CN221921462U - 一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，涉及高压压气机角区分离抑制技术领域，包括安装在航空发动机高压压气机静子通道内部中的第一叶栅和第二叶栅，所述第一叶栅和第二叶栅之间分别设置有前叶和后叶，所述前叶和后叶的两端分别与静子通道内壁和静子通道外壳固定安装；本实用新型在前叶的作用下，诱导涡在向下游运动的过程中，将近壁面区域的附面层卷起，起到了低能流体和主流之间动量转换作用，由于主流的掺混增加了近壁面流体的能量，使一部分附面层内的低能流体随着向下游运动的主流一起运动，从而减少了流动的分离。

Description

一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构

技术领域

本实用新型涉及高压压气机角区分离抑制技术领域，尤其涉及一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构。

背景技术

高压压气机，是指在燃气涡轮发动机中把气流压缩到高出口压力的高压级部分，进出口压力之比低的为低压压气机，且转速较低；进出口压力之比高的为高压压气机，且转速较高。为了满足现代航空发动机的发展需求，高推重比、高可靠性和低成本成为了发动机的主要发展方向。作为航空发动机核心机中三大部件之一的高压压气机，需通过增加单级压气机的压比、减小压气机的级数来减轻发动机整机重量，以达到增加压气机推重比的目的。随着压气机负荷的增加，叶片通道内部的流动变得十分复杂，角区分离现象成为了影响压气机性能的重要因素之一。

角区分离是一种常发生于轴流压气机“吸力面-端壁”角区的三维分离现象,该现象以及随之产生的流场堵塞和流场损失会对压气机的稳定工作和效率造成不良影响,严重时会发展为“角区失速”。随着现代轴流压气机单级负荷的提升,角区分离所产生的负面影响日益突出,严重阻碍了高负荷压气机的发展,各种主动、被动流动控制方法也因此被广泛应用于角区分离的流动控制。

因此针对上述现象，提出一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，以满足实际使用的需要。

实用新型内容

本实用新型提供一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，解决了背景技术中的技术问题。

为解决上述技术问题，本实用新型提供的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，包括安装在航空发动机高压压气机静子通道内部中的第一叶栅和第二叶栅，所述第一叶栅和第二叶栅之间分别设置有前叶和后叶，所述前叶和后叶的两端分别与静子通道内壁和静子通道外壳固定安装。

优选的，所述第一叶栅与第二叶栅大小相同且为双圆弧叶型。

优选的，所述第一叶栅的安装角γ为20.5度,端壁的附面层厚度δ为25mm。

优选的，所述前叶的安装角χ为1.29倍的γ，即26.5度，所述前叶的高度h为0.2倍的端壁的附面层厚度δ，即5mm。

优选的，所述前叶的迎角为5度。

与相关技术相比较，本实用新型提供的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构具有如下有益效果：

本实用新型提供抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，前叶就是叶片型涡流发生器的形状，当流体通过带有安装角的涡流发生器后，两侧压差的作用会使涡流发生器叶尖处产生高能诱导涡，诱导涡在向下游运动的过程中，将近壁面区域的附面层卷起，起到了低能流体和主流之间动量转换作用，由于主流的掺混增加了近壁面流体的能量，使一部分附面层内的低能流体随着向下游运动的主流一起运动，从而减少了流动的分离。

本实用新型提供抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，后叶一方面阻断了端壁附面层的横向迁移，阻碍通道内涡结构沿横向的发展；另一方面通过抬升翼刀周围的低能流体而产生与通道涡反向的翼刀涡，在削弱通道涡强度的同时促进端壁附面层与高能流体间的动量交换，从而增强了端区流体动能，抑制了角区分离的发展。

附图说明

图1为本实用新型的整体结构示意图；

图2为本实用新型的侧面结构示意图；

图3为本实用新型的工作原理立体示意图；

图4为本实用新型的工作原理侧面示意图；

图5为本实用新型的安装位置示意图；

图6为本实用新型的高负荷压气机叶栅的几何示意图；

图7为本实用新型的前叶的几何示意图；

图8为本实用新型的前叶的安装位置示意图；

图9为本实用新型的前叶的安装位置优化设计示意图；

图10分别为3°、5°和7°迎角下的总压损失系数云图；

图11分别为3°、5°和7°迎角下的静压系数云图；

图12为前叶优化位置示意图；

图13为不同迎角下原型和三种优化方案的性能对比。

图中标号：1、第一叶栅；2、第二叶栅；3、前叶；4、后叶；5、角区分离区；6、来流；7、横向压力；8、诱导涡；100、静子通道内壁；200、静子通道外壳。

具体实施方式

实施例，由图1-5给出，本实用新型包括安装在航空发动机高压压气机静子通道内部中的第一叶栅1和第二叶栅2，第一叶栅1和第二叶栅2之间分别设置有前叶3和后叶4，前叶3和后叶4的两端分别与静子通道内壁100和静子通道外壳200固定安装。

其中，第一叶栅1与第二叶栅2大小相同且为双圆弧叶型。

其中，第一叶栅1的安装角γ为20.5度,端壁的附面层厚度δ为25mm。

其中，前叶3的安装角χ为1.29倍的γ，即26.5度，前叶3的高度h为0.2倍的端壁的附面层厚度δ，即5mm。

其中，前叶3的迎角为5度。

本实施例中，来流6在前叶3和后叶4的作用下，控制角区分离，延缓角区失速的发生。

本实施例中，第一叶栅1、第二叶栅2为一典型的高负荷压气机叶栅，后面将其简称为叶栅，图6给出了叶栅的几何示意图，图中主要几何参数及气动参数如表1。

表1叶栅几何和气动参数

该叶栅中弧线设计为双圆弧叶型。叶型设计时参照高压压气机最后一级去预旋静子叶片，设计气流转折角为52度，气体流出方向为轴向出气，设计扩压系数为0.5。由于叶片的载荷较高，在端壁-吸力面角区出现了典型的角区分离现象。

本实施例中，表2和图7给出了前叶的几何参数。前叶的的安装χ为1.29γ。前叶高度为端壁边界层厚度(δ)的0.2倍。本申请附面层厚度为25mm。因此，前叶高度为5mm。

轴向位置由图7中前叶和主叶片前缘线之间的距离(l)确定。距叶片吸力面的栅距用d表示。

表2前叶几何参数

其中，本申请对l和d进行了优化工作，优化位置如图9中的圆点和三角形点处。灰色区域和深灰色区域表示-1°和7°迎角下端壁上的回流区域。正方形点是回流区域的初始位置。在-1°迎角下，初始位置位于LE下游10％Ca附近。当迎角上升到7°时，初始位置向上游移动，到达LE附近的位置。为了充分考虑小叶片对流动反向区域的影响，考虑了较长的轴向范围。因此，选择了0％、5％、10％、15％、20％的轴向位置，并分别命名为l1～l5。前叶的栅距位置采用等距离的5个红点，主叶片1的吸力面与红点沿节距线的距离分别为0.25t、0.375t、0.5t、0.625t和0.75t。此外，从圆弧圆心O到红点的距离被定义为五个同心圆的半径(r1～r5)。五个轴向位置(l1～l5)和五个同心圆(r1～r5)之间的交点(圆点和三角形点)形成小叶片的空间位置。小叶片的交点和前缘重合。

为了充分考虑叶栅的不同工作状态，研究分别对3°、5°和7°迎角工况进行了优化，优化目标为总压损失系数ζLB和静压系数CpLB，如公式第一叶栅(1)和第二叶栅(2)。

Pt_in是进口总压，P_in是进口静压，Pt是当地总压，P是当地静压。图10分别是3°、5°和7°迎角下的总压损失系数云图。图11分别是3°、5°和7°迎角下的静压系数云图。

根据图10和图11的云图可以发现，前叶的最佳轴向位置在不同条件下会发生变化，这主要是由于角分离的初始位置是可变的。因此，在考虑多工况条件(3°、5°和7°迎角)的情况下，根据各工况下的结果，可以获得最佳的空间位置范围。依据静压系数越大越好，总压损失系数越小越好的原则，可获得最佳空间位置范围(图12的灰色区域)。显然，总压损失较低的前叶最佳范围靠近叶片前缘，远离叶片吸力面，并且前叶的栅距位置离叶片吸力面较远为佳。

以上给出了兼顾多工况条件(3°、5°和7°迎角)的情况下，前翼的最佳位置在图12中的灰色区域，以下给出具体位置。

下面分别在3°、5°和7°迎角的工况下进行了进一步优化，并分别将优化后结果命名为Opt_Act3、Opt_Act5和Opt_Act7。为了使优化后的结果更具参考意义，将对参数d/t和l/Ca进行优化，d/t和l/Ca的优化范围分别是0.25-0.75和0-0.2。前叶位置对叶栅气动性能影响的优化模型如下式：

minζ_LB＝f(d/t,l/Ca)

(3) maxCp_LB＝f(d/t,l/Ca)

(4)

以ζ_LB和Cp_LB为优化目标，Opt_Act3、Opt_Act5和Opt_Act7在三种工况(3°、5°和7°迎角)下的最佳位置如表3所示。

表3前叶在三个工况下的优化位置

图13显示了三种优化方案(Opt_Act3、Opt_Act5和Opt_Act7)在不同入射角下的性能与原型的对比。当入迎角小于2°时，三个优化的小叶片会使压气机性能恶化，Opt_Act5与其他两个优化结果(Opt_Act3和Opt_Act7)相比，显示出最佳性能。随着迎角增加到大于2°、小于5°的范围，Opt_Act5在降低总压损失和增加静压方面表现出一些优势。当迎角大于5°时，Opt_Act7在改善叶栅性能方面表现出显著优势，尤其是将失速迎角从8°延迟到9°。

本实施例中，现有技术中，基于端壁翼刀的长度以及高度变化对叶栅性能的影响进行了分析，并将其高度与附面层厚度联系起来，发现高度为0.3倍附面层厚度的后叶4具有最佳气动性能。以多个翼刀并列排布为较为常见的端壁翼刀使用方法，考虑到本设计已有前叶3的作用，因此后叶4只选择一片即可，高度选择0.3倍附面层厚度，即7.5毫米。长度定义根据其安装位置不同而调整，不超过第一叶栅1和第二叶栅2之间的通道即可。

工作原理：前叶3就是叶片型涡流发生器的形状，当流体通过带有安装角的涡流发生器后，两侧压差的作用会使涡流发生器叶尖处产生高能诱导涡，诱导涡在向下游运动的过程中，将近壁面区域的附面层卷起，起到了低能流体和主流之间动量转换作用，由于主流的掺混增加了近壁面流体的能量，使一部分附面层内的低能流体随着向下游运动的主流一起运动，从而减少了流动的分离；后叶4一方面阻断了端壁附面层的横向迁移，阻碍通道内涡结构沿横向的发展；另一方面通过抬升翼刀周围的低能流体而产生与通道涡反向的翼刀涡，在削弱通道涡强度的同时促进端壁附面层与高能流体间的动量交换，从而增强了端区流体动能，抑制了角区分离的发展。

Claims (5)

1.一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，包括安装在航空发动机高压压气机静子通道内部中的第一叶栅(1)和第二叶栅(2)，其特征在于：所述第一叶栅(1)和第二叶栅(2)之间分别设置有前叶(3)和后叶(4)，所述前叶(3)和后叶(4)的两端分别与静子通道内壁(100)和静子通道外壳(200)固定安装。

2.根据权利要求1所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述第一叶栅(1)与第二叶栅(2)大小相同且为双圆弧叶型。

3.根据权利要求1所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述第一叶栅(1)的安装角γ为20.5度,端壁的附面层厚度δ为25mm。

4.根据权利要求3所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述前叶(3)的安装角χ为1.29倍的γ，即26.5度，所述前叶(3)的高度h为0.2倍的端壁的附面层厚度δ，即5mm。

5.根据权利要求4所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述前叶(3)的迎角为5度。