專利名稱：航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種用于航空發動機風扇和壓氣機的梯狀間隙結構，其能夠實現風扇及壓氣機的擴穩增效，特別適用于高性能航空燃氣渦輪發動機。
背景技術：
葉輪機械中葉頂間隙是為避免旋轉葉片和機匣之間發生碰磨而引入的，其大小約為O. 3% 1%壓氣機轉子葉頂軸向弦長。在葉頂間隙兩側的壓差作用下，部分流體穿過葉頂間隙形成泄漏流動，同時由于受到主流的影響，該泄漏流動通常以葉尖泄漏渦的形式存在于壓氣機轉子葉頂區域。對風扇/軸流壓氣機而言，葉尖泄漏流的負面影響主要體現為產生泄漏損失和堵塞，前者會降低壓氣機效率，后者會降低壓氣機的壓升能力和穩定工作范圍。中等推力、中等增壓比的發動機，葉片高度較大，由葉尖間隙造成的損失還不很嚴重。隨著增壓比的増加，葉片高度顯著縮短，高壓壓氣機后幾級的葉高有的已縮短到2(T30mm， 這樣葉尖間隙造成的損失變得更加顯著。根據實測，葉尖間隙相對值(即間隙/葉片高度)增加1%，效率約降低1% ;而效率降低1%，耗油率約增加2%。此外，越來越多的研究結果表明，現代高性能壓氣機的失穩大多是由葉頂間隙泄漏流動所產生的失速先兆觸發的。現代先進航空發動機對高推重比的軍事需求要求軸流壓氣機總壓比不斷提高且級數(或葉片數)不斷減少。這就導致軸流壓氣機的級負荷越來越高，葉尖泄漏更嚴重，壓氣機對葉尖間隙的敏感性逐步增強，葉頂間隙導致的損失所占的比例越來越高。可以看出，葉頂間隙大小以及布局對環壁附面層及其與葉片附面層的相互作用起著十分重要的作用。如果間隙控制得好，轉子壓升、效率及失速裕度都可得到不同程度的改善；反之，若間隙過大，或布局不合理，尖部區域又將是ー個嚴重的氣動損失源和率先失速區。現代航空發動機先進的氣動設計與試驗方法已使壓氣機效率高達88%以上。如果想要進ー步提高發動機性能，需要盡量減小氣流泄漏，減少流道中的端壁損失。隨著對葉尖泄漏流動認識的日益豐富，人們開始考慮采取控制措施來減緩泄漏損失帶來的穩定工作裕度退化和性能下降問題，如已經在許多發動機實際型號中得到廣泛應用的機匣處理，就是利用尖部間隙的變化來改進轉子性能的。公告號CN102162472A的專利文獻公開ー種應用在軸流壓氣機轉子葉尖端區的多圓弧斜槽處理機匣。所述多圓弧斜槽處理機匣的處理槽在徑向采用雙圓弧型并且在周向采用圓弧型的組合設計。通過合理的設計處理槽的幾何結構形式，即在R方向(徑向)采用雙圓弧型并且在θ (周向)采用圓弧型的組合設計。公告號CN101691869的專利文獻公開了ー種具有軸向斜槽處理機匣結構的軸徑流壓氣機，該軸徑流壓氣機包括軸流轉子，軸流靜子以及徑流壓氣機，且軸流轉子，軸流靜子以及徑流壓氣機三個部件依次同軸聯結；在所述的軸徑流壓氣機軸流轉子的機匣壁面上加工有周向均勻分布的軸向斜槽，軸向斜槽在徑向順轉子轉向呈30°飛0°的傾斜。傳統的周向槽處理機匣如圖I所示，是在機匣上沿壓氣機的周向開數條直槽，實際應用效果表明，無論來流是均勻流或發生進ロ畸變，壓氣機穩定裕度都有改善，由于周向槽能夠方便地實現加工，因此對于改善發動機的性能具有一定的意義。但這類處理機匣的缺點是穩定裕度的改善以損失壓氣機的效率為代價。因此，亟需尋求ー種轉子葉頂間隙的合理布局，達到擴大穩定工作范圍和提高效率的雙重目的。
發明內容
本發明所要解決的技術問題是提供ー種結構設計合理、即實現了穩定工作裕度提升又不犧牲壓氣機效率、結構簡單實用的航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構。本發明解決上述技術問題為ー種航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構，所述航空發動機壓氣機包括轉子葉片和機匣外殼，其結構特點是所述的機匣外殼內側壁相應的位置上加工成具有一定深度和寬度的階梯周向槽，通過優化匹配間隙大小以及階梯周向槽開槽位置獲得不同的梯狀間隙結構布局。
優選為，本發明所述的周向槽的深度與壓氣機葉頂間隙大小tl相等。優選為，本發明所述的周向槽開槽位于葉頂軸向弦長的60% 108%范圍內。優選為，本發明所述梯狀間隙結構與壓氣機設計所追求的目標有關，為了獲得更高的壓比和效率，優選為將葉頂間隙tl設為葉頂軸向弦長的O. 3%，且使周向槽開槽位于葉頂軸向弦長的60% 108%范圍內；為了獲得更高的穩定工作范圍，優選為將葉頂部間隙設為葉頂軸向弦長的O. 6%，且使周向槽開槽位于葉頂軸向弦長的90% 108%范圍內。本發明同現有技術相比具有以下優點及效果本發明的新型梯狀間隙結構布局更加簡單，更加方便地實現加工，并且能夠在提高壓氣機穩定工作裕度的同時提高壓氣機效率；此外，通過葉頂間隙大小與階梯開槽位置的優化組合，能夠實現對壓氣機轉子端部流動的合理組織，達到提高壓氣機穩定工作裕度或者壓氣機性能的目標。本發明利用在階梯槽與壓氣機頂部區域的復雜流動相互作用，有效控制壓氣機頂部區域阻塞團的大小和位置，提高了通道主流的流通面積，在提高壓氣機穩定工作裕度的同時，提高了壓氣機的性能。
圖I為傳統的周向槽處理機匣結構的示意圖。圖2為本發明ー實施例所述航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構的示意圖。標號說明1-轉子葉片、2-機匣外殼、3-階梯槽。
具體實施例方式下面，結合實施例對本發明做進ー步的詳細說明，以下實施例是對本發明的解釋而本發明并不局限于以下實施例。實施例I :如圖2所示，本實施例所述的航空發動機壓氣機包括轉子葉片I和機匣外殼2，機匣外殼2的內側壁設置有深度較小的階梯槽3。為了提高壓氣機的性能，實現對壓氣機轉子葉頂端區復雜流動的組織與調控，在壓氣機機匣外殼2上開設了深度與葉頂間隙大小相當的階梯槽3，針對壓氣機設計中所追求目標的不同來確定葉頂間隙大小和階梯槽開槽位置，設計不同的轉子葉頂梯狀間隙結構。如果設計中追求更高的壓比和效率，則將轉子葉頂間隙tl設為轉子葉頂軸向弦長的O. 3%，同時在葉頂軸向弦長的60% 108%范圍內引入深度與葉頂間隙相當的階梯槽；如果追求更高的穩定工作范圍，則將轉子葉頂部間隙設為轉子葉頂軸向弦長的O. 6%，同時在葉頂軸向弦長的90% 108%范圍內引入深度與葉頂間隙相當的階梯槽。工作時，借助轉子葉片I葉頂吸カ面和壓カ面兩側的壓カ梯度，階梯槽能夠將頂部間隙渦與激波相互作用產生的位于轉子葉片尾緣附近的低能阻塞團帶入相鄰轉子葉片頂部間隙，進入相鄰葉片頂部間隙的高損失阻塞團在與機匣粘性邊界層相互作用過程中耗散被成為中等損失的阻塞團，從而有效地消除了轉子葉片壓カ面附近的堵塞，對轉子葉頂區域產生ー種氣動密封作用。因此，梯狀間隙結構能夠調控轉子葉頂區域阻塞團的大小和位置，提高通道主流的流通面積，從而改進了壓氣機轉子的壓比、效率和流量范圍。綜上所述，本發明可直接用于航空燃氣渦輪發動風扇/機壓氣機，在提高風扇/機壓氣機的穩定工作裕度的同時提高壓氣機的效率。本發明的思路是從合理組織壓氣機葉頂端區復雜流動出發，探索了ー種新型葉頂梯狀間隙結構，設計出一種階梯槽處理機匣，打破了“機匣處理能夠擴大壓氣機穩定工作裕 度，但要降低效率”的傳統觀念，這也成為本發明設計的宗旨。此外，本說明書中所描述的具體實施例，其零部件的形狀、所取名稱等可以不同。凡依本發明專利構思所述的構造、特征及原理所做的等效或簡單變化，均包括于本發明專利的保護范圍內。本發明所屬技術領域的技術人員能夠對所描述的具體實施例做各種各樣的修改或補充或采用類似的方式替代，只要不偏離本發明的結構或者超越本權利要求書所定義的范圍，均應屬于本發明的保護范圍。
權利要求
1.一種航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構，所述航空發動機壓氣機包括轉子葉片和機匣外殼，其特征在于，在所述的機匣外殼內側壁相應的位置上通過加工開設具有一定深度和寬度的階梯周向槽，通過優化匹配間隙大小以及階梯槽開槽位置獲得不同的梯狀間隙結構。
2.根據權利要求I所述的航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構，其特征在于，周向槽的深度與壓氣機葉頂間隙大小tl相等。
3.根據權利要求I或2所述的航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構，其特征在于，所述周向槽開槽位于葉頂軸向弦長的60% 108%范圍內。
4.根據權利要求3所述的航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構，其特征在于，將葉頂間隙tl設為葉頂軸向弦長的O. 3%，同時在葉頂軸向弦長的60% 108%范圍內引入深度與葉頂間隙相當的階梯槽，能夠獲得更高的壓比和效率。
5.根據權利要求3所述的航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構，其特征在于，將葉頂部間隙設為葉頂軸向弦長的O. 6%，同時在葉頂軸向弦長的90% 108%范圍內引入深度與葉頂間隙相當的階梯槽，能夠獲得更高的穩定工作范圍。
全文摘要
本發明提供一種航空發動機壓氣機的梯狀間隙結構，涉及航空發動機高負荷風扇或機壓氣機的擴穩技術，所述航空發動機壓氣機包括轉子葉片和機匣外殼，其中，在所述機匣外殼內側壁相應的位置上通過加工開設具有一定深度和寬度的階梯周向槽，通過優化匹配間隙大小以及階梯周向槽開槽位置獲得不同的梯狀間隙結構布局，可利用在階梯槽與壓氣機頂部區域的復雜流動相互作用，有效控制壓氣機頂部區域阻塞團的大小和位置，提高了通道主流的流通面積，在提高壓氣機穩定工作裕度的同時，提高了壓氣機的性能。
文檔編號F04D29/66GK102817873SQ20121028533
公開日2012年12月12日 申請日期2012年8月10日 優先權日2012年8月10日
發明者張學鋒 申請人:勢加透博(北京)科技有限公司