一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機的製作方法

2024-02-27 10:05:15

本發明涉及航空燃氣輪機技術領域，尤其涉及一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機。

背景技術：

在航空發動機內部的流動中，壓氣機內流動由於空間小，承受的逆壓梯度作用強，從而使得流場中具有複雜的渦繫結構；位於靜子端區的角區分離結構及位於轉子葉尖的洩漏流結構是壓氣機內部主要的二次流結構，是壓氣機內部流動損失和堵塞的主要來源，對壓氣機的壓比、效率、裕度等性能具有至關重要的影響，嚴重時會引起壓氣機的失速和喘振，帶來災難性後果；經過幾十年的研究，眾多科研工作者們已經對壓氣機靜子角區流動及轉子葉尖流動有了較深的認識，但由於其空間的局限性，流動的複雜性，目前還未能很好地根據已有的研究結果實現壓氣機內流動的有效控制；尤其是充分利用壓氣機內流動逐級增壓的特點，通過某種自循環調節機構，同時利用並改善不利於性能的流動結構，達到提升壓氣機性能的目的。

壓氣機內部的流道為收縮流道，越往後面級葉片分布越稠密，流動空間越小，進入發動機的異物若得不到及時清除，會對緊密排列的葉片造成損壞，嚴重時甚至導致發動機無法正常工作，從而造成飛機失去動力源的嚴重後果；此外，在飛機飛行的過程中，座艙的空氣調節及增壓、機翼及發動機整流罩防冰、發動機熱端部件冷卻等均需從壓氣機級引入高壓氣體，且隨著飛機飛行狀態的改變，引氣需求及壓氣機工作狀態均有所改變，不適當的引氣會對壓氣機內主流流場造成幹擾，使得壓氣機工作工況發生改變，性能急劇下降。

技術實現要素：

(一)待解決的技術問題

本發明的目的在於，提供一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機，通過自循環引氣結構，改善壓氣機下遊轉子葉尖洩漏流動及上遊靜子角區分離流動；通過引氣腔進口的異物分離裝置，及時清除進入壓氣機內的異物，確保壓氣機的穩定運行，同時防止異物堵塞引氣支管，導致引氣循環系統失效；通過穩定引流氣體的高壓氣體穩壓腔，可選擇性地為飛機及發動機提供所需要的高壓氣體。

(二)技術方案

為了解決上述技術問題，本發明提供了一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機，包括靜子葉片，轉子葉片和帶有引氣循環腔的機匣；所述靜子葉片布置在壓氣機內流通道上遊，所述轉子葉片布置在壓氣機內流通道下遊且與機匣間存在葉頂間隙；所述引氣循環腔位於機匣內部，由引氣循環腔入口，高壓氣體穩壓腔和主引氣管構成；所述引氣循環腔入口位於轉子葉片葉頂間隙上方；所述引氣循環腔進口段側壁由位於上遊方向的柔性進口側壁和位於下遊方向的圓弧狀剛性進口側壁組成；所述柔性進口側壁與機匣通過柔性進口側壁鉸接軸相鉸接；所述高壓氣體穩壓腔為全環通腔，其與引氣循環腔連接處具有異物衝擊擋塊結構，在高壓氣體穩壓腔底部具有異物收集腔結構；所述主引氣管通過引氣管分流隔分為引氣支管i和引氣支管ii；所述引氣支管i中的氣流作用於上遊靜子葉片位於機匣側的射流孔；所述引氣支管ii中的氣流作用於上遊靜子葉片位於輪轂側的射流孔。

其中，所述引氣循環腔在機匣內部環列布置，且數目等同於上遊靜子葉片的數目，周向跨度為上遊靜子葉片機匣側柵距的一半。

其中，所述柔性進口側壁由限位支杆或柔性進口側壁極限位置擋塊進行限位，在引氣腔內壓大於轉子葉尖區域壓力或無氣流衝擊作用時處於長閉狀態；所述柔性進口側壁的開度在限位支杆伸出時，受限位支杆限制，在限位支杆完全收起時，受柔性進口側壁極限位置擋塊限制；所述限位支杆的伸出量通過液壓腔進行調控。

其中，所述高壓氣體穩壓腔與飛機及發動機的高壓氣體供應系統通過閥門控制連接，按需求動態調控，為飛機及發動機提供高壓氣體。

其中，所述靜子葉片機匣側射流孔位於靜子葉片機匣側葉根處，展向起始位置為靜子葉片吸力面與機匣端壁交接處，展向高度不大於靜子葉片全葉片高度的20％；所述靜子葉片機匣側射流孔出口處沿流向與靜子葉片吸力面採用大曲率圓弧光滑過渡，且流向起始位置位於靜子葉片吸力面根部分離區(約25％軸向弦長)前；所述靜子葉片機匣側射流孔出口處寬度與出口處用於和靜子葉片吸力面過渡的圓弧半徑的比值不大於0.05，以滿足科恩達效應，形成自適應的附壁射流。

其中，所述靜子葉片輪轂側射流孔位於靜子葉片輪轂側葉根處，展向起始位置為靜子葉片吸力面與輪轂端壁交接處，展向高度不大於靜子葉片全葉片高度的20％；所述靜子葉片輪轂側射流孔出口處沿流向與靜子葉片吸力面採用大曲率圓弧光滑過渡，且流向起始位置位於靜子葉片吸力面根部分離區(約25％軸向弦長)前；所述靜子葉片輪轂側射流孔出口處寬度與出口處用於和靜子葉片吸力面過渡的圓弧半徑的比值不大於0.05，以滿足科恩達效應，形成自適應的附壁射流。

(三)有益效果

本發明提供的一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機，具有以下有益效果：

(1)通過自循環引氣結構，使得下遊轉子葉片葉尖洩漏流體進入引氣循環腔內，改善壓氣機內部由於葉尖洩漏流動造成的流動損失，提高轉子做功能力，提高壓氣機穩定裕度。

(2)通過自循環引氣結構，使得來自下遊轉子葉片葉尖的高壓流體通過上遊靜子葉片吸力面側葉根處射流孔作用於靜子葉片端區，在壓差作用下提供自適應射流，抑制靜子葉片通道的三維角區分離流動，增大靜子葉片環量及擴壓能力，拓寬靜子葉片的有效工作攻角範圍。

(3)在轉子葉片離心力的作用下，流道中的異物被甩入引氣循環腔中，沿剛性進口側壁打到異物衝擊擋塊上，損失動能後落入異物收集腔內，避免異物打傷後排葉片及在漸縮型的流道中對後面級流道造成堵塞，同時也避免異物進入引氣支管，導致引氣循環系統失效。

(4)來自於轉子葉尖的高壓氣體充滿高壓氣體穩壓腔，引氣循環腔壓力與引氣循環腔入口處轉子葉尖壓力共同決定了柔性進口側壁的開度，使得柔性進口側壁在限位支杆或柔性進口側壁擋塊約束範圍內自適應調整。

(5)高壓氣體穩壓腔與飛機及發動機的高壓氣體供應系統通過閥門控制連接，按需求動態控制為飛機及發動機提供高壓氣體；當飛機及發動機高壓氣體需求大時，優先進行供給，此時穩壓腔壓力有所降低，柔性進口側壁開度有所增大，壓差的減小使得通過引氣管供應給上遊靜子葉片葉根射流孔的流體有所減小，當穩壓腔壓力低於上遊靜子葉片葉根處射流孔處壓力時，可由於倒吸作用，吸除部分靜子葉片三維角區流體，同樣起到抑制靜子葉片三維角區分離的效果；當飛機及發動機高壓氣體需求小時，穩壓腔與高壓氣體供應系統間的閥門關閉，穩壓腔壓力回升，此時從轉子葉尖吸入的氣體主要用於上遊靜葉葉根處的自適應射流調節，柔性進口側壁開度自適應動態調整。

附圖說明

圖1是本發明的一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機在限制循環模式的剖視圖；

圖2是圖1中i部分的局部放大圖；

圖3是圖1中ii部分的局部放大圖；

圖4是圖1中a-a截面示意圖；

圖5是圖1中b-b截面示意圖；

圖6是本發明的一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機在完全循環模式的剖視圖；

圖7是圖6中i部分的局部放大圖；

圖8是本發明的一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機在關閉循環模式的剖視圖；

圖9是圖8中i部分的局部放大圖；

圖中，1：轉子輪盤；2：轉子葉片；3：機匣；4：引氣循環腔入口；5：剛性進口側壁；6：異物收集腔；7：柔性進口側壁；8：高壓氣體穩壓腔；9：異物衝擊擋塊；10：引氣循環腔；11：柔性進口側壁極限位置擋塊；12：直線軸承；13：限位支杆；14：液壓腔；15：柔性進口側壁鉸接軸；16：主引氣管；17：引氣管分流隔；18：引氣支管i；19：引氣支管ii；20：靜子葉片；21：靜子葉片機匣側射流孔；22：靜子葉片輪轂側射流孔；23：靜子葉片輪轂端壁；24：靜子葉片前緣；25：靜子葉片壓力面；26：靜子葉片尾緣；27：轉子葉片葉頂間隙；28：靜子葉片吸力面；29：完全循環模式柔性進口側壁最大開度極限位置；30：限制循環模式柔性進口側壁最大限制位置。

具體實施方式

以下結合附圖和實施例，對本發明的具體實施方式作進一步詳細描述。

(1)限制循環模式：

如圖1、圖2所示，本發明的一種改善轉子葉尖及靜子角區流動的自適應壓氣機包括位於上遊的靜子葉片20，位於下遊的轉子葉片2及帶有引氣循環腔10的機匣3；轉子葉片葉尖與機匣間具有葉頂間隙27；引氣循環腔10位於機匣3內部，由引氣循環腔入口4，高壓氣體穩壓腔8和主引氣管16構成。

引氣循環腔入口4位於轉子葉片葉頂間隙27上方，其4進口段由位於上遊方向的柔性進口側壁7和位於下遊方向的剛性進口側壁5組成；優選的，柔性進口側壁7與葉頂處機匣3型線採用小夾角光滑曲率過渡，避免流動分離的產生；優選的，剛性進口側壁5採用一定曲率的圓弧，使得在轉子離心力作用下進入引氣循環腔10的異物隨流體繞流剛性進口側壁5時進一步在離心力的作用下打在位於高壓氣體穩壓腔8與引氣循環腔10相連處的異物衝擊擋塊9上。

高壓氣體穩壓腔8與異物收集腔6為全環通腔，且高壓氣體穩壓腔8在與引氣循環腔10連接處具有異物衝擊擋塊9結構；異物打擊異物衝擊擋塊9後由於動能虧損落入位於高壓氣體穩壓腔8底部的異物收集腔6中。

如圖1、圖2所示的限制循環模式下，柔性進口側壁7的活動範圍受限位支杆13位置的調控；在液壓系統的控制下，與限位支杆13相連的液壓腔14對限位支杆13的位置進行了約束，柔性進口側壁7在引氣循環腔10內壓力大於流道中轉子葉片葉頂間隙27區域壓力時處於閉合狀態；在具有壓差作用時，柔性進口側壁7位置可在閉合狀態和限位支杆13約束的最大開度位置30間自適應調整，最大開度的約束避免了在部分流態進入引氣循環腔10的流量過大進而對轉子葉片2的性能造成影響；高壓氣體穩壓腔8與飛機及發動機的高壓氣體供應系統相連，按需求動態調控為飛機及發動機提供高壓氣體；當高壓氣體穩壓腔8中的氣流用於飛機及發動機的高壓氣體供應系統氣流補給時，高壓氣體穩壓腔8中的壓力有所降低，柔性進口側壁7開度較大，由於高壓氣體穩壓腔8中氣流的壓力虧損，進入主引氣管16的氣流會有所減少，當高壓氣體穩壓腔8中的壓力進一步低於靜子葉片機匣側射流孔21和靜子葉片輪轂側射流孔22處壓力時，會由於壓差作用形成倒吸，同樣起到吸除靜子葉片20端區低能流體抑制靜子中三維角區分離的效果，吸除的靜子葉片端區的高壓低能流體此時通過引氣支管i18和引氣支管ii19進入主引氣管16，匯入引氣循環腔10及高壓氣體穩壓腔8中，為飛機及發動機提供高壓氣體；在高壓氣體穩壓腔8中氣體不用於飛機及發動機的高壓氣體供應系統氣流補給時，引氣循環腔10及高壓氣體穩壓腔8的壓力有所回升，此時的高壓氣體主要通過主引氣管16在如圖3所示的引氣管分流隔17的作用下受壓差作用自適應地分為兩股，分別進入引氣支管i18和引氣支管ii19。

引氣支管i18中的氣流作用於上遊靜子葉片20位於機匣側的射流孔21；帶機匣側射流孔21的靜子葉片20截面及機匣側射流孔21的局部放大圖如圖4所示；在壓差作用下，射流孔21出口處產生略大於當地主流速度的自適應射流；靜子葉片機匣側射流孔21位於靜子葉片機匣側葉根處，展向起始位置為靜子葉片吸力面28與機匣3端壁交接處，展向高度不大於靜子葉片20全葉片高度的20％，機匣側射流孔21出口處沿流向與靜子葉片吸力面28採用大曲率圓弧光滑過渡，且流向起始位置位於靜子葉片吸力面28根部分離區(約25％軸向弦長)前，使得所形成的自適應射流有效地作用於位於靜子葉片20端區的三維角區結構，在射流攜帶作用下將堆積在角區的低能流體吹向下遊，減弱由於三維角區造成的流道擁堵程度，降低靜子葉片20通道的總壓損失，改善靜子葉片20的擴壓性能；當靜子葉片20在非設計工況運行時，可通過停止高壓氣體穩壓腔8對飛機及發動機高壓氣體供應系統的高壓氣體補給，增大引氣循環腔入口處柔性進口側壁7最大開度位置30限制，使得進入引氣循環腔10的氣流優先用於靜子葉片20通道的流動控制，拓寬上遊靜子葉片20的有效工作攻角範圍；引氣支管ii19中的氣流作用於上遊靜子葉片20位於輪轂側的射流孔22，如圖5所示，其作用過程及原理與靜子葉片20位於機匣側的射流孔21相同，這裡不再贅述。

(2)完全循環模式：

如圖6、圖7所示，在(1)的基礎上，若壓氣機處於平穩工作過程(例如巡航階段)或者關閉高壓氣體穩壓腔8對飛機及發動機高壓氣體供應系統供應高壓氣流的狀態，可完全收回限位支杆，此時引氣循環腔入口4處柔性進口側壁7開度受柔性進口側壁極限位置擋塊11的約束，柔性進口側壁7的真實開度由通往上遊靜子葉片20葉根處的引氣支管i18在靜子葉片機匣側射流孔21處的壓力及通往上遊靜子葉片20葉根處的引氣支管ii19在靜子葉片輪轂側射流孔22處的壓力以及轉子葉片葉頂間隙27與引氣循環腔入口4處壓力共同決定。

(3)關閉循環模式：

如圖8、圖9所示，在起降階段等特殊流態下，可通過液壓腔14控制限位支杆13，使得柔性進口側壁7處於閉合狀態，關閉循環模式。

以上所述的三種工作模式實施例，對本發明專利的目的、技術方案和有益效果進一步進行了詳細的說明，以上所述僅為本發明的具體實施例，並不用於限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。