[发明专利]压气机过渡段增效结构

说明书

本发明提供一种压气机过渡段增效结构，用于改善过渡段流动损失情况。根据本发明的实施例，压气机过渡段增效结构包括集气室、引气通路、位于过渡段内侧壁的射流口，该引气通路连接该集气室，用于从高压压气机向该集气室引气；该射流口与该集气室接通，该射流口的射流方向指向该过渡段内流动分离区域。

技术领域

本发明涉及压气机的流道结构，尤其涉及大涵道比发动机的压气机的过渡段。

背景技术

目前国内外大涵道比双转子航空发动机中，其压缩系统包括高压压气机及风扇增压级，因增压级与风扇转速相同，受风扇叶尖切线速度的限制，增压级被迫工作在较低的工作转速。为了获得较佳的增压效果，增压级的流道布置于径向较高压压气机高的位置以增大叶尖切线速度，以提升叶片对气流的做功能力，进而达到更佳的增压效果。同时为了连接高压压气机与增压级之间的流道，通常在高压压气机进口与增压级出口之间布置过渡段。公告号为CN210919269的专利说明书记载了类似的过渡段以及该过渡段支板的改进。

根据发明人的分析，上述压缩系统的布置存在以下问题:

1)气流从径向较高的位置经过较短的轴向距离流至径向位置较低的位置，不可避免的会产生流动分离，带来流动损失，降低了整个压缩系统的效率；

2) 过渡段的内外壁面中为满足承力等需求，需布置支板，支板与流道壁面的过渡区域附近存在的角涡、角涡与流道分离涡复合的流动结构，进一步增大了流动损失，降低了整个压缩系统的效率；

3) 过渡段中存在的气流非定常分离涡位于高压压气机进口，影响了高压压气机进口的流场品质；

4）航空发动机对重量的追求，产生了过渡段越短越好的需求，但这意味着气流需要更剧烈的完成径向位置改变，也就带来更大的流动损失，更多的影响了整个压缩系统的效率。

发明内容

本发明的目的在于提供一种压气机过渡段增效结构，用于改善过渡段流动损失情况。

根据本发明的实施例，压气机过渡段增效结构包括集气室、引气通路、位于过渡段内侧壁的射流口，该引气通路连接该集气室，用于从高压压气机向该集气室引气；该射流口与该集气室接通，该射流口的射流方向指向该过渡段内流动分离区域。

在一个或多个实施例中，该集气室包含罩体、设置有所述射流口的该过渡段的局部内侧壁，该罩体在该局部内侧壁的内侧覆盖该局部内侧壁。

在一个或多个实施例中，所述罩体与该过渡段的内侧壁焊接成一体。

在一个或多个实施例中，所述罩体与该过渡段的内侧壁整体铸造成型。

在一个或多个实施例中，所述集气室为沿该过渡段周向贯通的整个气室或者周向独立设置的数个气室。

在一个或多个实施例中，所述引气通路包括从过渡段的内外侧贯穿过渡段的支板的支板通路，以及用于连接高压压气机前面级引气孔和支板通路的管路。

在一个或多个实施例中，所述引气通路包括从过渡段的内外侧贯穿过渡段的支板的支板通路，以及用于连接高压压气机前面级引气孔和支板通路的管路，对于周向贯通的整个气室，所述引气通路为一路或多路，对于周向独立设置的数个气室，每个气室连接一路引气通路。

在一个或多个实施例中，至少部分所述射流口在轴向位于过渡段内气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域的上游侧，周向位于过渡段内的相邻支板之间。

在一个或多个实施例中，至少部分所述射流口在轴向位于过渡段内气流分离涡的萌生区域或气流分离涡区域的上游侧，周向位于过渡段内的支板与过渡段内壁面倒圆附近的小应力区。

在一个或多个实施例中，所述射流口的射流方向与过渡段内侧壁壁面限定的子午流面中的夹角在5°-175°之间。