发动机过渡段以及航空发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种发动机过渡段以及航空发动机，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在过渡段的气动性能较差的技术问题。该发动机过渡段包括外端壁、内端壁以及设置在所述外端壁与所述内端壁之间的支板，所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游。本发明专利技术提供的航空发动机，包括本发明专利技术任一技术方案提供的发动机过渡段，所述外端壁为外周机匣的内表面，所述内端壁为轮毂的外表面。本发明专利技术用于提高过渡段的气动性能。

【技术实现步骤摘要】
发动机过渡段以及航空发动机
本专利技术涉及航空发动机
，尤其涉及一种发动机过渡段以及设置该发动机过渡段的航空发动机。
技术介绍
涡轮级间机匣又称为“过渡段”(英文可译为：TRANSITIONDUCT)，它位于高压涡轮、低压涡轮之间，起导流作用，是航空发动机的关键部件之一。过渡段上接高压涡轮出口、其出口连接低压涡轮入口(或称：低压涡轮进口)，因此，过渡段的气动性能强烈影响着低压涡轮的气动性能。过渡段由支板、上端壁(或称：外端壁)以及下端壁(或称：内端壁)构成，其气动设计的关键就是对轮毂(即内端壁)、机匣(即外端壁)和支板型线的设计、优化。一般地，当上游高压涡轮的出口气流流入过渡段时，过渡段内部的承力结构会采用外包支板对流经过渡段的气流进行导流。本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：由于现有技术中，当过渡段内部的承力结构采用外包支板对流经过渡段的气流进行导流的过程中，流入过渡段的气流容易在支板尾缘(英文可译为：TRAILNGEDGE)附近产生分离，这个分离会影响过渡段本身的气动特性，降低过渡段的总压恢复性能、提高过渡段的压力损失，随着分离气流的发展会直接影响过渡段出口的气流品质，也影响了下游低压涡轮进口的气动性能。
技术实现思路
本专利技术的其中一个目的是提出一种发动机过渡段以及设置该发动机过渡段的航空发动机，解决了现有技术存在过渡段的气动性能较差的技术问题。本专利技术提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。为实现上述目的，本专利技术提供了以下技术方案：本专利技术实施例提供的发动机过渡段，包括外端壁、内端壁以及设置在所述外端壁与所述内端壁之间的支板，其中：所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游。在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板。在优选或可选地实施例中，所述前支板和所述后支板各自均为叶片形，所述前支板形成主翼，所述后支板形成襟翼，所述气流通道设置在所述支板的尾缘。在优选或可选地实施例中，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的5％～45％。在优选或可选地实施例中，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的10％～30％。在优选或可选地实施例中，所述襟翼的压力面上与所述主翼的压力面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的最小距离为所述襟翼在所述发动机轴向方向上的长度的25％～35％。在优选或可选地实施例中，所述主翼的尾缘设置有导流平面，所述导流平面形成所述气流缝隙位置相对的两个侧壁中的其中一个侧壁。在优选或可选地实施例中，所述导流平面与所述主翼的压力面的连接处以及所述导流平面与所述主翼的吸力面的连接处均设置有圆角或倒角。在优选或可选地实施例中，所述襟翼表面上与所述主翼的尾缘表面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的表面的外轮廓线为曲线，所述曲线符合椭圆方程或抛物线方程：所述椭圆方程为y2+ax2+bxy+cx＝0，其中：x为曲线上各点的横坐标值，y为曲线上各点的纵坐标值，a、b、c为自设定系数。在优选或可选地实施例中，所述a、所述b、所述c各自的取值均为-5～5。在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流通孔。在优选或可选地实施例中，所述气流通孔设置在所述支板接近所述外端壁的部分、设置在所述支板接近所述内端壁的部分或者设置在所述支板沿所述发动机径向方向上的中部位置。本专利技术实施例提供的航空发动机，包括本专利技术任一技术方案提供的发动机过渡段，所述外端壁为外周机匣的内表面，所述内端壁为轮毂的外表面。在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板，所述航空发动机还包括冷却气体输入装置，所述冷却气体输入装置的冷却气体输出口朝向所述气流通道接近所述外端壁或所述内端壁的位置。基于上述技术方案，本专利技术实施例至少可以产生如下技术效果：由于本专利技术实施例提供的发动机过渡段内的支板上(优选为支板的尾缘处)设置有贯穿支板的气流通道，当上游气流(例如：高压涡轮出口气流)流入过渡段时，由于气流通道(优选为襟翼和主翼之间的缝隙形成)的存在，压力面的气流会经过气流通道流动至吸力面，由于流动至吸力面的流体具有较大的动能，其可以带动吸力面的低能流体流向下游，避免了在支板的尾缘处发生流动分离，所以提升了过渡段的气动性能，解决了现有技术存在过渡段的气动性能较差的技术问题。附图说明此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：图1为现有技术中发动机过渡段的支板外表面气流流线的示意图；图2为本专利技术实施例所提供的发动机过渡段的支板的叶型的示意图；图3为本专利技术实施例所提供的发动机过渡段的支板外表面气流流线的示意图；图4为本专利技术实施例所提供的发动机过渡段的支板的襟翼的叶型的放大示意图；图5为本专利技术实施例所提供的发动机过渡段的支板的叶型的放大示意图；图6为图5所示襟翼的叶型的放大示意图；附图标记：1、支板；11、主翼；12、襟翼；13、气流通道；121、导流平面；14、圆角，E、点；F、点；G、点；H、点；I、点；J、点；K、点；L、点；M、点。具体实施方式下面可以参照附图图1～图6以及文字内容理解本专利技术的内容以及本专利技术与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本专利技术的一些可选实施例的方式，对本专利技术的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。需要说明的是：本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本专利技术的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓：可以将本专利技术提供的任一技术手段进行替换或将本专利技术提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本专利技术的保护范围，本专利技术的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本专利技术提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。本专利技术实施例提供了一种可以改善、抑制流动分离，气动性能较为理想的发动机过渡段以及设置该发动机过渡段的航空发动机。下面结合图2～图6对本专利技术提供的技术方案进行更为详细的阐述。如图2～图6所示，本专利技术实施例所提供的发动机过渡段，包括外端壁、内端壁以及设置在外端壁与内端壁之间的如图2所示支板1，其中：支板1上(优选为支板1的尾缘处)设置有贯穿支板1的气流通道13，从支板1的压力面流过的气流能经过气流通道13流向支板1的吸力面并带动吸力面周围的低能流体流向下游。由于本专利技术实施例提供的发动机过渡段中支板1上(优选为支板1的尾缘处)设置有贯穿支板1的气流通道13，当上游气流(例如：高压涡轮出口气流)流入过渡段时，由于气流通道13(优选为襟翼12和主翼11之间的缝隙形成)的存在，压力面的气流会经过气流通道13流动至吸力面，流动至吸力面的流体具有较大的动能，其可以带动吸力面的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种发动机过渡段，其特征在于，包括外端壁、内端壁以及设置在所述外端壁与所述内端壁之间的支板，其中：所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游。

【技术特征摘要】
1.一种发动机过渡段，其特征在于，包括外端壁、内端壁以及设置在所述外端壁与所述内端壁之间的支板，其中：所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板，所述前支板和所述后支板各自均为叶片形，所述前支板形成主翼，所述后支板形成襟翼，所述气流通道设置在所述支板的尾缘。2.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的5％～45％。3.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的10％～30％。4.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述襟翼的压力面上与所述主翼的压力面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的最小距离为所述襟翼在所述发动机轴向方向上的长度的25％～35％。5.根据权利要求1所述的发动机过渡段，其特征在于，所述主翼的尾缘设置有导流平面，所述导流平面形成所述气流缝隙位置相对的两个侧壁中...

【专利技术属性】
技术研发人员：李蓓，范宜龙，罗华玲，
申请(专利权)人：中航商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：上海;31