一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构制造技术

本发明专利技术提供了一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，所述布局结构包括内端壁、外端壁与风扇静子叶片，所述内端壁、外端壁与风扇静子叶片组成了过渡段；所述内端壁与外端壁构成环形通道，环形通道进口与风扇转子内涵道出口相连，环形通道出口与内涵道压气机进口相连；风扇静子叶片在环形通道内周向均布，且每个叶片尖部均与外端壁相连，叶片根部均与内端壁相连；所述内端壁在风扇静子叶片通道区域采用非轴对称端壁设计，所述非轴对称端壁利用三角函数进行曲面造型，具有丰富的自由度。本发明专利技术可以在保证压缩系统性能基本不变的前提下，有效缩短发动机轴向长度，简化发动机结构。简化发动机结构。简化发动机结构。

【技术实现步骤摘要】
一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构


[0001]本专利技术涉及微小型涡扇发动机
，具体涉及一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构。

技术介绍

[0002]在小型智能巡飞弹药领域，特定的使用场景决定了动力系统应具有结构简单、成本低、可靠性高等特点，因此上述飞行平台的动力形式主要是微小型涡喷发动机。未来小型智能巡飞弹药发展趋势之一是更长的航时与更高的生存能力，但微小型涡喷发动机的高油耗、高排温等固有技术特征无法满足上述发展趋势对动力系统的需求。
[0003]随着技术的发展，通过常规的优化设计手段来降低油耗与排温的空间已十分有限，另一种可行的技术手段是利用涡扇发动机替代涡喷发动机。相比于涡喷发动机，由于发动机构型不同，涡扇发动机具有更低的耗油率、排气温度与噪音，因此在有人机、巡航导弹等领域，涡扇发动机逐渐取代涡喷发动机，获得了越来越广泛的应用。但在小型智能巡飞弹药领域，由于涡扇发动机的小型化仍存在结构复杂、推重比低、成本高等问题，微小型涡扇发动机仍未在上述领域得到应用。
[0004]为了解决涡扇发动机小型化存在的问题，国内外学者提出了诸多解决方案，如专利《采用轴流斜流串列复合压缩系统单转子微小型涡扇发动机》(CN201310048204.8)中阐述了一种用于微小型涡扇发动机的复合压缩系统，轴流风扇转子与斜流压气机转子串列，中介机匣布置于轴流转子之后，将轴流转子出口气流一分为二。与常规设计相比，在内涵道省去轴流风扇静子与过渡段，缩短系统轴向长度，简化系统结构。但轴流风扇转子与内涵道斜流转子之间无过渡段，相同外径下斜流转子的进出口高度差受限；轴流风扇转子与斜流转子之间也无静子将气流扭转为轴向，斜流转子的来流具有较大的正预旋。以上两个因素使得斜流转子的压比很难提高，内涵道压比局限在单级斜流所能达到的压比范围，因此发动机的耗油率相比于涡喷发动机并没有明显优势。
[0005]根据上述分析可见，为使得发动机内涵道压比具有常规设计水平，内涵道过渡段与风扇静子是必不可少的。一种有效降低结构复杂度的方法是将内涵道过渡段与风扇静子叶片合二为一，在过渡段内布置风扇静子叶片。
[0006]在过渡段内，由于壁面曲率以及通道面积的变化，存在径向以及流向的压力梯度，壁面附面层内的低能流体易聚集在后半段的轮毂处，诱导轮毂附面层分离；此外，静子叶片通道内存在周向的压力梯度，叶片表面与端壁附面层内低能流体在叶片吸力面与轮毂形成的角区堆积，极易发生三维角区分离。而过渡段与静子叶片合二为一后，两种流动现象叠加，导致通道内的流场大大恶化，轮毂处叶片吸力面的角区气流分离范围增大，严重影响部件性能。
[0007]针对该现象，专利《一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法》(CN201410004116.2)中提出了一种支板与低压涡轮导向器融合的过渡段布局结构与设计方法，其关键在于支板叶片与低压涡轮导向器叶片融合设计，同时在过渡段轮毂壁上采用
非轴对称造型来调控通道内的压力梯度，减少流动损失。该专利的应用对象是高低压涡轮之间的过渡段，由于涡轮导向器中的流动与风扇静子中的流动存在明显区别(气流在涡轮导向器内加速膨胀，而在风扇静子内减速扩压)，该专利的设计方法并不适用于风扇静子与过渡段的融合设计；此外，该专利也并没有给出非轴轴对称端壁造型的具体设计方法。

技术实现思路

[0008]专利技术目的：为了解决风扇静子与过渡段融合设计时，过渡段内易出现较大气流分离的问题，兼顾紧凑性与高气动性能，本专利技术提供了一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，所述布局结构包括内端壁、外端壁与风扇静子叶片，所述内端壁、外端壁与风扇静子叶片组成了过渡段；
[0009]所述内端壁与外端壁构成环形通道，环形通道进口与风扇转子内涵道出口相连，环形通道出口与内涵道压气机进口相连；
[0010]风扇静子叶片在环形通道内周向均布，且每个叶片尖部均与外端壁相连，叶片根部均与内端壁相连；
[0011]在相邻风扇静子叶片组成的叶片通道的内端壁采用非轴对称端壁设计，每个叶片通道内端壁的非轴对称端壁形状相同。
[0012]将过渡段按曲率分布，分为第一转弯段与第二转弯段；所述第一转弯段中，外壁面是凹曲面，内壁面是凸曲面；所述第二转弯段中，外壁面是凸曲面，内壁面是凹曲面。
[0013]在内端壁，壁面由凸壁面变为凹壁面。
[0014]每个风扇静子叶片通道的内端壁非轴对称端壁曲面是在原有的轴对称端壁曲面的基础上叠加一个径向扰动幅值得到的，在柱坐标系下，定义径向坐标r、轴向坐标z、周向坐标θ，每个位置径向扰动幅值Δr将由以下径向扰动幅值控制函数表示：
[0015]Δr(z,θ)＝A(z)C(θ)
[0016]其中，A(z)与C(θ)为两个独立的幅值控制函数，其中A(z)为轴向的幅值控制函数；C(θ)为周向的幅值控制函数。
[0017]轴向的幅值控制函数A(z)计算公式为：
[0018][0019]其中，h为静子叶片的高度；β为端壁幅值控制系数；z0、z1分别为非轴对称端壁造型区域的轴向起始位置和终止位置；n为控制最大扰动幅值点在轴向相对位置的系数，n＞0。造型区域指进行非轴对称设计的区域，也是指风扇静子叶片通道的内端壁区域。
[0020]周向的幅值控制函数C(θ)计算公式为：
[0021][0022]其中，θ0、θ1分别为一轴向位置下非轴对称端壁造型区域的周向起始位置和终止位置；系数为相位，用于控制周向上扰动幅值曲线形状，
[0023]β取值为0.04～0.08，n取值为1.5～4，取值为0.25π～0.75π。
[0024]定义过渡段进出口平均半径差与轴向距离的比k为：
[0025][0026]其中，r
in
为过渡段进口平均半径，r
ex
为过渡段出口平均半径，L为过渡段轴向长度，k的取值为0.4～0.5。
[0027]定义过渡段的半程落差比e为：
[0028][0029]其中，r
mi
为过渡段1/2轴向位置处的平均半径，e取值为0.55～0.75。
[0030]所述过渡段的沿程面积采用先增大后减小的分布规律。
[0031]有益效果：本专利技术所设计的布局结构，将风扇静子与过渡段合二为一，与常规布局结构相比，本专利技术可以有效缩短发动机压缩系统轴向长度，简化发动机结构。融合设计使得静子叶片通道流场复杂，流动分离加剧，本专利技术进一步限定了过渡段的半程落差比及面积分布规律，并对内端壁采用非轴对称端壁设计，减少低能流体在静叶吸力面和内端壁角区堆积，降低流动损失。经仿真计算，相比于常规布局结构，本专利技术可使压缩系统气动效率保持相当的同时，发动机轴系长度减少10％，发动机推重比因此提高，转子动力学性能也得到大幅改善。此外，相比于过渡段内端壁未采用非轴对称设计的融合布局结构，本专利技术可使压气机效率提升0.5％，稳定裕度提升5％；同时过渡段出口气流更加均匀，有利于改善级间匹配性。
附图说明
[0032]下面结合附图本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，其特征在于，所述布局结构包括内端壁、外端壁与风扇静子叶片，所述内端壁、外端壁与风扇静子叶片组成了过渡段；所述内端壁与外端壁构成环形通道，环形通道进口与风扇转子内涵道出口相连，环形通道出口与内涵道压气机进口相连；风扇静子叶片在环形通道内周向均布，且每个叶片尖部均与外端壁相连，叶片根部均与内端壁相连；在相邻风扇静子叶片组成的叶片通道的内端壁采用非轴对称端壁设计，每个叶片通道内端壁的非轴对称端壁形状相同。2.根据权利要求1所述的一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，其特征在于，每个风扇静子叶片通道的内端壁非轴对称端壁曲面是在原有的轴对称端壁曲面的基础上叠加一个径向扰动幅值得到的，在柱坐标系下，定义径向坐标r、轴向坐标z、周向坐标θ，每个位置径向扰动幅值Δr将由以下径向扰动幅值控制函数表示：Δr(z,θ)＝A(z)C(θ)其中，A(z)与C(θ)为两个独立的幅值控制函数，其中A(z)为轴向的幅值控制函数；C(θ)为周向的幅值控制函数。3.根据权利要求2所述的一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，其特征在于，轴向的幅值控制函数A(z)计算公式...

【专利技术属性】
技术研发人员：王海朋，吴永鑫，张小龙，常国强，卢坤林，陈敏，李照远，徐夏，牛延林，卜龙，张文何，郭伟，
申请(专利权)人：融通航空发动机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：