CN206397816U - 一种用于航空发动机的风扇结构 - Google Patents
一种用于航空发动机的风扇结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN206397816U CN206397816U CN201621344186.3U CN201621344186U CN206397816U CN 206397816 U CN206397816 U CN 206397816U CN 201621344186 U CN201621344186 U CN 201621344186U CN 206397816 U CN206397816 U CN 206397816U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- fan
- blade profile
- guide vane
- blade
- degree
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本实用新型提供一种用于航空发动机的风扇结构，所述风扇结构包括：风扇外机匣、轮毂、风扇和风扇导叶，所述风扇位于所述轮毂和所述风扇外机匣之间，与所述轮毂固定连接，所述风扇导叶位于所述风扇的上游，在所述轮毂和所述风扇外机匣之间与所述轮毂固定链接，所述风扇导叶的叶尖具有正预旋，叶根具有反预旋。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空发动机领域，尤其涉及一种用于航空发动机的风扇结构。
背景技术
涡轮发动机是一种利用旋转的机件自穿过它的流体中汲取动能的发动机形式，是内燃机的一种，在航空领域有着广泛的应用。
涡轮发动机中风扇结构的作用与压气机的作用类似，空气流过风扇后，分成两路：一路是内涵气流，空气继续经压气机压缩，在燃烧室和燃油混合燃烧，燃气经涡轮和喷管膨胀，燃气以高速状态从尾喷口排出，产生推力，流经路程为经低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，燃气从喷管排出。
另一路是外涵气流，风扇后空气经外涵道直接排入大气或同内涵燃气一起在喷管排出。涡轮风扇发动机组合了涡轮喷气和涡轮螺桨发动机的优点。涡扇发动机转换大部分的燃气能量驱动风扇和压气机的扭矩，其余的转换成推力。涡扇发动机的总推力是核心发动机和风扇产生的推力之和。
可见风扇机构对于涡轮发动机产生的推力至关重要。
为了使得气流通过风扇结构后，能够获得更高的速度。现有技术中，通过设计风扇结构的风扇导叶的出口气流角对风扇导叶的叶片进行预旋设计。所谓预旋，是指对风扇导叶进行结构设计，使得压气机第一级动叶片(通常为风扇)的进口气流速度方向不平行于发动机轴向。
当前的风扇导叶的叶片造型如图1所示，一般从根部到尖部中弧线的金属角过渡规律相同，即中弧线曲率方向从根到尖相同。
当叶根、叶尖都为正预旋设计时，会降低叶根动叶做功量。当叶根、叶尖都为反预旋设计时，会增大叶尖激波强度、增加噪声。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种不同于现有技术的风扇导叶结构，能够降低尖部激波强度的同时，解决压气机进口根部反力度过小的问题。
根据上述目的，本实用新型提供一种用于航空发动机的风扇结构，所述风扇结构包括：风扇外机匣、轮毂、风扇和风扇导叶，所述风扇位于所述轮毂和所述风扇外机匣之间，与所述轮毂固定连接，所述风扇导叶位于所述风扇的上游，在所述轮毂和所述风扇外机匣之间与所述轮毂固定链接，所述风扇导叶的叶尖具有正预旋，叶根具有反预旋。
在一实施例中，所述风扇导叶的叶中的叶型无预旋。
在一实施例中，所述风扇导叶在关于其叶中截面对称的两个截面上的叶型在相同的叶型线位置具有互为负数的金属角。
在一实施例中，所述风扇导叶在关于其叶中截面对称的两个截面上的叶型具有互为负数的安装角互以及相等的弯角。
在一实施例中，所述风扇导叶的90％叶高处的叶型的尾缘处的金属角为-15～-25度，其10％叶高处的叶型的尾缘处的金属角为15～25度。
在一实施例中，所述风扇导叶的90％叶高处的叶型的50％叶型线处的金属角为-5～-15度，其10％叶高处的叶型的50％叶型线处的金属角为5～15度。
在一实施例中，所述风扇导叶的90％叶高处的叶型的安装角为5～25度，其10％叶高处的叶型的安装角为-5～-25度。
在一实施例中，所述风扇导叶的70％叶高处的叶型的安装角为0.5～15度，其30％叶高处的叶型的安装角为-0.5～-15度。
在一实施例中，所述风扇导叶的90％叶高处和10％叶高处的叶型的弯角为8～30度。
在一实施例中，所述风扇导叶的70％叶高处和30％叶高处的叶型的弯角为0.5～20度。
本实用新型通过风扇导叶叶尖的正预旋设计和叶根的负预旋设计，在降低叶尖激波强度、降低噪声的同时提高叶根动叶做功量。
附图说明
图1示出了传统风扇导叶的叶片造型示意图；
图2示出了传统的航空发动机的风扇布局结构的示意图；
图3示出了本实用新型风扇导叶的结构示意图；
图4示出了从叶根到叶尖5个截面叶型的示意图；
图5示出了带双向预旋的风扇导叶的速度三角形的示意图。
为清楚起见，以下给出附图标记的简要说明：
20：风扇布局结构
201、301：风扇导叶
202：风扇转子
203：轮毂
204：风扇外机匣
221：风扇导叶的页尾型线
222：风扇转子的页尾型线
302：风扇导叶的叶尖的截面叶型
303：风扇导叶的叶根截面叶型
311：叶尖截面叶型的中弧线
312：叶根截面叶型的中弧线
401：弦长
402：安装角
403：叶型弯角
501：正预旋处的速度三角形
502：无预旋处的速度三角形
503：负预旋处的速度三角形
具体实施方式
本实用新型技术方案区别于现有技术，风扇进口导叶通过中弧线设计，为风扇动叶片尖部提供正预旋，用以降低激波强度；为风扇动叶片根部提供反预旋，用以提高做功量。
其中，正预旋：风扇叶片进口气流的绝对速度的周向分量与风扇叶片旋转方向相同；反预旋：风扇叶片进口气流的绝对速度的周向分量与风扇叶片旋转方向相反称之为反预旋。
现有的风扇结构请参看图2，图2示出了传统的航空发动机的风扇布局结构的示意图。传统的风扇结构20包括位于上游的风扇导叶201和位于风扇导叶201下游的风扇转子202。
传统的风扇布局结构20还包括轮毂203、风扇外机匣204。风扇导叶201和风扇转子202位于轮毂203和风扇外机匣204之间。
风扇导叶201的页尾型线221与轮毂203固定连接，风扇转子202的页尾型线222与轮毂203固定连接。其中，风扇转子202能够绕着与轮毂203相同的轴做圆周运动。气流依次流过风扇导叶201和风扇转子202，从而实现对气球的增压。
本实用新型的关键点在于对风扇导叶201的造型的改进。请参看图3，图3示出了本实用新型风扇导叶的结构示意图。
风扇导叶301的叶片尖部截面叶型302，风扇导叶301的叶片根部截面叶型303弯曲的方向相反，也就是产生不同方向的预旋。
可以看到叶片尖部截面叶型302的中弧线311的弯曲方向朝向纸面里面，而叶片根部截面叶型303的中弧线312的弯曲方向朝向纸面外面，这样就实现了风扇导叶叶尖和叶根不同方向的预旋。
在一实施例中，风扇导叶301的叶片中部截面叶型304无预旋。
为了更清楚表现出本实用新型的双预旋风扇导叶设计，请参看图4，图4分别给出了从叶根到叶尖5个截面叶型的示意图。
结合表1双预旋风扇进口导叶叶型金属角参数和表2双预旋风扇进口导叶 叶片造型参数，进一步对本实用新型的双预旋设计进行说明，其中叶高是指风扇导叶的叶片高度。
表1双预旋风扇进口导叶叶型金属角参数
表2双预旋风扇进口导叶叶片造型参数
给出各参数的定义如下：
弦长：截面叶型中，从叶型前缘线到叶型尾缘线直线距离，请参看图4中的弦长401；
安装角：截面叶型在竖直方向上与发动机轴线的夹角，请参见图4中的安装角402；
叶型弯角：截面叶型中，前缘线切线与尾缘线切线的夹角，请参见图4中的叶型弯角403；
金属角：中弧线切线与发动机轴线的夹角。
图4中，A-A、B-B、C-C、D-D、E-E截面分别为风扇导叶10％、30％、50％、70％、90％叶片高度处的横截面。
很直观地可以看出来，截面叶型的偏转方向是由向一面偏转向另一面逐步偏转的，叶尖的A-A截面叶型的偏转角度与叶根E-E的偏转角度方向相反，即实现了叶尖和叶根具有不同方向的预旋设计。
在一实施例中，风扇导叶的叶尖具有正预旋，叶根具有反预旋。风扇导叶的预旋是由截面叶型的金属角决定的。
参考表1，其中金属角1-7是在中弧线上对应于弦长投影百分比处的金属角。
可以看到风扇导叶以其叶中截面C-C对称的上半部分截面叶型的金属角都为负数，代表上半部分截面叶型都为正预旋设计。而风扇导叶以其叶中截面C-C对称的下半部分截面叶型的金属角都为正数，代表下半部分截面叶型都为负预旋设计。
而在叶中截面C-C上无预旋设计。
在一实施例中，风扇导叶在关于其叶中截面C－C对称的两个截面上的叶型在相同的叶型线位置具有互为负数的金属角。相同的叶型位置是指，各自叶型线上在各自弦长线上的投影的长度占总弦长长度比例相等的位置。此时，风扇导叶是对称分布的。
在一实施例中，风扇导叶的A-A截面处的叶型的尾缘处的金属角为-15～-25度，其E-E截面处的叶型的尾缘处的金属角为15～25度。
在一实施例中，风扇导叶的B-B截面处的叶型的尾缘处的金属角为-5～-15度，D-D截面处的叶型的尾缘处的金属角为5～15度。
请参看表2，在每个横截面上的叶型的弦长基本相同，弦长的长短表征了叶型的整体大小。一般按照实际中发动机既有结构的大小来确定弦长的长短，要使得风扇导叶能够安装进既有的发动机机构中。
在一实施例中，上半部分的截面叶型沿着发动机轴线向上偏置，下半部分的截面叶型沿着发动机轴线向下偏置。更优地，风扇导叶在关于其叶中截面C －C对称的两个截面上的叶型具有互为负数的安装角互以及相等的弯角。
参看表2，在一实施例中，A-A截面叶型的安装角为5～25度，E-E截面叶型的安装角为-5～-25度，更优地，A-A截面叶型的安装角为7.11度，E-E截面叶型的安装角为-10.13度。
在一实施例中，B-B截面叶型的安装角为0.5～15度，D-D截面叶型的安装角为-0.5～-15度，更优地，B-B截面叶型的安装角为1.21度，D-D截面叶型的安装角为-2.29度。
在一实施例中，风扇导叶以其叶中截面C-C对称的截面上的叶型弯角相等，叶型弯角代表了截面叶型的弯曲程度。
在一实施例中，A-A截面叶型的叶型弯角为8～30度，E-E截面叶型弯角为8～30度，更优地，A-A截面叶型弯角为14.34度，E-E截面叶型弯角为14.34度。
在一实施例中，B-B截面叶型的叶型弯角为0.5～20度，D-D截面叶型弯角为0.5～20度，更优地，B-B截面叶型弯角为4.64度，D-D截面叶型弯角为4.64度。
在航空发动机风扇级设计中，对于风扇转子叶片的进口相对速度，有：
由式(1)可知，进口相对速度w1与来流轴向速度c1a、圆周速度u、和来流周向速度c1u相关。在来流轴向速度c1a与转速一定的情况下，切向速度u与叶高半径位置线性相关。由于叶尖位置切向速度最大，因此来流相对速度较高。为了降低进口相对速度w1，通常采用增加来流切向速度c1u的办法，即正预旋设计。
对于运动反力度ΩK，有：
由式(2)可知，当u和Δwu一定时(因而叶片加功量也一定)，若增加c1u，则反力度ΩK降低，若减少c1u，则ΩK增大。在压气机设计时常遇到风扇叶根反力度过小的麻烦，就可以通过减少来流切向速度c1u，即采用反预旋设计来解决。
请参看图5，图5示出了带双向预旋的风扇导叶的速度三角形的示意图， 图5中零预旋设计用虚线表示，采用预旋设计的用实线表示。可以看到，在叶尖设计有正预旋处的速度三角形501的c1u＞0，在叶中无预旋设计处的速度三角形502的c1u＝0，在叶根设计有负预旋处的速度三角形503的c1u＜0。
根据式(1)、式(2)，风扇叶尖正预旋可减少来流相对速度w1，从而降低尖部激波强度，提高效率并减少激波噪声强度。叶根反预旋可提高叶根反力度，解决压气机进口根部反力度过小的问题。
提供对本公开的先前描述是为使得本领域任何技术人员皆能够制作或使用本公开。对本公开的各种修改对本领域技术人员来说都将是显而易见的，且本文中所定义的普适原理可被应用到其他变体而不会脱离本公开的精神或范围。由此，本公开并非旨在被限定于本文中所描述的示例和设计，而是应被授予与本文中所公开的原理和新颖性特征相一致的最广范围。
Claims (10)
1.一种用于航空发动机的风扇结构，其特征在于，所述风扇结构包括：风扇外机匣、轮毂、风扇和风扇导叶，所述风扇位于所述轮毂和所述风扇外机匣之间，与所述轮毂固定连接，所述风扇导叶位于所述风扇的上游，在所述轮毂和所述风扇外机匣之间与所述轮毂固定链接，所述风扇导叶的叶尖具有正预旋，叶根具有反预旋。
2.如权利要求1所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶的叶中的叶型无预旋。
3.如权利要求2所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶在关于其叶中截面对称的两个截面上的叶型在相同的叶型线位置具有互为负数的金属角。
4.如权利要求2所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶在关于其叶中截面对称的两个截面上的叶型具有互为负数的安装角互以及相等的弯角。
5.如权利要求3所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶的90％叶高处的叶型的尾缘处的金属角为-15～-25度，其10％叶高处的叶型的尾缘处的金属角为15～25度。
6.如权利要求3所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶的90％叶高处的叶型的50％叶型线处的金属角为-5～-15度，其10％叶高处的叶型的50％叶型线处的金属角为5～15度。
7.如权利要求4所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶的90％叶高处的叶型的安装角为5～25度，其10％叶高处的叶型的安装角为-5～-25度。
8.如权利要求4所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶的70％叶高处的叶型的安装角为0.5～15度，其30％叶高处的叶型的安装角为-0.5～-15度。
9.如权利要求4所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶的90％叶高处和10％叶高处的叶型的弯角为8～30度。
10.如权利要求4所述的风扇结构，其特征在于，所述风扇导叶的70％叶高处和30％叶高处的叶型的弯角为0.5～20度。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201621344186.3U CN206397816U (zh) | 2016-12-08 | 2016-12-08 | 一种用于航空发动机的风扇结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201621344186.3U CN206397816U (zh) | 2016-12-08 | 2016-12-08 | 一种用于航空发动机的风扇结构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN206397816U true CN206397816U (zh) | 2017-08-11 |
Family
ID=59509445
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201621344186.3U Active CN206397816U (zh) | 2016-12-08 | 2016-12-08 | 一种用于航空发动机的风扇结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN206397816U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107725477A (zh) * | 2017-10-10 | 2018-02-23 | 北京航空航天大学 | 一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法 |
-
2016
- 2016-12-08 CN CN201621344186.3U patent/CN206397816U/zh active Active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107725477A (zh) * | 2017-10-10 | 2018-02-23 | 北京航空航天大学 | 一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0622526B1 (en) | Rotor assembly | |
| CN101915130B (zh) | 可变几何涡轮增压器喷嘴环三维叶片及其设计方法 | |
| CN109139257B (zh) | 入口预旋流燃气涡轮发动机 | |
| US8186962B2 (en) | Fan rotating blade for turbofan engine | |
| CN107269583B (zh) | 一种基于高次多项式的超或跨音速轴流风扇设计方法 | |
| JP2753217B2 (ja) | ガスタービンエンジン用の翼 | |
| US8967967B2 (en) | Propfan engine | |
| CN109139259A (zh) | 入口预旋流燃气涡轮发动机 | |
| CN103906895B (zh) | 斜流式涡轮 | |
| CN104854325B (zh) | 辐流式涡轮动叶片 | |
| CN102852857B (zh) | 一种高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法 | |
| CN108729952A (zh) | 多涡轮轮叶框架 | |
| CN106402038A (zh) | 轴流压缩机、具备该轴流压缩机的燃气轮机及轴流压缩机的静叶片 | |
| JPH10502150A (ja) | 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ | |
| CN108644152A (zh) | 扩压器弯扭叶片及设计方法、扩压器和离心/斜流压气机 | |
| US20220106907A1 (en) | Turbine engine with struts | |
| CN111435399A (zh) | 风扇组件的造型方法 | |
| CN106939902B (zh) | 节能型直壁前、后盘变曲率曲线元素三元叶轮及采用该叶轮的离心式风机 | |
| CN109844263B (zh) | 涡轮机叶轮、涡轮机及涡轮增压器 | |
| CN206397816U (zh) | 一种用于航空发动机的风扇结构 | |
| CN105401982A (zh) | 半转速核电汽轮机用末级动叶片叶身结构 | |
| CN107435656A (zh) | 安装在推进器上的涡旋扰流器 | |
| CN106089799A (zh) | 基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子 | |
| CN206738198U (zh) | 一种轴流风机 | |
| JP2013015035A (ja) | ラジアルタービンおよびラジアルタービンを備えたターボチャージャ |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CP01 | Change in the name or title of a patent holder | ||
| CP01 | Change in the name or title of a patent holder |
Address after: 200241 Minhang District Lianhua Road, Shanghai, No. 3998 Patentee after: China Hangfa commercial aviation engine limited liability company Address before: 200241 Minhang District Lianhua Road, Shanghai, No. 3998 Patentee before: AVIC Commercial Aircraft Engine Co.,Ltd. |