航空发动机及其压气机过渡段制造技术

本申请涉及一种航空发动机及其压气机过渡段。压气机过渡段包括本体和射流装置，本体包括机匣、轮毂和多个叶片，机匣套设于轮毂外部，并与轮毂之间形成通流腔，多个叶片沿着轮毂的周向间隔布置，并均连接于机匣和轮毂之间；射流装置包括引气口、引气流道和射流口，引气口设置于叶片表面，并与通流腔连通，引气流道设置于叶片内部，射流口设置于轮毂上，并沿着轮毂的周向位于引气流道所在叶片的一侧，射流口通过引气流道与引气口连通。基于此，可有效减少压气机过渡段的流动损失。效减少压气机过渡段的流动损失。效减少压气机过渡段的流动损失。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机及其压气机过渡段


[0001]本申请涉及航空发动机
，特别涉及一种航空发动机及其压气机过渡段。

技术介绍

[0002]在航空发动机中，压缩系统通常包括增压级、压气机过渡段和高压压气机，压气机过渡段连接于增压级和高压压气机之间，用于实现增压级和高压压气机之间的气流过渡。
[0003]在工作过程中，压气机过渡段的流动损失较大，影响压缩系统的气动性能，降低压缩系统的效率。

技术实现思路

[0004]本申请所要解决的一个技术问题是：减少航空发动机的压气机过渡段的流动损失。
[0005]为了解决上述技术问题，本申请提供一种压气机过渡段，其包括：
[0006]本体，包括机匣、轮毂和多个叶片，机匣套设于轮毂外部，并与轮毂之间形成通流腔，多个叶片沿着轮毂的周向间隔布置，并均连接于机匣和轮毂之间；和
[0007]射流装置，包括引气口、引气流道和射流口，引气口设置于叶片表面，并与通流腔连通，引气流道设置于叶片内部，射流口设置于轮毂上，并沿着轮毂的周向位于引气流道所在叶片的一侧，射流口通过引气流道与引气口连通。
[0008]在一些实施例中，在轮毂的轴向上，射流口位于叶片的前缘和后缘之间，且射流口与前缘之间的轴向距离，为前缘与后缘之间的轴向距离的45％
‑
65％。
[0009]在一些实施例中，射流口与前缘之间的轴向距离，为前缘与后缘之间的轴向距离的50％。
[0010]在一些实施例中，射流口的出射方向与轮毂在射流口处的切线之间的夹角γ大于0
°
，并小于或等于20
°
。
[0011]在一些实施例中，射流装置包括两个射流口，两个射流口沿着轮毂的周向位于引气流道所在叶片的相对两侧，并与同一引气流道连通。
[0012]在一些实施例中，射流装置包括分流管，两个射流口通过分流管与引气流道连通。
[0013]在一些实施例中，引气口位于叶片的压力面上。
[0014]在一些实施例中，引气口位于叶片的50％～60％叶高处。
[0015]在一些实施例中，在所有叶片中，每间隔一个叶片，设置一个射流装置。
[0016]本申请另外还提供一种航空发动机，其包括增压级和高压压气机，并且还包括本申请实施例的压气机过渡段，压气机过渡段连接增压级和高压压气机。
[0017]在本申请中，射流装置能够通过进行自引气射流，来有效减少压气机过渡段的流动损失，改善压缩系统的气动性能，提升压缩系统的效率。
[0018]通过以下参照附图对本申请的示例性实施例进行详细描述，本申请的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
[0019]为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0020]图1为航空发动机的示意简图。
[0021]图2为本申请实施例中压气机过渡段的立体示意图。
[0022]图3为图2沿垂直于轴向的表面进行剖切时的剖面图。
[0023]图4为图2沿平行于轴向且经过叶片的表面进行剖切时的剖面图。
[0024]图5为图2沿平行于轴向且不经过叶片的表面进行剖切时的剖面图。
[0025]图6为图5的I局部放大示意图。
[0026]图7为本申请实施例中叶片的结构示意图。
[0027]附图标记说明：
[0028]100、航空发动机；10、风扇；20、增压级；30、压气机过渡段；40、高压压气机；
[0029]1、本体；11、机匣；12、轮毂；13、通流腔；14、叶片；15、压力面；16、吸力面；17、前缘；18、后缘；
[0030]2、射流装置；21、引气口；22、引气流道；23、射流口；24、分流管；25、管接头；26、扩口螺母；27、连接装置。
具体实施方式
[0031]下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本申请及其应用或使用的任何限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0032]对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
[0033]在本申请的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。
[0034]在本申请的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
[0035]此外，下面所描述的本申请不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
[0036]图1示出了航空发动机的部分结构。
[0037]参见图1，航空发动机100包括沿着气体流动方向依次布置的风扇10、增压级20、压
气机过渡段30和高压压气机40。其中，压气机过渡段30连接增压级20和高压压气机40，用于实现增压级20和高压压气机40之间的气流过渡。压气机过渡段30与增压级20和高压压气机40一起，构成航空发动机100的压缩系统。
[0038]因增压级20与风扇10转速相同，受风扇10叶尖切线速度的限制，增压级20“被迫”工作在较低的工作转速，所以，为了均获得较佳的增压效果，增压级20在径向上通常高于高压压气机40，以增大叶尖切线速度，提升对气流的做功能力，进而达到更佳的增压效果。
[0039]由于增压级20在径向上高于高压压气机40，因此，压气机过渡段30的入口和出口之间存在较大的径向高度差，并且，为了减重，压气机过渡段30的入口和出口之间的轴向距离通常较短，这意味着气流在流经压气机过渡段30时，需要从径向较高的位置经过较短的轴向距离流至径向较低的位置，该过程中，不可避免地存在流动分离，相应的流动分离，会造成流动损失，影响整个压缩系统的气动性能，降低整个压缩系统的效率。
[0040]并且，参见图2，为了满足承力需求并实现导流目的，压气机过渡段30的机匣11和轮毂12之间通常布置多个叶片14(又称支板)，这些叶片14与机匣本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种压气机过渡段(30)，其特征在于，包括：本体(1)，包括机匣(11)、轮毂(12)和多个叶片(14)，所述机匣(11)套设于所述轮毂(12)外部，并与所述轮毂(12)之间形成通流腔(13)，所述多个叶片(14)沿着轮毂(12)的周向间隔布置，并均连接于所述机匣(11)和所述轮毂(12)之间；和射流装置(2)，包括引气口(21)、引气流道(22)和射流口(23)，所述引气口(21)设置于所述叶片(14)表面，并与所述通流腔(13)连通，所述引气流道(22)设置于所述叶片(14)内部，所述射流口(23)设置于所述轮毂(12)上，并沿着所述轮毂(12)的周向位于所述引气流道(22)所在叶片(14)的一侧，所述射流口(23)通过所述引气流道(22)与所述引气口(21)连通。2.根据权利要求1所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，在所述轮毂(12)的轴向上，所述射流口(23)位于所述叶片(14)的前缘(17)和后缘(18)之间，且所述射流口(23)与所述前缘(17)之间的轴向距离，为所述前缘(17)与所述后缘(18)之间的轴向距离的45％
‑
65％。3.根据权利要求2所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述射流口(23)与所述前缘(17)之间的轴向距离，为所述前缘(17)与所述后缘(18)之间的轴向距离的50％。4.根据权利要求1所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述射流口(23)的出射方向与所述轮毂(12)在所述射流口(2...

【专利技术属性】
技术研发人员：王进春，李游，姚玉花，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：