支板型线的设计、优化。一般地，当上游高压涡轮的出口气流流入过渡段时，过渡段内部的承力结构会采用外包支板对流经过渡段的气流进行导流。

本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：

由于现有技术中，当过渡段内部的承力结构采用外包支板对流经过渡段的气流进行导流的过程中，流入过渡段的气流容易在支板尾缘(英文可译为：TRAILNG EDGE)附近产生分离，这个分离会影响过渡段本身的气动特性，降低过渡段的总压恢复性能、提高过渡段的压力损失，随着分离气流的发展会直接影响过渡段出口的气流品质，也影响了下游低压涡轮进口的气动性能。

发明内容

本发明的其中一个目的是提出一种发动机过渡段以及设置该发动机过渡段的航空发动机，解决了现有技术存在过渡段的气动性能较差的技术问题。本发明提供的诸多技术方案中的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，本发明提供了以下技术方案：

本发明实施例提供的发动机过渡段，包括外端壁、内端壁以及设置在所述外端壁与所述内端壁之间的支板，其中：

所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游。

在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板。

在优选或可选地实施例中，所述前支板和所述后支板各自均为叶片形，所述前支板形成主翼，所述后支板形成襟翼，所述气流通道设置在所述支板的尾缘。

在优选或可选地实施例中，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的5％～45％。

在优选或可选地实施例中，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的10％～30％。

在优选或可选地实施例中，所述襟翼的压力面上与所述主翼的压力面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的最小距离为所述襟翼在所述发动机轴向方向上的长度的25％～35％。

在优选或可选地实施例中，所述主翼的尾缘设置有导流平面，所述导流平面形成所述气流缝隙位置相对的两个侧壁中的其中一个侧壁。

在优选或可选地实施例中，所述导流平面与所述主翼的压力面的连接处以及所述导流平面与所述主翼的吸力面的连接处均设置有圆角或倒角。

在优选或可选地实施例中，所述襟翼表面上与所述主翼的尾缘表面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的表面的外轮廓线为曲线，所述曲线符合椭圆方程或抛物线方程：所述椭圆方程为y²+ax2+bxy+cx＝0，其中：x为曲线上各点的横坐标值，y为曲线上各点的纵坐标值，a、b、c为自设定系数。

在优选或可选地实施例中，所述a、所述b、所述c各自的取值均为-5～5。

在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流通孔。

在优选或可选地实施例中，所述气流通孔设置在所述支板接近所述外端壁的部分、设置在所述支板接近所述内端壁的部分或者设置在所述支板沿所述发动机径向方向上的中部位置。

本发明实施例提供的航空发动机，包括本发明任一技术方案提供的发动机过渡段，所述外端壁为外周机匣的内表面，所述内端壁为轮毂的外表面。

在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板，所述航空发动机还包括冷却气体输入装置，所述冷却气体输入装置的冷却气体输出口朝向所述气流通道接近所述外端壁或所述内端壁的位置。

基于上述技术方案，本发明实施例至少可以产生如下技术效果：

由于本发明实施例提供的发动机过渡段内的支板上(优选为支板的尾缘处)设置有贯穿支板的气流通道，当上游气流(例如：高压涡轮出口气流)流入过渡段时，由于气流通道(优选为襟翼和主翼之间的缝隙形成)的存在，压力面的气流会经过气流通道流动至吸力面，

由于流动至吸力面的流体具有较大的动能，其可以带动吸力面的低能流体流向下游，避免了在支板的尾缘处发生流动分离，所以提升了过渡段的气动性能，解决了现有技术存在过渡段的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发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为现有技术中发动机过渡段的支板外表面气流流线的示意图；

图2为本发明实施例所提供的发动机过渡段的支板的叶型的示意图；

图3为本发明实施例所提供的发动机过渡段的支板外表面气流流线的示意图；

图4为本发明实施例所提供的发动机过渡段的支板的襟翼的叶型的放大示意图；

图5为本发明实施例所提供的发动机过渡段的支板的叶型的放大示意图；

图6为图5所示襟翼的叶型的放大示意图；

附图标记：1、支板；11、主翼；12、襟翼；13、气流通道；121、导流平面；14、圆角，E、点；F、点；G、点；H、点；I、点；J、点；K、点；L、点；M、点。

具体实施方式

下面可以参照附图图1～图6以及文字内容理解本发明的内容以及本发明与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本发明的一些可选实施例的方式，对本发明的技术方案(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发明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：可以将本发明提供的任一技术手段进行替换或将本发明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发明的保护范围，本发明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发明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。

本发明实施例提供了一种可以改善、抑制流动分离，气动性能较为理想的发动机过渡段以及设置该发动机过渡段的航空发动机。

下面结合图2～图6对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

如图2～图6所示，本发明实施例所提供的发动机过渡段，包括外端壁、内端壁以及设置在外端壁与内端壁之间的如图2所示支板1，其中：

支板1上(优选为支板1的尾缘处)设置有贯穿支板1的气流通道13，从支板1的压力面流过的气流能经过气流通道13流向支板1的吸力面并带动吸力面周围的低能流体流向下游。

由于本发明实施例提供的发动机过渡段中支板1上(优选为支板1的尾缘处)设置有贯穿支板1的气流通道13，当上游气流(例如：高压涡轮出口气流)流入过渡段时，由于气流通道13(优选为襟翼12和主翼11之间的缝隙形成)的存在，压力面的气流会经过气流通道13流动至吸力面，流动至吸力面的流体具有较大的动能，其可以带动吸力面的低能流体流向下游，避免了在支板1的尾缘处发生流动分离，所以提升了过渡段的气动性能。

作为优选或可选地实施方式，气流通道13为气流缝隙形成，气流缝隙将支板1分隔为前支板和后支板。气流缝隙不仅口径较大，对经过的气流造成的气动损失较少，而且便于设置，可以节省支板1耗费的材料。

作为优选或可选地实施方式，前支板和后支板各自均为叶片形，前支板形成主翼11，后支板形成襟翼12。气流通道13设置在支板1的尾缘。叶片形结构对经过的气流造成的气动损失较少，且对气流的导向作用较好。

作为优选或可选地实施方式，襟翼12的弦长为支板1的弦长的5％～45％，襟翼12的弦长优选为支板1的弦长的10％～30％。上述尺寸值可以确保气流通道13的出流口的位置接近支板1周围气流发生流动分离较为严重的区域，由此可以更为有效地抑制流动分离造成的危害。

作为优选或可选地实施方式，襟翼12的压力面(接近气流通道13的进流口的一侧表面)上与主翼11的压力面(优选为主翼11的尾缘表面)上斜率相同的点与襟翼12的前缘点之间的最小距离为襟翼12在发动机轴向方向上的长度的25％～35％。上述尺寸值可以确保气流通道13的宽度尺寸较为理想，进而确保气流通道13对气流造成的流动损失较少的情况下，有效地抑制流动分离造成的危害。

作为优选或可选地实施方式，主翼11的尾缘设置有导流平面121，导流平面121形成气流缝隙位置相对的两个侧壁中的其中一个侧壁。

导流平面121便于制造、加工，而且对流经的气流造成的气动损失较少。

作为优选或可选地实施方式，导流平面121与主翼11的压力面的连接处以及导流平面121与吸力面的连接处均设置有圆角14或倒角，优选为圆角14。

圆角14或倒角不仅可以避免主翼11尾缘边棱处发生应力集中，强度较高，而且还可以减少其对经过气流造成的损失。

作为优选或可选地实施方式，襟翼12表面上与主翼11的尾缘表面上斜率相同的点与襟翼12的前缘点之间的表面的外轮廓线为曲线，曲线符合椭圆方程或抛物线方程：椭圆方程为y²+ax²+bxy+cx＝0，其中：x为曲线上各点的横坐标值，y为曲线上各点的纵坐标值，a、b、c为自设定系数。a、b、c的取值可以为-5～5，当然也可以为其他数值。通过改变a、b、c的取值可以改变曲线的曲率，进而改变襟翼12表面的形状。

上述形状可以尽可能地减少襟翼12表面对流过的气流造成的气动损失。

如图5和图6所示，本发明中襟翼12的弦长可以为支板1弦长的10％～30％。襟翼12的具体设计方法包括襟翼12设计方法一与襟翼12设计方法二，具体如下：

襟翼12设计方法一：

襟翼12由多条线段构成包括：

线段一：点L至尾缘段；点L距襟翼12尾缘点M的距离占襟翼12在发动机轴向方向上长度的30％～40％。点L与主翼11上点A的斜率相同。

可通过NACA系列叶型数据确定主翼11流线，主翼11流线坐标已知，可求得点A、C处坐标，由点A、点C(点A、点C尽可能相近)确定线段AC，延长线段AC通过点L并延伸，可以得到线段CAL及其延长线。

线段二：点E至前缘段；点E距襟翼12前缘点H的距离占襟翼12在发动机轴向方向上长度的25％～35％；与线段一同理，求出由点B、点D(点B、D尽可能相近)构成的线段DBE及其延长线，考虑加工工艺等要求确定尾缘直径(比如4mm)，求出同时内切于线段BE、AL的圆，则襟翼12尾缘点的位置可定。

曲线三：点E至点H至点L，该部分线段至少由两部分构成：曲线EH、曲线HL，其中点H为襟翼12前缘点。为提高曲线精度，该曲线可人为增加线段数目。本案仅以两段为例，曲线EH、曲线HL分别可用椭圆方程实现：y²+ax²+bxy+cx＝0)(式中a、b、c均为可以自设的系数，由这些系数可控制曲线EH、曲线HL的曲率大小；除椭圆方程外，抛物线方程也可实现曲线EH、曲线HL的外形设计)，此方程自动满足头部斜率无穷大的条件。比如：曲线EH可选取椭圆方程：曲线HL可选取椭圆方程：

襟翼12设计方法二：

用叶片造型软件，根据流场流线细节，通过调整襟翼12型线，进行流场计算及分析，迭代进行上述步骤直至流场无明显分离，在流场无分离情况下，确定满足条件的襟翼12外形。

本发明实施例中主翼11尾缘的具体设计有如下两种方法：

主翼11尾缘设计方法一：主翼11尾缘也可通过应用椭圆方程实现。

主翼11尾缘设计方法二：通过直接连接主翼11尾部上翼面、下翼面两个端点点A、点B，再对翼面上下两个内角导圆实现。

实施例2：

本实施例与实施例1基本相同，其区别在于：本实施例中气流通道13为气流通孔。设置气流通孔的支板1具有便于加工、制造、运输，且结构强度较高的优点。

作为优选或可选地实施方式，气流通孔设置在支板1接近外端壁的部分、设置在支板1接近内端壁的部分或者设置在支板1沿发动机径向方向上的中部位置。以上设置位置均可以不同程度的起到抑制支板1周围流动分离的作用。当然，气流通道13也可以为气流通孔与气流缝隙的组合，例如：气流通道13部分为气流通孔，部分为气流缝隙。

如图2～图6所示，本发明实施例提供的航空发动机，包括本发明任一技术方案提供的发动机过渡段，外端壁为外周机匣的内表面，内端壁为轮毂的外表面。航空发动机适宜采用本发明任一技术方案提供的发动机过渡段以提高其抑制流动分离产生的危害，改善其气动性能。

作为优选或可选地实施方式，气流通道13为气流缝隙形成，气流缝隙将支板1分隔为前支板和后支板，航空发动机还包括冷却气体输入装置(或称：进气装置)，冷却气体输入装置的冷却气体输出口朝向气流通道13接近外端壁或内端壁的位置。进气装置可以提高过渡段的冷却效果，进而延长过渡段结构的使用寿命以及安全性。

本发明实施例1提供的技术方案与现有技术实验数据对比：

过渡段	总压恢复系数％	总压损失系数％
			现有技术	99.326	8.273
本发明	99.426	6.974
			改善幅度	+0.1	-1.299

上述本发明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，所以本发明才公开部分数值以举例说明本发明的技术方案，并且，上述列举的数值不应构成对本发明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，上述本发明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，上述本发明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。本发明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发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明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；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims

1.一种发动机过渡段，其特征在于，包括外端壁、内端壁以及设置在所述外端壁与所述内端壁之间的支板，其中：

所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板，所述前支板和所述后支板各自均为叶片形，所述前支板形成主翼，所述后支板形成襟翼，所述气流通道设置在所述支板的尾缘。

2.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的5％～45％。

3.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的10％～30％。

4.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述襟翼的压力面上与所述主翼的压力面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的最小距离为所述襟翼在所述发动机轴向方向上的长度的25％～35％。

5.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述主翼的尾缘设置有导流平面，所述导流平面形成所述气流缝隙位置相对的两个侧壁中的其中一个侧壁。

6.根据权利要求5所述的发动机过渡段，其特征在于，所述导流平面与所述主翼的压力面的连接处以及所述导流平面与所述主翼的吸力面的连接处均设置有圆角或倒角。

7.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述襟翼表面上与所述主翼的尾缘表面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的表面的外轮廓线为曲线，所述曲线符合椭圆方程或抛物线方程：所述椭圆方程为y²+ax²+bxy+cx＝0，其中：x为曲线上各点的横坐标值，y为曲线上各点的纵坐标值，a、b、c为自设定系数。

8.根据权利要求7所述的发动机过渡段，其特征在于，所述a、所述b、所述c各自的取值均为-5～5。

9.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1－8任一所述的发动机过渡段，所述外端壁为外周机匣的内表面，所述内端壁为轮毂的外表面。

10.根据权利要求9所述的航空发动机，其特征在于，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板，所述航空发动机还包括冷却气体输入装置，所述冷却气体输入装置的冷却气体输出口朝向所述气流通道接近所述外端壁或所述内端壁的位置。