压气机或涡轮出口导向器的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空燃气涡轮发动机技术领域，具体地涉及一种高负荷压气机或涡轮出口导向器的气动设计。
【背景技术】
[0002]现代高性能军民用航空燃气涡轮发动机为了追求高推重比、低油耗率、低污染和低排放等性能指标，发动机部件减重和气动部件(压气机和涡轮)高负荷化设计成为了航空燃气涡轮发动机的发展趋势。随着压气机或涡轮部件从常规负荷向高负荷化发展，高压压气机或者低压涡轮末级残余旋流逐渐偏离轴向，即残余旋流度越来越大，常规支板式压气机、涡轮出口导向器无法消除高残余旋流，会严重影响下游关键部件(如高压压气机下游的燃烧室或者低压涡轮下游的排气系统)的各项性能指标，进而影响发动机总体性能及推重比要求。尤其对于军用高推重比航空涡轮发动机，其低压涡轮出口残余的旋流角度可高达30°以上，导致下游的波瓣式混合排气系统射流掺混效率急剧下降，进而使得温度分布极不均匀，严重影响排气系统部件寿命。目前，设计者们为了消除这种由于高压压气机或者低压涡轮末级高负荷设计引发的高残余旋流度，不得不在常规支板式出口导向器的基础上，加大叶片的轴向弦长，并大幅度增加叶片数目以提高出口导向器叶片的气流折转能力。这势必使得压气机、涡轮出口导向器重量增大，从而影响发动机的推重比和油耗率。因此，亟需寻求一种既能够消除由于压气机或者涡轮的高负荷设计引发的出口高残余旋流度，又可以减少叶片数目(或者不增加叶片数目)的新型出口导向器叶片及设计方法，这已经成为高性能军民用航空燃气涡轮发动机设计体系中的一个关键性问题。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是针对上述问题提出一种高负荷压气机或涡轮出口导向器，其能够在消除压气机、涡轮残余旋流度的同时，减少导向器叶片数目，能够实现航空燃气涡轮发动机部件减重，提高发动机推重比，降低油耗率，使其适用于高性能军民用航空燃气涡轮发动机。
[0004]本发明的另一目的是提供一种大推重比、低油耗率的航空燃气涡轮发动机。
[0005]根据本发明的一个方面的实施例，提出了一种压气机或涡轮出口导向器，适用于航空燃气涡轮发动机，其中，所述出口导向器由在圆周上均匀布置的多个叶片组构成，每个叶片组由一个主叶片和一个襟翼叶片组成;所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在轴向上前后布置，并且在轴向上部分重叠;所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在周向上相互错开布置，并且在周向上部分重叠;所述襟翼叶片的厚度小于所述主叶片的厚度;所述主叶片的进气角度被配置为大于30°，出气角度被配置为轴向，并且所述襟翼叶片的进气角度被配置为小于15°，出气角度被配置为负值。
[0006]根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片和所述襟翼叶片在轴向上的重叠量为所述主叶片的轴向长度的约5%，所述主叶片和所述襟翼叶片在周向上的重叠量为所述主叶片的轴向长度的约15%。
[0007]根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片的轴向长度是所述襟翼叶片的轴向长度的4倍以上。
[0008]根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片和所述襟翼叶片的最大厚度均位于各自的轴向弦长的20%处，并且所述主叶片的最大厚度是所述襟翼叶片的最大厚度的3倍以上。
[0009]根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片和所述襟翼叶片的吸力面最大马赫数位于各自的轴向弦长的15%处。
[0010]根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片的进气角度被配置为30°至40°，并且所述襟翼叶片的进气角度被配置为10°至15°，出气角度被配置为-5°至0°。
[0011]根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片的轴向长度是所述襟翼叶片的轴向长度的5-6倍。
[0012]根据本发明的一个优选实施例，所述主叶片的最大厚度是所述襟翼叶片的最大厚度的4-6倍。
[0013]根据本发明的另一个方面的实施例，提出了一种航空燃气涡轮发动机，包括根据上述实施例所述的压气机或涡轮出口导向器。
[0014]根据本发明的一个优选实施例，所述航空燃气涡轮发动机为大推重比航空燃气涡轮发动机。
[0015]本发明的新型的压气机、涡轮出口导向器尤其适用于高性能航空燃气涡轮发动机，相比于常规支板式出口导向器，其大幅度消除了残余旋流度，同时减少了导向器叶片数目，实现了发动机减重，克服了发动机上游关键气动部件高负荷化设计将恶化下游部件气动性能这一传统观念和技术偏见，进而提高了发动机推重比，降低了油耗率。
【附图说明】
[0016]图1为常规支板式压气机或涡轮出口导向器的结构示意图；
[0017]图2为常规支板式压气机或涡轮出口导向器的叶片分布图；
[0018]图3为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的结构示意图；
[0019]图4为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的叶片组的立体图；以及
[0020]图5为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的叶片组分布图。
【具体实施方式】
[0021]下面结合附图详细描述本发明的示例性的实施例，其中相同或相似的标号表示相同或相似的元件。另外，在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本披露实施例的全面理解。然而明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。在其他情况下，公知的结构和装置以图示的方式体现以简化附图。
[0022]图1为常规支板式压气机或涡轮出口导向器的结构示意图；图2为常规支板式压气机或涡轮出口导向器的叶片分布图。常规支板式压气机或涡轮出口导向器包括在圆周上均匀布置的多个叶片1，为使出口导向器用于高负荷设计的压气机或涡轮，叶片1被设计为具有较大轴向长度C1，并且叶片栅距S1较小，以在同样的圆周长度上容纳更多叶片1，以期提高出口导向器叶片的气流折转能力，使得常规的出口导向器能够部分消除压气机或涡轮末级的高残余旋流度。
[0023]根据本发明总体上的发明构思，提供了一种压气机或涡轮出口导向器，适用于航空燃气涡轮发动机，其中，所述出口导向器由在圆周上均匀布置的多个叶片组构成，每个叶片组由一个主叶片和一个襟翼叶片组成;所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在轴向上前后布置，并且在轴向上部分重叠;所述主叶片和所述襟翼叶片被配置为在周向上相互错开布置，并且在周向上部分重叠;所述襟翼叶片的厚度小于所述主叶片的厚度;所述主叶片的进气角度被配置为大于30°，出气角度被配置为轴向，并且所述襟翼叶片的进气角度被配置为小于15°，出气角度被配置为负值。
[0024]参照图3-5，图3为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的结构示意图；图4为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的叶片组的立体图；以及图5为根据本发明实施例的压气机或涡轮出口导向器的叶片组分布图。其中，出口导向器由在圆周上均匀布置的多个叶片组构成，每个叶片组采用襟翼结构布局，由一个主叶片2和一个襟翼叶片3组成；主叶片2和襟翼叶片3被配置为在轴向上前后布置，并且在轴向上部分重叠(参见ΔX)，具体地主叶片2位于上游，襟翼叶片3位于下游;主叶片2和襟翼叶片3被配置为在周向上相互错开布置，并且在周向上部分重叠(参见A Y);襟翼叶片3的