发动机过渡段以及航空发动机的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种发动机过渡段W及设置该发动机 过渡段的航空发动机。
【背景技术】
[0002] 润轮级间机匯又称为"过渡段"（英文可译为；TRANSITION DUCT)，它位于高压润 轮、低压润轮之间，起导流作用，是航空发动机的关键部件之一。过渡段上接高压润轮出口、 其出口连接低压润轮入口（或称：低压润轮进口），因此，过渡段的气动性能强烈影响着低 压润轮的气动性能。过渡段由支板、上端壁（或称；外端壁）W及下端壁（或称；内端壁） 构成，其气动设计的关键就是对轮穀（即内端壁）、机匯（即外端壁）和支板型线的设计、优 化。一般地，当上游高压润轮的出口气流流入过渡段时，过渡段内部的承力结构会采用外包 支板对流经过渡段的气流进行导流。
[0003] 本申请人发现：现有技术至少存在W下技术问题：
[0004] 由于现有技术中，当过渡段内部的承力结构采用外包支板对流经过渡段的气流进 行导流的过程中，流入过渡段的气流容易在支板尾缘（英文可译为；TRAILNG邸G巧附近产 生分离，送个分离会影响过渡段本身的气动特性，降低过渡段的总压恢复性能、提高过渡段 的压力损失，随着分离气流的发展会直接影响过渡段出口的气流品质，也影响了下游低压 润轮进口的气动性能。
【发明内容】
[0005] 本发明的其中一个目的是提出一种发动机过渡段W及设置该发动机过渡段的航 空发动机，解决了现有技术存在过渡段的气动性能较差的技术问题。本发明提供的诸多技 术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。
[0006] 为实现上述目的，本发明提供了 W下技术方案：
[0007] 本发明实施例提供的发动机过渡段，包括外端壁、内端壁W及设置在所述外端壁 与所述内端壁之间的支板，其中：
[0008] 所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能 经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游。
[0009] 在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述 支板分隔为前支板和后支板。
[0010] 在优选或可选地实施例中，所述前支板和所述后支板各自均为叶片形，所述前支 板形成主翼，所述后支板形成襟翼，所述气流通道设置在所述支板的尾缘。
[0011] 在优选或可选地实施例中，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的5%~45%。
[0012] 在优选或可选地实施例中，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的10%~30%。
[0013] 在优选或可选地实施例中，所述襟翼的压力面上与所述主翼的压力面上斜率相同 的点与所述襟翼的前缘点之间的最小距离为所述襟翼在所述发动机轴向方向上的长度的 25%~35%。
[0014] 在优选或可选地实施例中，所述主翼的尾缘设置有导流平面，所述导流平面形成 所述气流缝隙位置相对的两个侧壁中的其中一个侧壁。
[0015] 在优选或可选地实施例中，所述导流平面与所述主翼的压力面的连接处W及所述 导流平面与所述主翼的吸力面的连接处均设置有圆角或倒角。
[0016] 在优选或可选地实施例中，所述襟翼表面上与所述主翼的尾缘表面上斜率相同的 点与所述襟翼的前缘点之间的表面的外轮廓线为曲线，所述曲线符合楠圆方程或抛物线方 程：所述楠圆方程为y 2+ax2+b巧+CX = 0,其中；x为曲线上各点的横坐标值，y为曲线上各 点的纵坐标值，a、K C为自设定系数。
[0017] 在优选或可选地实施例中，所述a、所述b、所述C各自的取值均为-5~5。
[0018] 在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流通孔。
[0019] 在优选或可选地实施例中，所述气流通孔设置在所述支板接近所述外端壁的部 分、设置在所述支板接近所述内端壁的部分或者设置在所述支板沿所述发动机径向方向上 的中部位置。
[0020] 本发明实施例提供的航空发动机，包括本发明任一技术方案提供的发动机过渡 段，所述外端壁为外周机匯的内表面，所述内端壁为轮穀的外表面。
[0021] 在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述 支板分隔为前支板和后支板，所述航空发动机还包括冷却气体输入装置，所述冷却气体输 入装置的冷却气体输出口朝向所述气流通道接近所述外端壁或所述内端壁的位置。
[0022] 基于上述技术方案，本发明实施例至少可W产生如下技术效果：
[0023] 由于本发明实施例提供的发动机过渡段内的支板上（优选为支板的尾缘处）设置 有贯穿支板的气流通道，当上游气流（例如；高压润轮出口气流）流入过渡段时，由于气流 通道（优选为襟翼和主翼之间的缝隙形成）的存在，压力面的气流会经过气流通道流动至 吸力面，
[0024] 由于流动至吸力面的流体具有较大的动能，其可W带动吸力面的低能流体流向下 游，避免了在支板的尾缘处发生流动分离，所W提升了过渡段的气动性能，解决了现有技术 存在过渡段的气动性能较差的技术问题。
【附图说明】
[0025] 此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发 明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0026] 图1为现有技术中发动机过渡段的支板外表面气流流线的示意图；
[0027] 图2为本发明实施例所提供的发动机过渡段的支板的叶型的示意图；
[0028] 图3为本发明实施例所提供的发动机过渡段的支板外表面气流流线的示意图；
[0029] 图4为本发明实施例所提供的发动机过渡段的支板的襟翼的叶型的放大示意图；
[0030] 图5为本发明实施例所提供的发动机过渡段的支板的叶型的放大示意图；
[0031] 图6为图5所示襟翼的叶型的放大示意图；
[0032] 附图标记；1、支板；11、主翼；12、襟翼；13、气流通道；121、导流平面；14、圆角，E、 点；F、点；G、点；H、点；I、点；J、点；K、点；L、点；M、点。
【具体实施方式】
[0033] 下面可W参照附图图1~图6 W及文字内容理解本发明的内容W及本发明与现有 技术之间的区别点。下文通过附图W及列举本发明的一些可选实施例的方式，对本发明的 技术方案（包括优选技术方案）做进一步的详细描述。需要说明的是：本实施例中的任何 技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为 了描述简洁的需要本文件中无法穷举本发明的所有可替代的技术特征W及可替代的技术 方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所W本领 域技术人员应该知晓：可W将本发明提供的任一技术手段进行替换或将本发明提供的任意 两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何 技术特征W及任何技术方案均不限制本发明的保护范围，本发明的保护范围应该包括本领 域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案W及本领域技术人员将本发 明提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。
[0034] 本发明实施例提供了一种可W改善、抑制流动分离，气动性能较为理想的发动机 过渡段W及设置该发动机过渡段的航空发动机。
[0035] 下面结合图2~图6对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。
[0036] 如图2~图6所示，本发明实施例所提供的发动机过渡段，包括外端壁、内端壁W 及设置在外端壁与内端壁之间的如图2所示支板1，其中：
[0037] 支板1上（优选为支板1的尾缘处）设置有贯穿支板1的气流通道13,从支板1 的压力面流过的气流能经过气流通道13流向支板1的吸力面并带动吸力面周围的低能流 体流向下游。
[003引由于本发明实施例提供的发动机过渡段中支板1上（优选为支板1的尾缘处）设 置有贯穿支板1的气流通道13,当上游气流（例如；高压润轮出口气流）流入过渡段时，由 于气流通道13 (优选为襟翼12和主翼11之间的缝隙形成）的存在，压力面的气流会经过 气流通道13流动至吸力面，流动至吸力面的流体具有较大的动能，其可W带动吸力面的低 能流体流向下游，避免了在支板1的尾缘处发生流动分离，所W提升了过渡段的气动性能。
[0039] 作为优选或可选地实施方式，气流通道13为气流缝隙形成，气流缝隙将支板1分 隔为前支板和后支板。气流缝隙不仅口径较大，对经过的气流造成的气动损失较少，而且便 于设置，可W节省支板1耗费的材料。
[0040] 作为优选或可选地实施方式，前支板和后支板各自均为叶片形，前支板形成主翼 11，后支板形成襟翼12。气流通道13设置在支板1的尾缘。叶片形结构对经过的气流造成 的气动损失较少，且对气流的导向作用较好。
[0041] 作为优选或可选地实施方式，襟翼12的弦长为支板1的弦长的5%~45%，襟翼 12的弦长优选为支板1的弦长的10%~30%。上述尺寸值可W确保气流通道13的出流口 的位置接近支板1周围气流发生流动分离较为严重的区域，由此可W更为有效地抑制流动 分离造成的危害。
[0042] 作为优选或可选地实施方式，襟翼12的压力面（接近气流通道13的进流口的一 侧表面）上与主翼11的压力面（优选为主翼11的尾缘表面）上斜率相同的点与襟翼12 的前缘点之间的最小距离为襟翼12在发动机轴向方向上的长度的25%~35%。上述尺寸 值可W确保气流通道13的宽度尺寸较为理想，进而确保气流通道13对气流造成的流动损 失较少的情况下，有效地抑制流动分离造成的危害。
[0043] 作为优选或可选地实施方式，主翼11的尾缘设置有导流平面121，导流平面121形 成气流缝隙位置相对的两个侧壁中的其中一个侧壁。
[0044] 导流平面121便于制造、加工，而且对流经的气流造成的气动损失较少。
[0045] 作为优选或可选地实施方式，导流平面121与主翼11的压力面的连接处W及导流 平面121与吸力面的连接处均设置有圆角1