航空发动机及其压气机过渡段的制作方法

1.本技术涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机及其压气机过渡段。


背景技术：

2.在航空发动机中，压缩系统通常包括增压级、压气机过渡段和高压压气机，压气机过渡段连接于增压级和高压压气机之间，用于实现增压级和高压压气机之间的气流过渡。
3.在工作过程中，压气机过渡段的流动损失较大，影响压缩系统的气动性能，降低压缩系统的效率。


技术实现要素：

4.本技术所要解决的一个技术问题是：减少航空发动机的压气机过渡段的流动损失。
5.为了解决上述技术问题，本技术提供一种压气机过渡段，其包括：
6.本体，包括机匣、轮毂和多个叶片，机匣套设于轮毂外部，并与轮毂之间形成通流腔，多个叶片沿着轮毂的周向间隔布置，并均连接于机匣和轮毂之间；和
7.射流装置，包括引气口、引气流道和射流口，引气口设置于叶片表面，并与通流腔连通，引气流道设置于叶片内部，射流口设置于轮毂上，并沿着轮毂的周向位于引气流道所在叶片的一侧，射流口通过引气流道与引气口连通。
8.在一些实施例中，在轮毂的轴向上，射流口位于叶片的前缘和后缘之间，且射流口与前缘之间的轴向距离，为前缘与后缘之间的轴向距离的45％-65％。
9.在一些实施例中，射流口与前缘之间的轴向距离，为前缘与后缘之间的轴向距离的50％。
10.在一些实施例中，射流口的出射方向与轮毂在射流口处的切线之间的夹角γ大于0
°
，并小于或等于20
°
。
11.在一些实施例中，射流装置包括两个射流口，两个射流口沿着轮毂的周向位于引气流道所在叶片的相对两侧，并与同一引气流道连通。
12.在一些实施例中，射流装置包括分流管，两个射流口通过分流管与引气流道连通。
13.在一些实施例中，引气口位于叶片的压力面上。
14.在一些实施例中，引气口位于叶片的50％～60％叶高处。
15.在一些实施例中，在所有叶片中，每间隔一个叶片，设置一个射流装置。
16.本技术另外还提供一种航空发动机，其包括增压级和高压压气机，并且还包括本技术实施例的压气机过渡段，压气机过渡段连接增压级和高压压气机。
17.在本技术中，射流装置能够通过进行自引气射流，来有效减少压气机过渡段的流动损失，改善压缩系统的气动性能，提升压缩系统的效率。
18.通过以下参照附图对本技术的示例性实施例进行详细描述，本技术的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
19.为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
20.图1为航空发动机的示意简图。
21.图2为本技术实施例中压气机过渡段的立体示意图。
22.图3为图2沿垂直于轴向的表面进行剖切时的剖面图。
23.图4为图2沿平行于轴向且经过叶片的表面进行剖切时的剖面图。
24.图5为图2沿平行于轴向且不经过叶片的表面进行剖切时的剖面图。
25.图6为图5的i局部放大示意图。
26.图7为本技术实施例中叶片的结构示意图。
27.附图标记说明：
28.100、航空发动机；10、风扇；20、增压级；30、压气机过渡段；40、高压压气机；
29.1、本体；11、机匣；12、轮毂；13、通流腔；14、叶片；15、压力面；16、吸力面；17、前缘；18、后缘；
30.2、射流装置；21、引气口；22、引气流道；23、射流口；24、分流管；25、管接头；26、扩口螺母；27、连接装置。
具体实施方式
31.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本技术及其应用或使用的任何限制。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
32.对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
33.在本技术的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。
34.在本技术的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。
35.此外，下面所描述的本技术不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
36.图1示出了航空发动机的部分结构。
37.参见图1，航空发动机100包括沿着气体流动方向依次布置的风扇10、增压级20、压
气机过渡段30和高压压气机40。其中，压气机过渡段30连接增压级20和高压压气机40，用于实现增压级20和高压压气机40之间的气流过渡。压气机过渡段30与增压级20和高压压气机40一起，构成航空发动机100的压缩系统。
38.因增压级20与风扇10转速相同，受风扇10叶尖切线速度的限制，增压级20“被迫”工作在较低的工作转速，所以，为了均获得较佳的增压效果，增压级20在径向上通常高于高压压气机40，以增大叶尖切线速度，提升对气流的做功能力，进而达到更佳的增压效果。
39.由于增压级20在径向上高于高压压气机40，因此，压气机过渡段30的入口和出口之间存在较大的径向高度差，并且，为了减重，压气机过渡段30的入口和出口之间的轴向距离通常较短，这意味着气流在流经压气机过渡段30时，需要从径向较高的位置经过较短的轴向距离流至径向较低的位置，该过程中，不可避免地存在流动分离，相应的流动分离，会造成流动损失，影响整个压缩系统的气动性能，降低整个压缩系统的效率。
40.并且，参见图2，为了满足承力需求并实现导流目的，压气机过渡段30的机匣11和轮毂12之间通常布置多个叶片14(又称支板)，这些叶片14与机匣11和轮毂12之间的过渡区域(称为角区)附近存在角涡，会进一步加剧流动分离，增大流动损失，影响整个压缩系统的气动性能，降低整个压缩系统的效率，尤其，叶片14的根部与轮毂12之间的角区区域，由于逆压梯度较大且受附面层的影响，流动分离现象更加严重。其中，角涡是指气流在角区内形成的涡系结构。
41.另外，压气机过渡段30中存在的气流非定常分离涡位于高压压气机40的入口，还会影响高压压气机40的流场品质，使整个压缩系统的气动性能变差，效率降低。非定常分离涡是指非定常的涡，其在时间和空间上是变化的。
42.可见，压气机过渡段30存在流动分离较严重，流动损失较大，气动性能较差，效率较低的问题，需要进一步改进。
43.针对上述情况，本技术对压气机过渡段30的结构进行改进，以抑制流动分离，减少流动损失，改善气动性能，提升效率。
44.图2-图7示例性地示出了本技术压气机过渡段30的结构。
45.参见图2-图7，在本技术中，压气机过渡段30包括本体1和射流装置2。本体1包括机匣11、轮毂12和多个叶片14，机匣11套设于轮毂12外部，并与轮毂12之间形成通流腔13，这多个叶片14沿着轮毂12的周向间隔布置，并均连接于机匣11和轮毂12之间。射流装置2包括引气口21、引气流道22和射流口23，引气口21设置于叶片14表面，并与通流腔13连通，引气流道22设置于叶片14内部，射流口23设置于轮毂12上，并沿着轮毂12的周向位于引气流道22所在叶片14的一侧，射流口23通过引气流道22与引气口21连通。
46.在上述设置中，由于射流装置2的位于叶片14表面的引气口21和位于叶片14内部的引气流道22将位于机匣11与轮毂12之间的通流腔13与位于轮毂12上的射流口23连通，因此，工作过程中，进入通流腔13中并流经叶片14表面的气流可以经由引气口21和引气流道22流至射流口23处，并从射流口23射出至轮毂12外表面附近，形成射流，起到气动漩涡发生器的作用，给轮毂12外表面附近因附面层和较大逆压梯度而分流严重的低能气体注入动能，对轮毂12外表面附近动能较低的气流起到推动作用，使得相应动能较低的气流动能变大，可以较顺畅地向下游流动，这样，可以有效抑制叶片14与轮毂12之间的角区内的流动分离(简称角区分离)，从而可以有效减少流动损失，改善整个压缩系统的气动性能，提高整个
压缩系统的效率。
47.并且，由于射流装置2形成射流所用的高压气体来自流经压气机过渡段30自身的气体，而并非来自高压压气机40等其他地方，因此，射流装置2是一种自引气射流装置，其采用自引气方式，实现射流，抑制流动分离。由于流经叶片14表面的气体压力较高，为高压气体，因此，流经叶片14表面的气体，可以经由引气口21和引气流道22顺利到达射流口23，喷射形成射流。
48.由于采用自引气方式进行射流时，无需引入外界高压气体，因此，可以巧妙地解决高压气源问题，这样，一方面，由于无需再在压气机过渡段30之外另外设置高压气源，也无需再设置管路将高压气源的气引至压气机过渡段30，更无需设置阀等控制机构来控制是否引气，因此，结构较为简单，成本较低；另一方面，由于可以省去外部高压气源至压气机过渡段30的流路，高压气体流至射流口的气路变短，因此，响应速度更快，方便更及时地抑制流动分离；再一方面，不会因为向压气机过渡段30引气，而对其他机构的气动性能造成影响，例如，当以高压压气机40作为高压气源时，由于需要将高压压气机40中的高压气体引至压气机过渡段30中，因此，不可避免地会影响高压压气机40的气动性能，而本技术由于不需要从高压压气机40引气，所以，不会因为向压气机过渡段30引气，而对高压压气机40的气动性能造成影响。
49.同时，采用自引气方式时，从通流腔13所引的气体最终仍能回到通流腔13中，继续向下游流动，所以，相应的引气过程，对压气机过渡段30自身流量的影响较小，不会造成压气机过渡段30产生较大的流量损失。
50.可见，所设置的射流装置2，可以基于较简单的结构和较低的成本，实现对压气机过渡段30流动分离，尤其角区分离的有效抑制，可以有效减少流动损失，改善气动性能，提升效率，并且，所设置的射流装置2，响应速度快，不利影响小，尤其，对高压压气机40和压气机过渡段30的流量的不利影响较小，不会导致高压压气机40和压气机过渡段30产生较大的流量损失，总之，所设置的射流装置2，可以基于较小的代价，有效减少压气机过渡段30的流动损失，改善压缩系统的气动性能，提升压缩系统的效率。
51.其中，引气口21在叶片14上的设置方式，可以多样。
52.例如，位于叶片14表面的引气口21在叶片14厚度方向上的位置不作限制，其既可以位于叶片14的压力面15上，也可以位于叶片14的吸力面16上。作为示例，参见图2-7，引气口21位于叶片14的压力面15上。由于与吸力面16相比，流经压力面15的气体的压力更大，因此，将引气口21设置于压力面15上，将流经压力面15的较高压力的气体引至射流口23处，形成射流，能够为低能气体注入更多的多能，从而能够更有效地抑制流动分离，减少流动损失，改善气动性能，提高效率。
53.再例如，引气口21在叶片14高度(即叶高，也是径向)方向上的位置不作限制。作为示例，参见图7，引气口21位于叶片14的50％～60％叶高处。在叶片14的叶高方向上，50％～60％叶高处的气体流动状况较好，因此，将引气口21设置于50％～60％叶高处，可以尽量减少引气对压气机过渡段30内正常流动的影响。同时，50％～60％叶高处的气体，其压力也较为符合射流需求，能够有效地抑制压气机过渡段30的流动分离。
54.另外，射流口23在轮毂12上的设置方式也可以多样。
55.例如，射流口23的轴向位置可以有多种设置方式。作为示例，在轮毂12的轴向上，
射流口23位于叶片14的前缘17和后缘18之间，且射流口23与前缘17之间的轴向距离，为前缘17与后缘18之间的轴向距离的45％-65％。可以理解，前缘17为压力面15和吸力面16在前侧(沿气流方向的上游)的相交拐角部分。后缘18为压力面15和吸力面16在后侧(沿气流方向的下游)的相交拐角部分。前缘17与后缘18之间的轴向距离是指前缘17与轮毂12的交点和后缘18与轮毂12的交点之间的轴向距离。
56.将射流口23设置于叶片14的前缘17和后缘18之间，且使射流口23与前缘17之间的轴向距离，为前缘17与后缘18之间的轴向距离的45％-65％，可以更有效地抑制分流。研究发现，压气机过渡段30的分流，主要发生于前缘17与后缘18之间的轴向距离的70％～75％位置处(称为主分离区)，因此，将射流口23设置于前缘17与后缘18之间的轴向距离的45％-65％处，可以使得射流口23位于主分流区域的上游，这样，经由射流口23射出的气流可以流动一段距离再到达主分流区，该过程中，射出的气流自己可以预先形成流向涡，从而在到达主分流区时，可以与低能气流更充分地掺混，更有效地推动低能气流流动，从而更有效地抑制流动分离，减少流动损失。可以理解，流向涡是指流动方向沿着主流流向的涡。
57.再例如，射流口23的出射方向可以有多种设置方式。作为示例，参见图5和图6，射流口23的出射方向与轮毂12在射流口23处的切线之间的夹角γ大于0
°
，并小于或等于20
°
。此时，射出的气流大致呈扇形，存在剪切作用，不仅可以引流壁面附近的气流，还可以引流距壁面稍微远一些的气流，从而可以加大射流与低能气流之间的作用，更有效地降低分流。其中，所射出的气流可以起到给低能流体注入动能的作用，同时射流和壁面低能流体之间的剪切会产生流向涡，利用流向涡和主流及壁面低能流体之间的相互作用，有效抑制流动分离，降低流动损失。
58.在前述各实施例中，射流装置2中射流口23的数量可以为一个、两个或多个。
59.示例性地，参见图2-图5，在一些实施例中，射流装置2包括两个射流口23，这两个射流口23沿着轮毂12的周向位于引气流道22所在叶片14的相对两侧，并与同一引气流道22连通。基于此，不必再在每个叶片14上开设引气口21和引气流道22，而是每间隔一个叶片14开设引气口21和引气流道22即可，所以，结构更简单，成本更低。
60.其中，为了实现前述两个射流口23与引气流道22的连通，参见图2-图5，在一些实施例中，射流装置2包括分流管24，前述两个射流口23通过分流管24与引气流道22连通。这样，可以方便地将位于叶片14周向两侧的两个射流口23与位于叶片14内部的引气流道22连通。
61.接下来进一步介绍图2-图6所示的实施例。
62.如图2-图6所示，在该实施例中，压气机过渡段30包括本体1和射流装置2。
63.其中，本体1用于连接增压级20和高压压气机40，其包括机匣11、轮毂12和多个叶片14。机匣11套设于轮毂12外部，并与轮毂12之间形成通流腔13。所有叶片14均设置于通流腔13中，并沿着轮毂12的周向均匀布置。每个叶片14均与机匣11和轮毂12连接。叶片14的下端插入轮毂12中。
64.在所有叶片14中，每间隔一个叶片14，设置一个射流装置2。每个射流装置2的结构相同，均包括引气口21、引气流道22、两个射流口23、分流管24和连接装置27。
65.其中，引气口21设置于叶片14的压力面15上，并位于压力面15的55％叶高处。引气口21与通流腔13连通。
66.引气流道22设置于叶片14的厚度方向的中间，其顶端与引气口21连通，其下端贯穿叶片14的下端，以起到导流作用。引气流道22的横截面呈圆形或椭圆形。由于引气流道22设置于叶片14内部，因此，不会破坏叶片14的气动外型。
67.两个射流口23均设置于轮毂12上，并沿着轮毂12的周向位于叶片14的两侧。每个射流口23均位于叶片14的前缘17和后缘18之间，且每个射流口23与前缘17之间的轴向距离，为前缘17与后缘18之间的轴向距离的50％。
68.分流管24通过连接装置27与叶片14连接，并将两个射流口23与引气流道22连通。分流管24的两个支管的末端分别插入两个射流口23中，同时，分流管24的两个支管的头端汇聚在一起，并通过连接装置27与叶片14连接。其中，通过调节分流管24在两个射流口23中的连接方向，使两个射流口23的出射方向与轮毂12在相应位置处的切线之间形成5
°
，10
°
，15
°
或18
°
的夹角γ。
69.连接装置27包括管接头25和扩口螺母26。扩口螺母26通过管接头25与叶片14连接，并与分流管24的头端连接，以实现分流管24与叶片14的连接。
70.基于上述设置，该实施例能够基于较简单的结构，进行自引气射流，从而以较小的代价，有效抑制压气机过渡段30内的流动分离，减少压气机过渡段30内的流动损失，提升压缩系统的气动性能，提高压缩系统的效率。
71.本技术另外还提供一种航空发动机100，其包括增压级20和高压压气机40，并且还包括本技术实施例的压气机过渡段30，压气机过渡段30连接增压级20和高压压气机40。
72.以上所述仅为本技术的示例性实施例，并不用以限制本技术，凡在本技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种压气机过渡段(30)，其特征在于，包括：本体(1)，包括机匣(11)、轮毂(12)和多个叶片(14)，所述机匣(11)套设于所述轮毂(12)外部，并与所述轮毂(12)之间形成通流腔(13)，所述多个叶片(14)沿着轮毂(12)的周向间隔布置，并均连接于所述机匣(11)和所述轮毂(12)之间；和射流装置(2)，包括引气口(21)、引气流道(22)和射流口(23)，所述引气口(21)设置于所述叶片(14)表面，并与所述通流腔(13)连通，所述引气流道(22)设置于所述叶片(14)内部，所述射流口(23)设置于所述轮毂(12)上，并沿着所述轮毂(12)的周向位于所述引气流道(22)所在叶片(14)的一侧，所述射流口(23)通过所述引气流道(22)与所述引气口(21)连通。2.根据权利要求1所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，在所述轮毂(12)的轴向上，所述射流口(23)位于所述叶片(14)的前缘(17)和后缘(18)之间，且所述射流口(23)与所述前缘(17)之间的轴向距离，为所述前缘(17)与所述后缘(18)之间的轴向距离的45％-65％。3.根据权利要求2所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述射流口(23)与所述前缘(17)之间的轴向距离，为所述前缘(17)与所述后缘(18)之间的轴向距离的50％。4.根据权利要求1所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述射流口(23)的出射方向与所述轮毂(12)在所述射流口(23)处的切线之间的夹角γ大于0
°
，并小于或等于20
°
。5.根据权利要求1-4任一所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述射流装置(2)包括两个所述射流口(23)，所述两个射流口(23)沿着所述轮毂(12)的周向位于所述引气流道(22)所在叶片(14)的相对两侧，并与同一所述引气流道(22)连通。6.根据权利要求5所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述射流装置(2)包括分流管(24)，所述两个射流口(23)通过所述分流管(24)与所述引气流道(22)连通。7.根据权利要求1-4任一所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述引气口(21)位于所述叶片(14)的压力面(15)上。8.根据权利要求1-4任一所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述引气口(21)位于所述叶片(14)的50％～60％叶高处。9.根据权利要求1-4任一所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，在所有叶片(14)中，每间隔一个叶片(14)，设置一个所述射流装置(2)。10.一种航空发动机(100)，包括增压级(20)和高压压气机(40)，其特征在于，还包括如权利要求1-9任一所述的压气机过渡段(30)，所述压气机过渡段(30)连接所述增压级(20)和所述高压压气机(40)。

技术总结
本申请涉及一种航空发动机及其压气机过渡段。压气机过渡段包括本体和射流装置，本体包括机匣、轮毂和多个叶片，机匣套设于轮毂外部，并与轮毂之间形成通流腔，多个叶片沿着轮毂的周向间隔布置，并均连接于机匣和轮毂之间；射流装置包括引气口、引气流道和射流口，引气口设置于叶片表面，并与通流腔连通，引气流道设置于叶片内部，射流口设置于轮毂上，并沿着轮毂的周向位于引气流道所在叶片的一侧，射流口通过引气流道与引气口连通。基于此，可有效减少压气机过渡段的流动损失。效减少压气机过渡段的流动损失。效减少压气机过渡段的流动损失。


技术研发人员：王进春 李游 姚玉花
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：2022.03.24
技术公布日：2023/10/7