一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅

本发明属于航空发动机，具体涉及一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅。

背景技术：

1、航空发动机对于高推重比的要求推动着压气机向高负荷、低展弦比的方向发展。级负荷的提高体现在轴向逆压力梯度和横向压力梯度的增强，这都使得通道内的低能流体向叶栅吸力面和端壁角区堆积，从而诱发角区分离。角区的流动分离会导致通道堵塞、叶片载荷以及扩压能力的下降，从而造成总压损失和效率下降，严重时会引起发动机的失速和喘振。因此，设法抑制压气机的角区分离，对于提高压气机的性能和运行安全是至关重要的。

2、目前，针对压气机静子叶栅角区分离的流动控制技术可以分为主动控制和被动控制两大类：

3、主动流动控制技术需要外界注入一定的能量来对流场进行控制，主要包括附面层抽吸技术、等离子体激励技术、合成射流等，主动控制技术需要监测压气机的运行状态，并依靠额外调节机构控制流动分离，在工程应用中较难推广；

4、被动流动控制技术无需从外界获取能量，依靠结构设计来达到流动控制的目的，主要有涡流发生器、翼刀、叶根开槽、端壁造型等，以叶片形或楔形为结构特征的传统涡流发生器，在控制角区分离的同时也会不同程度的引入附加损失，如何在气动增益与附加损失之间寻求平衡，一直是被动控制方法需要突破的技术瓶颈。

5、本发明的目的在于，在几乎不引入附加损失的同时，抑制附面层分离以及角区通道涡的形成，从而有效抑制压气机静子叶栅角区分离，由此，提出一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，能够抑制附面层分离以及角区通道涡的形成，从而达到控制角区分离的目的。

2、本发明采取的技术方案具体如下：

3、一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，包括通道端壁以及设置在通道端壁上的多个静子叶片和叶根前缘，所述通道端壁上还设置有多个微型肋状涡流发生器阵列，所述肋状涡流发生器阵列包括多个等距平行的斜向肋条，与传统的“涡流发生器”相比，本发明采用的微型肋状涡流发生器阵列是利用多个微小涡流发生器的积聚效应，在下游积聚形成大尺度高强度的诱导涡，因此几何尺寸可以比传统涡流发生器更小，由此产生的附加损失也更小，可以进一步提高叶栅的气动性能。

4、所述微型肋状涡流发生器阵列包括斜向肋条的数量均为6～16个。

5、所述微型肋状涡流发生器阵列的前缘与中弧线在对应叶根前缘处切线的垂直距离为0.05l～0.15l。

6、所述肋状涡流发生器阵列的前缘与对应叶根前缘在切线方向上的距离为-0.1l～0.1l。

7、所述肋状涡流发生器阵列的宽度为0.3δ～0.6δ。

8、多个所述斜向肋条均沿对应静子叶片中弧线在叶根前缘处的切线方向平行排列。

9、所述斜向肋条的延伸方向与中弧线在对应叶根前缘处切线方向的夹角γ为30°～60°。

10、所述斜向肋条的横截面均呈三角形，所述三角形的高n为0.05δ～0.15δ且底边m为.0.05δ～0.15δ。

11、相邻两个所述斜向肋条的间距p均为0.04δ～0.12δ。

12、本发明取得的技术效果为：

13、本发明的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，通过在静子通道端壁布置微型肋状涡流发生器阵列，一方面可以通过斜向肋条阵列产生的尾涡搅动分离区内的气流，使附面层上部的高能气流得以与近壁的低能气流混合而增加近壁流体的动量和能量，从而延缓下游的分离；另一方面是利用斜向肋条阵列产生的尾涡阻隔叶栅压力面的低能流体向叶栅吸力面角区的堆积，延缓和减弱通道涡，从而达到控制角区分离的目的。

14、本发明的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，利用多个微小涡流发生器的积聚效应，在下游积聚形成大尺度高强度的诱导涡，因此几何尺寸可以比传统涡流发生器更小，由此产生的附加损失也更小，可以进一步提高叶栅的气动性能。

技术特征：

1.一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，包括通道端壁(2)以及设置在通道端壁(2)上的多个静子叶片(1)和叶根前缘(3)，其特征在于：所述通道端壁(2)上还设置有多个微型肋状涡流发生器阵列(4)，所述肋状涡流发生器阵列(4)包括多个等距平行的斜向肋条(5)。

2.根据权利要求1所述的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，其特征在于：所述微型肋状涡流发生器阵列(4)包括斜向肋条(5)的数量为6～16个。

3.根据权利要求1所述的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，其特征在于：所述微型肋状涡流发生器阵列(4)的前缘与中弧线在对应叶根前缘(3)处切线的垂直距离为0.05l～0.15l。

4.根据权利要求1所述的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，其特征在于：所述肋状涡流发生器阵列(4)的前缘与对应叶根前缘(3)在切线方向上的距离为-0.1l～0.1l。

5.根据权利要求1所述的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，其特征在于：所述肋状涡流发生器阵列(4)的宽度为0.3δ～0.6δ。

6.根据权利要求1所述的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，其特征在于：多个所述斜向肋条(5)均沿对应静子叶片(1)中弧线在叶根前缘(3)处的切线方向平行排列。

7.根据权利要求1所述的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，其特征在于：所述斜向肋条(5)的延伸方向与中弧线在对应叶根前缘(3)处切线方向的夹角γ为30°～60°。

8.根据权利要求1所述的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，其特征在于：所述斜向肋条(5)的横截面均呈三角形，所述三角形的高n为0.05δ～0.15δ且底边m为0.05δ～0.15δ。

9.根据权利要求1所述的一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，其特征在于：相邻两个所述斜向肋条(5)的间距p均为0.04δ～0.12δ。

技术总结
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种通道端壁布置肋状涡流发生器阵列的压气机静子叶栅，包括通道端壁以及设置在通道端壁上的多个静子叶片和叶根前缘，通道端壁上还设置有多个微型肋状涡流发生器阵列，肋状涡流发生器阵列包括多个等距平行的斜向肋条，微型肋状涡流发生器阵列包括斜向肋条的数量均为6～16个，微型肋状涡流发生器阵列的前缘与中弧线在对应叶根前缘处切线的垂直距离为0.05l～0.15l，肋状涡流发生器阵列的前缘与对应叶根前缘在切线方向上的距离为‑0.1l～0.1l，肋状涡流发生器阵列的宽度为0.3δ～0.6δ。本发明抑制附面层分离以及角区通道涡的形成，从而达到控制角区分离的目的。

技术研发人员：张鹏,李永宏,程日新,杜浚平
受保护的技术使用者：中国民航大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/22