一种燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法与流程

本申请属于燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计，具体涉及一种燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法。

背景技术：

1、压气机是燃气轮机、航空发动机中的重要部件，其稳定裕度，直接决定燃气轮机及航空发动机整机的稳定性。

2、为了提高燃气轮机、航空发动机中压气机的稳定裕度，当前采用的技术方案包括：

3、1)从整机架构层面考虑，将单轴多级压气机，设计为双转子或三转子结构，由高、低压压气机或由高、中、低压气机共同完成压缩任务，以改善单轴多级压气机前后级工作不协调状况，以此提高压气机稳定裕度，但会大幅增加燃气轮机、航空发动机整机结构的复杂程度；

4、2)对压气机气动布局及叶片进行优化，对压气机可调静子调节规律进行优化，对压气机叶尖间隙控制进行优化，采用压气机处理机匣设计等，可在一定程度上提升压气机稳定裕度，但效果有限，难以保证全转速范围内压气机稳定裕度；

5、3)采用级间或出口放气技术，在压气机级间或出口设置旁路，如图1所示，以增大等效排气面积，大幅提高通过流量，能够降低匹配点，在失稳边界不变的前提下，显著扩大稳定工作范围，以此提高压气机稳定裕度，对于稳定裕度需求较大的过渡态，通过增大放气量的方式，实现进一步降低匹配点、扩大稳定工作范围的效果，但该种技术方案存在以下缺陷：

6、a)直接向环境放气，会产生明显噪音，长时间放气会造成持续性的高频噪音，降低人机环境品质；

7、b)等熵压缩效率计算公式为其中，为压气机等熵压缩效率，为压气机单位流量等熵压缩功，lk为压气机单位流量轮缘功，gt为压气机进口气流量，gb为压气机放气流量，λ为压气机放气比，从中可见，压气机效率的降低幅度等于放气比，采用级间或出口放气技术，放气比较大，一般直接向环境放气占总流量的5％～10％甚至更高，压气机效率损失较大，致使整机热循环效率明显降低。

8、4)采用自循环引气-喷气扩稳技术，从压气机级间或出口引用高压气，在压气机进口级或其他被认为限制稳定裕度的重要级转、静子叶片处进行喷气，以局部抑制和推迟附面层失速分离及其他二次流，从而提升压气机稳定裕度，该种技术方案，多数情况下能够保证压气机的效率不发生明显的降低，有时甚至会有小幅提高，但该种技术方案存在以下缺陷：

9、a)以“单转子”或“单级压气机”为应用对象，偶见双级或三级压气机，罕有更多级压气机，与工程上的多级压气机差异明显，级间匹配因素对稳定边界的影响较弱甚至不存在，对于级间匹配复杂的压气机，工程指导意义不足；

10、b)以小流量或微流量引气为特征，引气比通常小于压气机进气流量的1％，利用微喷气改善局部小范围流动，例如叶片表面失速分离和叶尖泄漏流，改善压气机近喘点整体流动，使等转速特性线在近喘点接近以自然的方式向外延伸，从而推迟压气机失速和失稳，小、微量喷气不会显著影响压气机流动整体框架，对压气机稳定裕度提升量有限，一般上限为10％左右且不容易实现。

11、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

12、需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一种燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法，包括：

4、设置引气管路，将压气机出口部分气流引流到进口位置，重新注入压气机主流道；

5、设计使压气机进气流量10％以上的气流，通过引气管路回流到压气机进口位置；

6、在压气机进口位置设计周向连续截面收缩的射流槽，使引气管路中的气流，在压气机进、出口压差驱动下，通过射流槽，以扇形区高速射入主流道，其中，小部分贴近转子叶尖顶端机匣，大部分与主流气流在进口级转子叶中及以上通道内发生交互作用。

7、根据本申请的至少一个实施例，上述的燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法中，还包括：

8、在引气管路上设置节流阀，调节不同转速下引气-射流循环流动的强度，以满足失稳边界或裕度提升需求量为目标，以最小化循环强度进而降低压气机损失为基本原则。

9、根据本申请的至少一个实施例，上述的燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法中，还包括：

10、在失稳边界足够高，或稳定裕度足够大，而不需要扩稳的包括设计转速在内的较高转速范围，通过节流阀关停引气-射流循环流动。

技术特征：

1.一种燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法，其特征在于，

3.根据权利要求2所述的燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法，其特征在于，

技术总结
本申请属于燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计技术领域，具体涉及一种燃气轮机及航空发动机中压气机扩稳设计方法，包括：设置引气管路，将压气机出口部分气流引流到进口位置，以高速射流形式重新注入压气机主流道；设计使压气机进气流量10％以上的气流，通过引气管路回流到压气机进口位置；在压气机进口位置设计周向连续截面收缩的射流槽，使引气管路中的气流，在压气机进、出口压差驱动下，通过射流槽，以扇形区高速射入主流道，其中，小部分贴近转子叶尖顶端机匣，大部分与主流气流在进口级转子叶中及以上通道内发生进行交互。

技术研发人员：崔英俊,赵勇,李聪,刘宝杰,郝晟淳,孟德君,赵清伟,于淼
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15