[发明专利]一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构

说明书

本发明公开了一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，包括自循环机匣和轴对称端壁造型，所述自循环机匣安装在压气机匣壁面上，所述轴对称端壁造型设置在压气机转子通道上；所述自循环机匣与压气机机匣一端形成引气口，另一端形成射流口，且所述引气口的截面大于所述射流口的截面，形成收缩的流道；所述轴对称端壁造型设置在转子的叶顶‑10％～48％轴向弦长上。本发明公开了一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，通过在压气机机匣壁面上安装自循环机匣，然后在压气机转子通道上进行轴对称端壁造型，有效改善了压气机的稳定工作裕度并提高了设计点的效率。

技术领域

本发明涉及轴流压气扩稳技术领域，尤其涉及一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构。

背景技术

航空发动机在往更大推力、更低油耗和适应更多工况方向发展的过程中，必然会受到旋转失速和喘振的限制。处理机匣是有效扩大轴流压气机稳定工作范围的有效措施之一，作为机匣处理技术的一种方案，自循环机匣处理同样可以增大轴流压气机的稳定工作范围。由于在设计工况下自循环流道内的回流是不必要的，在设计良好的压气机中，自循环机匣处理将导致设计点效率下降，这对飞机巡航状态的耗油率是不利的。因此，在自循环机匣处理的工程应用中，如何在扩稳的同时不引起轴流压气机设计点效率下降是必须解决的难题。

发明内容

本发明提供一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，为解决应用机匣处理技术扩稳时效率下降的问题提供了一种可行的办法。

为了实现上述目的，本发明的技术方案是：

一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，包括自循环机匣和轴对称端壁造型，所述自循环机匣安装在压气机匣壁面上，所述轴对称端壁造型设置在压气机转子通道上；所述自循环机匣与压气机机匣一端形成引气口，另一端形成射流口，且所述引气口的截面大于所述射流口的截面，形成收缩的流道；所述轴对称端壁造型设置在转子的叶顶-10％～48％轴向弦长上。

进一步地，所述轴对称端壁造型中的机匣造型曲线为设置在转子机匣上的下凹曲线，且位于自循环机匣的引气口与射流口之间。

进一步地，所述机匣造型曲线的控制函数为：

其中，ΔH_max为最大造型高度；z为轴向坐标长度，-10％C_a＜z＜48％C_a；C_a为无量纲轴向弦长，在转子叶尖前缘为0，在转子叶尖尾缘为1；r为压气机机匣的半径。

进一步地，所述机匣造型曲线的下方设有转子叶尖造型曲线，所述转子叶尖造型曲线与所述机匣造型曲线相吻合。

进一步地，所述射流口的宽度为压气机轴向弦长的0～0.25倍，且位于转子前缘上游5％轴向弦长的上游处。

进一步地，所述引气口的宽度大于所述射流口的宽度，且位于转子尾缘上游，靠近叶顶在近失速工况下的吸力面分离区。

进一步地，所述射流口沿转子转动方向偏转一定角度，使引气口与射流口之间的中轴线与轴向在等叶高平面上的投影形成偏转角。

进一步地，所述偏转角大于0°，且小于90°。

本发明公开了一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，通过在压气机机匣壁面上安装自循环机匣，然后在压气机转子通道上进行轴对称端壁造型，有效改善压气机的稳定工作裕度和设计点效率的提高。另外，通过数值模拟验证了所述压气机无损失扩稳结构的有效性，具体指标的改进量为：在最大造型高度仅为4倍叶顶间隙时，所述跨音速轴流压气机级的综合稳定裕度提高了约6％、设计点效率提高约0.42％和近失速工况下的压气机级效率提高0.74％。从而证明应用该自循环机匣和进行轴对称端壁造型处理压气机机匣，一定程度上可以在扩稳的同时保证压气机级的效率。

附图说明