专利名称：一种用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动控制方法
技术领域：
本发明涉及航空涡轮风扇发动机(简称涡扇发动机)压缩系统的设计和流动控制，是一种直接应用于航空涡扇发动机风扇/压气机的多叶排可循环主动流动控制方法。
背景技术：
推重比是衡量涡扇发动机水平的重要指标。近几十年来，随着涡扇发动机推重比 的大幅度提升，以提高风扇/压气机级压比与级负荷，缩减其级数的紧凑叶轮机技术，成为 了提高发动机推重比的有效途径。在高负荷、大逆压梯度下，风扇/压气机中逐渐增厚的端 壁附面层在流道径向空间所占的比例增大，叶栅内流动的三维效应占据主导地位，造成流 动损失增加，效率降低，同时增厚的端壁附面层和叶片附面层的堵塞会造成严重的流动分 罔。有效控制附面层分离是改善航空涡轮风扇发动机压缩系统性能的关键性技术。目 前，附面层流动控制的方法主要分为两类第一类是吸附式风扇/压气机设计技术，通过对 叶片表面和流道端壁多个临界区域的抽吸，防止高逆压梯度区域的分离，移除低能流体的 堆积，使得流动沿固壁表面。这种方法近年来成为国内外研究的热点问题之一。然而对于 抽吸所引出气流的利用，研究中均未加详细考虑。受抽气需要靠复杂的机构完成且抽吸位 置分散、各位置抽吸气流量小、气流压力不等等条件的限制，抽吸气技术中引气及引气通路 的设计和引出气流的利用较为困难。第二类方法是叶片附面层吹吸气技术。叶片附面层吹吸气技术通过在风扇/压气 机单个叶排表面开槽/孔，利用叶片压力面与吸力面、前缘与尾缘的压力差进行吹吸气。这 种方法近年来为国内外广泛研究。吹吸气相结合，可以更为有效的利用航空涡轮风扇发动 机压缩系统自身的压力梯度，进行单个叶排的流动控制。然而在叶片表面开槽/孔，会导致 风扇/压气机叶片的结构变化从而带来强度、加工以及可靠性等一系列问题。为了实现高负荷紧凑压缩系统，先进涡扇发动机的压缩系统设计已经接近或达到 压比3 —级的水平。在如此高负荷的压缩系统中，各级静子叶排端壁流动的三维效应和分 离非常严重，需要对各排静子进行合理的流动控制设计，以实现高负荷、高效率和宽稳定工 作裕度的目标。综上所述，在航空涡扇发动机压缩系统中，现有的流动控制技术，仍然采取抽吸气 或是吹吸结合的流动控制方法，这两种方法都存在缺点，若采用抽吸气，抽气需要靠复杂的 机构完成且抽出的气流分散、压力不等，难以循环利用，如果直接排出流道，会减小整机推 力。若采用叶片附面层吹吸气，在每排叶片表面开槽/孔，势必会影响高负荷风扇/压气机 叶片的寿命和可靠性。基于以上原因，我们提出了航空涡轮风扇发动机压缩系统的多叶排 可循环吹吸气流动控制方法这一发明。
发明内容
本发明的技术解决问题克服现有技术的不足，提供一种利用压缩系统自身的压 力梯度，通过吸气、吹气有效的将多叶排流动控制相结合，从而提高航空发动机压缩系统的 效率和工作裕度的方法。本发明的技术解决方案在航空涡扇发动机压缩系统中，利用压缩系统自身的压 力梯度，通过吸气、吹气有效的将多叶排流动控制相结合，进行多叶排可循环的吹吸气流动 控制。本发明中压缩系统的可循环吹吸气流动控制方法(如图1、2)的主要特征是多叶排 可循环吹吸气，其特点在于步骤如下步骤(1)，根据风扇/压气机的计算流体力学数值模拟实验流场，选取后面级端壁 附面层存在分离，且分离区的径向尺寸占叶片高度5%以上的静子叶排，作为端壁附面层流 动分离的控制对象，根据叶排流场确定附面层三维分离在端壁的分离线位置，即附面层吸 气位置；步骤(2)，根据风扇/压气机的计算流体力学数值模拟实验流场，选取前面级端壁 附面层存在分离且静压小于步骤(1)中吸气位置所在的后面级静子叶排端壁区域静压的 90%的静子叶排，根据叶排流场确定附面层三维分离在端壁的分离线的上游位置，即附面 层吹气位置；步骤(3)，在步骤(1)中的附面层吸气位置设置吸气槽，为了保证叶排出口气流参 数周向均勻，吸气槽在叶排中周向周期性均布，吸出的气流由吸气槽端壁外表面的环形的 高压叶排集气腔收集；步骤(4)，在步骤(2)中的附面层吹气位置设置吹气槽，为了保证叶排出口气流参 数周向均勻，吹气槽在叶排中周向周期均布，传来的准备吹入的气流由吹气槽端壁外表面 新增加的环形的低压叶排集气腔收集；步骤(5)，设计气流通路，实现可循环吹吸气流在环形的高压叶排集气腔与环形的 低压叶排集气腔之间的传递；步骤(6)，可循环吹吸气流由高压叶排吸气槽流入环形的高压叶排集气腔，根据压 缩系统自身的压力梯度沿气流通路流向环形的低压叶排集气腔，最终由低压叶排吹气槽吹 入主流，完成循环。所述步骤(3)的吸气槽长度为0. 3 0. 6倍高压叶排栅距。所述步骤(4)的吹气槽长度为0. 3 0. 6倍低压叶排栅距。所述步骤(3)的环形的高压叶排集气腔与所述步骤(4)的环形的低压叶排集气腔 为流道端壁外表面的全周向环形腔。所述步骤(3)的吸气槽面积大于所述步骤(4)的吹气槽面积，以保证高压叶排吸 出的端壁分离区流动速度小于该高压叶排主流区流动速度的能量较低的流体加速膨胀，在 环形的低压叶排集气腔内，保持足够的压力差，并以高于低压叶排分离区内流动速度和流 体能量的形式注入主流。所述步骤(5)的气流通路设计为周向均布，且个数小于高压叶排与低压叶排的最 小叶片数，一般取为2 4个。所述步骤(6)的吸气量范围在总流量的1 3%，吹气量范围在总流量的1 3%。 吸气量与吹气量相同。
所述步骤中，叶排端壁可同时为机匣端壁或轮毂端壁。具体的端壁位置，需要由压 缩系统流场的三维流动及端壁附面层分离情况决定。在不同叶排的机匣端壁进行可循环吹 吸气流动控制，集气腔和气流通路的设计在结构上较为简单。若在不同叶排的轮毂端壁进 行可循环吹吸气流动控制，气流通路的设计需要穿过高低压静子叶排中间的转子轮盘，结 构略微复杂。本发明的原理后面级端壁附面层存在分离，且分离区的径向尺寸占叶片高度 5%以上的静子叶排，在附面层三维分离与端壁相交的分离线位置处开槽进行吸气，移除了 流道端壁临界区域流动速度小于主流区流动速度的能量较低的流体的堆积，防止了高逆压 梯度区域的分离，减弱了叶排通道的三维径向流动，使得流动沿固壁表面，从而有效控制了 端壁附面层流动。前面级静子叶排，在附面层三维分离与端壁相交的分离线位置上游处开 槽进行吹气。一方面增大叶型的环量，另一方面在吹气的过程中输入的高于叶排分离区内 流动速度和能量的流体与主流附面层中的流体进行强烈的动量掺混，使得吹入气流中的能 量能够输入到主流附面 层中，从而提高主流流体抵抗分离的能力。本发明中连接环形的高 低压叶排集气腔的气流通路采用了独特设计，即保证高压气流向低压叶排传递的压力损失 尽量小。气流通路设计使得高压叶排吸出的流体加速膨胀，在环形的低压叶排集气腔内，保 持足够的压力差，并以高于低压叶排分离区内流动速度和流体能量的形式注入主流。在风扇/压气机流场和吹吸气位置一定的情况下，本发明中的压缩系统可循环吹 吸气的压力差一定，吸气槽和吹气槽的面积共同决定了吹吸气流量。吹气量存在临界值，当 吹气量小于此值时，吹气量越大，能够使得流动控制的效果明显改善，而当吹气量达到临界 值后，吹气量的增大对流动性能的改善非常有限。吸气槽和吹气槽在端壁的开槽位置决定 了气流吸出和吹入主流流场的方向。吸气方向存在最佳值，吸气方向越接近端壁切线方向， 可以更为有效的吸除端壁附面层一定厚度的低能流体。吹气方向存在最佳值，吹气方向越 接近端壁切线方向，吹气的流动控制效果越明显，表现为低压叶排静压增压比的提高和损 失系数的降低。本发明中吸气槽的长度为0. 3 0. 6倍高压叶排栅距、吹气槽的长度为0. 3 0. 6 倍低压叶排栅距、吸气量为总流量的1 3%以及吹气量为总流量的1 3%。这四个循环 吹吸气控制参数的选择是根据大量的风扇/压气机三维粘性流场数值模拟实验结果得出 的，从大量结果中分析比较上述控制参数对结果的影响规律，最后优化得出上述参数的选 择原则。本发明与现有技术相比优点在于(1)现有采用抽吸气实现叶片表面和流道端壁临界区域低能流体移除的技术的主 要缺点是，需要靠复杂的机构完成抽气，并且从叶片表面和端壁区域多处抽出的气流位置 分散、压力不等，难以循环利用。而本发明采用流道端壁开槽进行附面层吹吸的方法，在流 道端壁开槽，气源集中，位置结构较为简单，通过压缩系统自身的压力梯度进行吹吸，因此 同时解决了抽出气流的循环利用问题和吸气、吹气系统的结构复杂问题，避免了机构复杂 带来的重量增加和故障增加。(2)现有采用叶片附面层吹吸气实现单个叶排的流动控制技术的主要缺点是，在 叶片表面开槽/孔，会导致风扇/压气机叶片的结构变化从而带来强度、加工以及可靠性等 一系列问题，并且对每个叶排进行开槽/孔只能控制单个叶排的附面层流动。与现有的流动控制方法不同，本发明在流道端壁开槽，避免了叶片结构变化带来的一系列强度问题。本 发明利用压缩系统内的压力梯度，将高压叶排的端壁附面层移除与低压叶排的端壁附面层 吹除有效结合。解决了压缩系统多个静子叶排的流动控制问题，使多叶排可循环吹吸气流 动控制得以实现。
图1本发明的航空涡轮风扇发动机风扇部件的多叶排可循环吹吸气流动控制方 式示意图。图2本发明的各控制叶排端壁的吸气、吹气位置。图中1.风扇轮毂2.风扇机匣3.风扇进口导叶4.风扇传动轴5.风扇第一级转子6.风扇第一级静子 7.环形的低压叶排集气腔8.风扇第二级转子9.高低压气流通路 10.风扇第二级静子11.风扇第三级转子12.风扇第三级静子 13.环形的高压叶排集气腔A.高压叶排端壁吸气槽位置B.低压叶排端壁吹气槽位置
具体实施例方式为更清楚地描述本发明，本具体实施方式
以一个涡扇发动机风扇部件的多叶排可 循环主动流动控制方案为例，结合附图对本发明作进一步的说明。本发明实例为带进口导向叶片的三级风扇，相应的各级压比分别为2. 04、1. 91、 1. 60，各级负荷系数分别为0. 28,0. 31,0. 29。风扇部件多叶排可循环主动流动控制方案的 流道几何形状，如图1。(1)根据风扇的计算流体力学数值模拟实验流场进行分析，根据流场流线和三维 分离区域位置得出进行可循环吹吸气流动控制的高压吸气叶排和低压吹气叶排。在三级风 扇中，第三级静子叶高较小使得端壁区域占整个叶高的比例很大，负荷较高使得端壁附面 层分离较为严重，且分离区的径向尺寸占叶片高度20%以上，影响了流场性能，故将其选为 高压叶排，并根据附面层三维分离在轮毂端壁的分离线选定吸气槽开槽位置。第一级静子 的总温、总压相对第三级静子较低，吹入相对能量较高的由第三级静子吸出的气流，可以有 效的提高主流流体抵抗分离的能力，故将其选为低压叶排，并根据附面层三维分离在轮毂 端壁的分离线上游选定吹气槽开槽位置。(2)根据高低压叶排及吸气槽、吹气槽位置，设计环形的集气腔和气流通路。对于 高压叶排吸气，为了保证叶排出口气流参数周向均勻，吸气槽在叶排中周向周期性均布，吸 出的气流由端壁外表面的环形的集气腔收集。对于低压叶排吹气，为了保证叶排出口气流 参数周向均勻，吹气槽在叶排中周向均布。气流由风扇自身的压力梯度驱动，沿环形的高压 叶排集气腔、气流通路向环形的低压叶排集气腔传递，最终由低压叶排吹气槽吹入主流，完 成整个循环。环形的集气腔和气流通路实现了可循环吹吸气流在高低压叶排之间的传递。(3)采用通用的三维粘性流场计算方法及计算软件，根据风扇多叶排可循环吹吸 气的参数及结构，构建由三级风扇、吸气槽、吹气槽、环形的集气腔及气流通路所组成计算 域的三维计算网格，根据风扇的工作条件设置计算边界条件，然后执行软件，即可得到用多叶排可循环吹吸气流动控制的三级风扇流场计算结果。(4)对步骤(1)分析得出的吸气槽位置，根据其动力学基本关系式和步骤(3)所述 的流场计算程序，对不同吸气槽长度的优化选型结果得出了吸气槽长度为0. 45倍第三级 静子栅距。(5)对步骤(1)分析得出的吹气槽位置，根据其动力学基本关系式和步骤(3)所述 的流场计算程序，对不同吹气槽长度的优化选型结果得出了吹气槽长度为0. 35倍第一级 静子栅距。(6)对步骤(1)分析得出的吸气槽位置和吹气槽位置，根据其动力学基本关系式 和步骤(3)所述的流场计算程序，对吸气槽和吹气槽的面积比以及吹吸气流量的优化选型 结果得出了吸气槽和吹气槽的面积比为1.5，循环吹吸气流量为总流量的1.9%。实施效果表1风扇性能参数比较 从实施效果可以看出，通过应用本发明，移除了第三级静子叶排轮毂端壁附面层 内流动速度小于该叶排主流区流动速度的能量较低的流体，循环注入第一级静子叶排的轮 毂端壁附面层，有效的抑制了两个叶排端壁附面层的流动分离，从而显著提高了风扇的效 率和工作裕度。
权利要求
一种用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动控制方法，其特征在于步骤如下步骤(1)，根据风扇/压气机的计算流体力学数值模拟实验流场，选取后面级端壁附面层存在分离，且分离区的径向尺寸占叶片高度5％以上的静子叶排，作为端壁附面层流动分离的控制对象，根据叶排流场确定附面层三维分离在端壁的分离线位置，即附面层吸气位置；步骤(2)，根据风扇/压气机的计算流体力学数值模拟实验流场，选取前面级端壁附面层存在分离且静压小于步骤(1)中吸气位置所在的后面级静子叶排端壁区域静压的90％的静子叶排，根据叶排流场确定附面层三维分离在端壁的分离线的上游位置，即附面层吹气位置；步骤(3)，在步骤(1)中的附面层吸气位置设置吸气槽，为了保证叶排出口气流参数周向均匀，吸气槽在叶排中周向周期性均布，吸出的气流由吸气槽端壁外表面的环形的高压叶排集气腔收集；步骤(4)，在步骤(2)中的附面层吹气位置设置吹气槽，为了保证叶排出口气流参数周向均匀，吹气槽在叶排中周向周期均布，传来的准备吹入的气流由吹气槽端壁外表面新增加的环形的低压叶排集气腔收集；步骤(5)，设计气流通路，实现可循环吹吸气流在环形的高压叶排集气腔与环形的低压叶排集气腔之间的传递；步骤(6)，可循环吹吸气流由高压叶排吸气槽流入环形的高压叶排集气腔，根据压缩系统自身的压力梯度沿气流通路流向环形的低压叶排集气腔，最终由低压叶排吹气槽吹入主流，完成循环。
2.根据权利要求1所述的用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动 控制方法，其特征在于所述步骤(3)的吸气槽长度为0. 3 0. 6倍高压叶排栅距。
3.根据权利要求1所述的用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动 控制方法，其特征在于所述步骤(4)的吹气槽长度为0. 3 0. 6倍低压叶排栅距。
4.根据权利要求1所述的用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动 控制方法，其特征在于所述步骤(6)的吸气量范围在总流量的1 3%。
5.根据权利要求1所述的用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动 控制方法，其特征在于所述步骤(6)的吹气量范围在总流量的1 3%。
6.根据权利要求1所述的用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动 控制方法，其特征在于所述步骤(6)的吸气量与吹气量相同。
7.根据权利要求1所述的用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动 控制方法，其特征在于所述步骤(3)的吸气槽面积大于所述步骤(4)的吹气槽面积。
8.根据权利要求1所述的用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动 控制方法，其特征在于所述步骤(3)的环形的高压叶排集气腔与所述步骤(4)的环形的低 压叶排集气腔为流道端壁外表面的全周向环形腔。
9.根据权利要求1所述的用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动 控制方法，其特征在于所述步骤(5)的气流通路设计为周向均布，且个数小于高压叶排与 低压叶排的最小叶片数，一般取为2 4个。
全文摘要
一种用于航空涡扇发动机压缩系统的多叶排可循环吹吸气流动控制方法，根据风扇/压气机的数值模拟流场，选取后面级端壁附面层分离严重的静子，在端壁分离位置设置吸气槽，吸出的气流由端壁外的集气腔收集；选取前面级端壁附面层存在分离且压力较低的静子，在端壁分离的上游位置设置吹气槽和端壁外的集气腔；设计连接前后高低压叶排集气腔之间的气流通路；循环吹吸气流由高压叶排吸气槽流入集气腔，在压力梯度的作用下沿气流通路流向低压叶排的集气腔，最终由低压叶排吹气槽吹入主流完成循环。本发明利用压缩系统内的压力梯度，同时对高低压多叶排进行可循环的吹吸气流动控制，结构简单，能够显著提高航空涡扇发动机压缩系统的效率和裕度。
文档编号F04D27/00GK101871466SQ201010176139
公开日2010年10月27日 申请日期2010年5月13日 优先权日2010年5月13日
发明者侯安平, 周盛, 袁巍, 赵斌, 陆亚钧 申请人:北京航空航天大学