CN116591971A - 一种高低压比的双流道离心压气机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种高低压比的双流道离心压气机，包括：离心叶轮、双流道径向扩压器和轴向扩压器；离心叶轮的叶片的尾端具有贯穿径向边沿和轴向边沿的缺口；双流道径向扩压器包括：圆环形的扩压器本体；扩压器本体的两个环形表面上分别设置有多个叶片式导叶和多个楔形导叶。本发明通过在离心叶轮的叶片的尾端使用局部切割的形式形成缺口，使离心叶轮具有两种不同的切线速度，能够满足进入回流燃烧室及进入引气蜗壳的不同压力需求，同时减少了其轴向尺寸、重量与零件数，在维持引气压比、提高进入回流燃烧室压比的同时，保持了小尺寸、轻重量，进一步提升了辅助动力装置的性能。

Description

一种高低压比的双流道离心压气机
技术领域
本发明属于离心压气机技术领域，具体涉及一种高低压比的双流道离心压气机。
背景技术
辅助动力装置为飞机提供启动能源及高压空气，受限于飞机引气管路的可用性，辅助动力装置压缩***的引气压力一般在4左右，常规采用单叶轮的辅助动力装置，其引气压力与进入燃烧室的压力相同，且约为4个大气压左右，此时进入燃烧室的气体压力较低整机性能不佳；常规采用双叶轮时，维持引气压比为4左右，进入燃烧室的气体压比达到8左右，此时辅助动力装置气动性能提升，但整个转子的长度、重量与零件数均增加。
一种现有的燃气涡轮发动机如图1、2所示，图1为单叶轮、图2为双叶轮。单叶轮的实现方案为：将转动的涡轮转子106与离心叶轮101连接在同一根轴上，两者之间装有燃烧室104，空气连续不断的被吸入压气机101、102、103，在其中压缩后，一部分压缩气体进入蜗壳108提供给飞机使用，另一部分进入燃烧室104中喷油燃烧成为高温燃气，再进入涡轮导向器105中梳理方向，然后高温高压的燃气在涡轮转子106膨胀做功，膨胀功通过传动轴传给离心叶轮101从而实现发动机的连续工作。
双叶轮的实现方案为：将转动的涡轮转子206与离心叶轮201、208连接在同一根轴207上，两者之间装有燃烧室204，空气连续不断的被吸入压气机201、202、203，在其中压缩后进入燃烧室204中喷油燃烧成为高温燃气，再进入涡轮导向器205中梳理方向，然后高温高压的燃气在涡轮转子206膨胀做功，膨胀功通过传动轴传给离心叶轮201及208，从而实现发动机的连续工作。同时空气连续不断的被吸入压气机208、209、210，在其中增压后进入飞机供使用。
常规采用单叶轮的离心压气机的辅助动力装置其引气压力与进入燃烧室的压力相同，考虑到飞机引气管路的防火及可用性，其压力一般为4个大气压左右，此时进入燃烧室的气体压力较低，导致辅助动力装置整机耗油率较高；常规采用双叶轮的离心压气机的辅助动力装置，一路叶轮维持引气压力压比为4左右，一路叶轮保证进入燃烧室的气体压比达到8左右，辅助动力装置气动性能虽提升，但整个转子的长度、重量与零件数均增加，使双叶轮的收益降低。
发明内容
为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种高低压比的双流道离心压气机。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
一种高低压比的双流道离心压气机，包括：离心叶轮、双流道径向扩压器和轴向扩压器；
所述离心叶轮的每个叶片的尾端具有贯穿径向边沿和轴向边沿的缺口，以使所述离心叶轮产生第一切线速度和第二切线速度；所述第一切线速度大于所述第二切线速度；
所述双流道径向扩压器包括：圆环形的扩压器本体；
所述扩压器本体的两个环形表面上分别设置有多个叶片式导叶和多个楔形导叶；
所述多个叶片式导叶与所述离心叶轮的叶片的尾端位于同一侧，以使所述第一切线速度产生的气流进入所述多个叶片式导叶所形成的流道；所述轴向扩压器位于所述多个叶片式导叶所形成的流道的气流出口处；
所述多个楔形导叶与所述缺口位于同一侧，以使所述第二切线速度产生的气流进入所述多个楔形导叶所形成的流道。
在本发明的一个实施例中，所述多个叶片式导叶均匀分布，且所述多个叶片式导叶偏转方向相同；
在本发明的一个实施例中，所述多个楔形导叶均匀分布，且所述多个楔形导叶的偏转方向相同；所述多个叶片式导叶和所述多个楔形导叶的偏转方向相同。
在本发明的一个实施例中，所述缺口为L形。
在本发明的一个实施例中，所述双流道径向扩压器设置在靠近所述离心叶轮的叶片的尾端的位置。
本发明的有益效果：
本发明通过在离心叶轮的叶片的尾端使用局部切割的形式形成缺口，使离心叶轮具有两种不同的切线速度，高切线速度部分产生高压比气流，经过双流道径向扩压器的叶片式导叶所形成的流道及轴向扩压器可以进入回流燃烧室中，低切线速度部分产生低压比气流经过多个楔形导叶所形成的流道后进入引气蜗壳供飞机使用，本发明的离心压气机能够满足进入回流燃烧室及进入引气蜗壳的不同压力需求，因此，能够降低辅助动力装置的油耗率，减小辅助动力装置的轴向尺寸、重量与零件数，在维持引气压比以及提高进入回流燃烧室压比的同时，保持了小尺寸、轻重量，进一步提升了辅助动力装置的性能。
以下将结合附图及实施例对本发明做进一步详细说明。
附图说明
图1为现有技术的单叶轮的常规辅助动力装置的结构示意图；
图2为现有技术的双叶轮的常规辅助动力装置的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的具有一种高低压比的双流道离心压气机的辅助动力装置的结构示意图；
图4为本发明实施例提供的离心叶轮的结构示意图；
图5为本发明实施例提供的扩压器本体和楔形导叶的结构示意图；
图6为本发明实施例提供的扩压器本体和叶片式导叶的结构示意图；
图7为本发明实施例提供的双流道径向扩压器的结构示意图。
附图标记说明：
301-离心叶轮；302A-叶片式径向扩压器；302B-楔形径向扩压器；303-轴向扩压器；304-回流燃烧室；305-涡轮导向器；306-涡轮转子；307-引气蜗壳；308-连接轴；309-叶片；310-缺口；311-扩压器本体；312-叶片式导叶；313-楔形导叶。
下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。
具体实施方式
实施例一
如图3、图4、图5、图6和图7所示，本发明实施例的第一方面提供一种高低压比的双流道离心压气机，包括：离心叶轮301、双流道径向扩压器和轴向扩压器303；
离心叶轮301的每个叶片309的尾端具有贯穿径向边沿和轴向边沿的缺口310，以使离心叶轮301具有第一切线速度和第二切线速度；第一切线速度大于第二切线速度。在离心叶轮301的尾部使用局部切割的形式，使离心叶轮301具有两种不同的切线速度。
双流道径向扩压器设置在靠近离心叶轮301的叶片309的尾端的位置。双流道径向扩压器包括：圆环形的扩压器本体311。扩压器本体311的两个环形表面上分别设置有多个叶片式导叶312和多个楔形导叶313；多个叶片式导叶312与离心叶轮301的叶片309的尾端位于同一侧，离心叶轮301的叶片309的尾端朝向多个叶片式导叶312形成的流道，以使第一切线速度产生的气流进入多个叶片式导叶312所形成的流道；轴向扩压器303位于多个叶片式导叶312所形成的流道的气流出口处，经过叶片式导叶312所形成的流道的气流继续进入轴向扩压器303中。高切线速度（第一切线速度）部分产生高压比气流经过适用高速气流的叶片式径向扩压器302A（叶片式径向扩压器302A由叶片式导叶312与扩压器本体311构成）及轴向扩压器303进入回流燃烧室304中。
多个楔形导叶313与缺口310位于同一侧，缺口310朝向多个楔形导叶313所形成的流道，以使第二切线速度产生的气流进入多个楔形导叶313所形成的流道，低切线速度（第二切线速度）部分产生低压比气流经过适合承力安装的楔形径向扩压器302B（楔形径向扩压器302B由楔形导叶313与扩压器本体311构成）进入引气蜗壳307中供飞机使用。
本发明通过在离心叶轮301的叶片309的尾端使用局部切割的形式形成缺口310，使离心叶轮301具有两种不同的切线速度，多个叶片式导叶312与离心叶轮301的叶片309的尾端位于扩压器本体311的一侧，多个楔形导叶313与缺口310位于扩压器本体311的另一侧，高切线速度部分产生高压比气流，经过双流道径向扩压器的叶片式导叶312所形成的流道及轴向扩压器303可以进入回流燃烧室304中，低切线速度部分产生低压比气流经过多个楔形导叶313所形成的流道后进入引气蜗壳307供飞机使用，本发明的离心压气机能够满足进入回流燃烧室304及进入引气蜗壳307的不同压力需求，同时大幅度减少了其轴向尺寸、重量与零件数，在维持引气压比、提高进入回流燃烧室304压比的同时，保持了小尺寸、轻重量，进一步提升了辅助动力装置的性能。
进一步地，多个叶片式导叶312均匀分布，多个楔形导叶313均匀分布，多个叶片式导叶312的偏转方向相同，多个楔形导叶313的偏转方向相同，且多个叶片式导叶312和多个楔形导叶313的偏转方向相同。
进一步地，缺口310为L形。具体地，L形缺口310的较长段沿离心叶轮301的径向延伸，较短段沿离心叶轮301的轴向延伸。
目前已经完成了本发明的双流道离心压气机的全三维计算流体动力学仿真，根据仿真结果的双流道离心压气机中不同展高的马赫数云图对比，90%展高的马赫数云图中，缺口310的轴向位置主要位于低压比端，其最大相对马赫数约为1.6左右，与常规高比转速叶轮的马赫数相当。10%展高的马赫数云图中，缺口310的径向位置主要位于高压比端，其最大相对马赫数约为1.1左右，较低的马赫数能够保证高压比端的效率较高，除缺口310位置出现较弱低速区外，其余部分流动均表现正常。
实施例二
如图3、图4、图5、图6和图7所示，本发明实施例的第二方面提供一种辅助动力装置，包括实施例一的离心压气机、回流燃烧室304、涡轮导向器305、涡轮转子306和引气蜗壳307。
离心压气机的离心叶轮301与涡轮转子306传动连接。具体地，离心叶轮301与涡轮转子306连接在同一个轴，离心压气机的离心叶轮301通过连接轴308与涡轮转子306传动连接。
离心压气机的双流道径向扩压器的多个楔形导叶313所形成的流道的气流出口位于引气蜗壳307的气流进口上，从多个楔形导叶313所形成的流道流出的气流进入引气蜗壳307中。
离心压气机的双流道径向扩压器的轴向扩压器303的气流出口与回流燃烧室304的气流进口连通，从轴向扩压器303流出的气流进入回流燃烧室304中。涡轮导向器305设置在回流燃烧室304的气流出口上；涡轮转子306设置在涡轮导向器305的气流出口上。
本实施例中，离心叶轮301的高切线速度部分产生高压比气流，经过双流道径向扩压器的叶片式导叶312所形成的流道及轴向扩压器303可以进入回流燃烧室304内，与燃油混合燃烧形成高温高压燃气，高温高压燃气再进入涡轮导向器305中梳理方向，然后梳理方向后的高温高压燃气在涡轮转子306膨胀做功，膨胀功通过连接轴308传给离心叶轮301，从而实现发动机的连续工作。同时，低切线速度部分产生低压比气流经过多个楔形导叶313所形成的流道后进入引气蜗壳307供飞机使用。
本发明的与现有技术的辅助动力装置相比，如表1所示，给出了三种辅助动力装置的总体参数对比，本发明的辅助动力装置，在相同燃烧效率、涡轮进口温度及涡轮效率等参数保持一致的前提下，相比现有技术的单叶轮辅助动力装置耗油率降低近11%，相比现有技术的双叶轮辅助动力装置长度减少近36%，本发明的离心压气机进一步提升了辅助动力装置的性能。
表1
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“上”、“内”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连接”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种高低压比的双流道离心压气机，其特征在于，包括：离心叶轮(301)、双流道径向扩压器和轴向扩压器(303)；
所述离心叶轮(301)的每个叶片(309)的尾端具有贯穿径向边沿和轴向边沿的缺口(310)，以使所述离心叶轮(301)产生第一切线速度和第二切线速度；所述第一切线速度大于所述第二切线速度；
所述双流道径向扩压器包括：圆环形的扩压器本体(311)；
所述扩压器本体(311)的两个环形表面上分别设置有多个叶片式导叶(312)和多个楔形导叶(313)；
所述多个叶片式导叶(312)与所述离心叶轮(301)的叶片(309)的尾端位于同一侧，以使所述第一切线速度产生的气流进入所述多个叶片式导叶(312)所形成的流道；所述轴向扩压器(303)位于所述多个叶片式导叶(312)所形成的流道的气流出口处；
所述多个楔形导叶(313)与所述缺口(310)位于同一侧，以使所述第二切线速度产生的气流进入所述多个楔形导叶(313)所形成的流道。
2.根据权利要求1所述的一种高低压比的双流道离心压气机，其特征在于，所述多个叶片式导叶(312)均匀分布，且所述多个叶片式导叶(312)的偏转方向相同。
3.根据权利要求2所述的一种高低压比的双流道离心压气机，其特征在于，所述多个楔形导叶(313)均匀分布，且所述多个楔形导叶(313)的偏转方向相同；
所述多个叶片式导叶(312)和所述多个楔形导叶(313)的偏转方向相同。
4.根据权利要求1所述的一种高低压比的双流道离心压气机，其特征在于，所述缺口(310)为L形。
5.根据权利要求1所述的一种高低压比的双流道离心压气机，其特征在于，所述双流道径向扩压器设置在靠近所述离心叶轮(301)的叶片(309)的尾端的位置。
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