专利名称：利用导流叶片抑制过渡段内流动分离的方法
技术领域：
一种利用导流叶片抑制小涵道比航空涡轮风扇发动机压缩系统过渡段内流动分 离的方法，该发明可有效减小航空发动机风扇与高压压气机之间过渡段的长度。
背景技术：
涡轮风扇发动机是现代航空发动机的主流，而小涵道比涡扇发动机是军用发动 机的主流。而几乎所有的小涵道比涡扇的风扇出口及高压进口之间都存在着过渡段。 而随着对航空发动机推重比要求的逐步提高。减小过渡段的长度能有效提高涡扇发动 机的紧凑程度，提高其推重比。
近年来，涡扇发动机过渡段引起了大家的重视，但研究集中于大涵道比民用发 动机。例如，2004年欧洲启动了针对大涵道比发动机的高负荷过渡段气动研究计划， 其目标是将过渡段长度减小20%或在过渡段长度不变的情况下增加20%高低压之 间的落差或增加20%过渡段的扩张率。而小涵道比涡扇发动机的过渡段与大涵道比 涡扇发动机的过渡段相比，其过渡段的设计更为陡峭，更容易在过渡段的内壁面产生 流动分离。而过渡段是连接风扇与高压压气机的重要部件，其流动的好坏将影响到下 游高压压气机的性能，同时也会与上游风扇之间产生干涉，影响风扇的性能。因此， 如何在实现过渡段长度缩短的同时又保证过渡段内的流动性能不下降具有重要的工 程应用价值，也是设计者们所追求的目标之一。
过渡段内壁面容易产生分离，主要是由于其沿着流向存在较大的逆压力梯度。 在内壁面第一个弯道处，凸曲率使该处压力值降低，而其后压力则逐渐增加，在第二 弯道处的凹曲率又使压力增至最大，因此在内壁面第一个弯道之间存在着较大的压 差，具有较大的逆压力梯度。
而目前用于缩短过渡段长度的方法主要为引入原本使用与飞机机翼的涡流器。 在过渡段内壁面布置涡流器可以将能量较高的主流区域的流动巻入趋于分离的过渡段内壁面低能附面层中，从而抑制过渡段的分离。该方法在抑制过渡段内流动分离的
同时，引入了额外的损失，同时引入附加部件，增加了系统复杂性，同时也增加发动
机的重量。
发 明 内 容
一种抑制小涵道比航空涡轮风扇发动机压缩系统(见图1)过渡段内流动分离 的方法。该发明将导流叶片置于压气机过渡段内壁第一个弯道处(见图2)，利用叶 片对过渡段内壁面附近流体的径向力抑制过渡段的流动分离。通过改变传统叶片的径 向积叠线，使叶片积叠线与径向线在周向上呈一定的夹角(见图3)，即使叶片压力 面向内壁面倾斜，这样叶片将对过渡段流道的内壁面施加径向力，从而产生与叶片力 相反的压力梯度，该压力梯度可以部分或完全抵消由过渡段内壁面流道弯曲而形成的 压力梯度，因此，可有效提高过渡段内弯道处的压力值，从而减小过渡段内壁沿流向 的压力梯度(见图4)，大大降低过渡段内流动分离的风险。叶片积叠线与径向线在 周向上的夹角是该发明的关键参数，通过调节该参数可以控制弯道附近压力值的大 小。由于导流叶片积叠线与径向线的夹角过大时，导流叶片内将产生较为严重的径向 流动，影响导流叶片的流动性能，因此，出于对过渡段流动及导流叶片内流动两者的 折衷考虑，本发明中将该角度的上限值设为40° 。同时，若过渡段最大曲率位置过 于接近导流叶片的前缘或尾缘时，将使叶片对弯道的包裹程度不足，从而影响控制分 离的效果，因此，本发明进一步限定导流叶片的位置，使过渡段第一个弯道的最大曲 率点位于距导流叶片前缘0.2~0.8倍导流叶片轴向弦长处。
由于该方法可以抑制过渡段内流动分离，因此可以增大过渡段的弯曲程度，减 小过渡段长度。同时，该方法将导流叶片放置于过渡段内也有效利用了过渡段空间， 其效益相当可观的。预计釆用该方法后过渡段长度可缩短约20%,从而使发动机推 重比提高约1%。
图1是本发明所适用的小涵道比航空涡轮风扇发动机压缩系统流路简图。 图2是本发明的过渡段结构示意图。图3是本发明的导流叶片的A-A向视图。
图4是适用本发明前后过渡段内壁面压力分布的对比图。
图中 1.过渡段内壁面 2.过渡段机匣
3.导流叶片 4.承力支板 5.分流环
具体实施例方式
为更清楚地描述本发明，本具体实施方式
以一个抑制过渡段内流动分离的方法 为例，结合附图对本发明作进一步的说明。
首先是确定导流叶片的安装位置。本例中，过渡段结构见图2，过渡段的总长 度为0.35m，导流叶片的轴向弦长为0.06m。过渡段第一个弯道的最大曲率位于离 过渡段进口 0.064m处，使其位于距导流叶片前缘0.6倍轴向弦长位置，则导流叶 片前缘位于离过渡段进口 0.04m的位置，尾缘位于离过渡段进口 O.lm处。
其次是确定导流叶片积叠线与径向线在周向上的夹角。在本例中，子午面气流 速度^为180m/s,第一个弯道处最小曲率半径&为0.08m，周向速度Q为 180m/s，叶根半径r为0.325m，因此环量C^为58.5mVs，在该设计中环量在所 有叶片高度上保持相等，出口环量为O，并且在环量在叶片内均匀变化，贝!J:
巧A^^U^^ 180*975/0.325=540000 而
生=^1 =0.922*180" 80/0.08=373410 因此，
sin & =生/巧=373430/540000=0.6915
从而得 A=43.75。
由于A超过40° ，可能导致导流叶片内产生较为严重的径向流动，恶化导流 叶片中的流动。因此，为稳妥起见，本例中将导流叶片积叠线与径向线的夹角々选定为35° 。
上面演示的确定导流叶片位置及导流叶片积叠线与径向线的在周向上夹角的过 程，即为本方法的两个主要步骤。实施上述方法后，即可保证过渡段内的压力梯度得 以大幅减小，从而抑制过渡段内的流动分离。
权利要求
1、一种利用导流叶片抑制小涵道比航空涡轮风扇发动机压缩系统过渡段内流动分离的方法。其中该过渡段由连接风扇出口轮毂及高压压气机进口轮毂的具有两个弯道的内壁面，外机匣组成，并且该过渡段空间内布置有承力支板、分流环及导流叶片。该方法的特征在于，将导流叶片安排在过渡段内壁面第一个弯道处，并且使导流叶片积叠线与径向线在圆周方向上呈一定夹角，该角度的确定方法如下(1)过渡段弯道处径向压力梯度的确定其中p为压力，r为半径，ρ为气体密度，Wm为子午面气流速度，Rm为过渡段第一个弯道的最小曲率半径。(2)导流叶片叶片力Fb的确定其中Cu为气流的周向分速度。(3)导流叶片积叠线与径向线的角度确定若叶片力恰好与流道径向压力梯度抵消，则即从而得到其中βd为最佳的导流叶片积叠线与径向线的夹角，但考虑到该角度在βd附近仍能发挥作用，因此导流叶片积叠线与径向线的实际夹角β的取值范围适当扩大，取0<β≤1.5βd。
2、 根据权利要求1所述的方法，其特征是，导流叶片积叠线与径向线的实际夹角" 的上限值为40° 。
3、 根据权利要求2所述的方法，其特征是，过渡段第一个弯道的最大曲率点位于距 导流叶片前缘的0.2-0.8倍轴向弦长位置。
全文摘要
本发明是一种利用导流叶片抑制小涵道比航空涡轮风扇发动机压缩系统过渡段内流动分离的方法。该发明将导流叶片置于压气机过渡段内壁第一个弯道处，通过改变导流叶片积叠线与径向线的周向夹角，形成与过渡段弯道处原有压力梯度相反的叶片力，从而减小该位置处的流向压力梯度，抑制过渡段内的流动分离。由于该方法可以抑制过渡段内流动分离，因此可以增大过渡段的弯曲程度，从而减小过渡段长度。同时，该方法将导流叶片放置于过渡段内，节省了原导流叶片所占用的空间，有利于减小整个压气机的长度。预计采用该方法后过渡段长度可缩短约20％，对发动机推重比的贡献约为1％。
文档编号F02K3/04GK101424228SQ200810239450
公开日2009年5月6日 申请日期2008年12月10日 优先权日2008年12月10日
发明者侯安平, 盛 周, 李绍斌, 阙晓斌, 陆亚钧 申请人:北京航空航天大学