脱落涡抑制结构、叶片和发动机

本申请涉及航空发动机叶片，尤其涉及一种脱落涡抑制结构、叶片和发动机。

背景技术：

1、叶片的流场中存在着各种复杂的漩涡流动，包括马蹄涡、通道涡、壁角涡和脱落涡等，这些集中涡系的生成、发展和相互作用对叶栅的流动损失影响巨大，尤其在发动机运行中，叶片在频繁的进出气工况下，叶片表面会出现流动分离和脱落涡等复杂的流动现象，这将对发动机的性能、稳定性、效率及噪声等造成一系列负面影响。

2、其中，叶片的层流边界层会产生脱落涡，随来流攻角增加，吸力面边界层会加速脱落，叶片的气流转折角、压气系数及流动损失逐渐增大，同时还伴有气流脱离边界层形成分离而产生的噪声，并且当尾缘比较陡峭时，脱落涡会交替从工程结构上脱落，激起周期性的力，当固有频率和工程结构的固有频率一致时，将诱发该工程结构发生共振。因此，需要削弱脱落涡对叶片的影响。

技术实现思路

1、本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。

2、为此，本发明一方面的实施例提出一种脱落涡抑制结构，该脱落涡抑制结构能够将大尺寸脱落涡打散成小尺寸涡旋，并使不同方向的脱落涡在消涡通道处逐渐相互抵消，以削弱脱落涡在流场中的影响，显著降低气动噪声和流动损失，整体结构简单。

3、本发明另一方面的实施例提出一种叶片。

4、本发明又一方面的实施例提出一种发动机。

5、根据本发明实施例的一种脱落涡抑制结构，包括沿第一方向间隔布设的至少两列破涡单元，每列所述破涡单元均包括破涡体和消涡通道。

6、所述破涡体有多个并沿第二方向间隔布设，每个所述破涡体均具有沿所述第二方向相对的第一壁面和第二壁面，所述第一壁面和所述第二壁面成角度并相连，所述第一壁面和所述第二壁面的连接处形成沿第三方向延伸的破涡棱，所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向两两成角度；

7、同一列所述破涡单元中，任意相邻两个所述破涡体间限定出所述消涡通道。

8、根据本发明实施例的脱落涡抑制结构，由破涡体的第一壁面和第二壁面在连接处形成的破涡棱，可将大尺寸脱落涡打散成小尺寸涡旋，其中，不同方向的脱落涡在相邻两个破涡体的第一壁面和第二壁面的导向作用下，进入消涡通道中相互干扰抵消，并继续在下一列破涡单元的破涡棱处再次被打散成更小涡旋，从而使得脱落涡在该脱落涡抑制结构的作用下，被逐列破涡单元逐渐耗散，以削弱脱落涡在流场中的影响，降低气动噪声和流动损失，整体结构简单，便于生产加工。

9、在一些实施例中，任意相邻两列所述破涡单元在垂直所述第三方向的投影面上，其中一列所述破涡单元中同一个所述消涡通道的所述第一壁面的投影和所述第二壁面的投影的延长线的交点与另一列所述破涡单元中所述破涡体的破涡棱的投影重合。

10、在一些实施例中，所述第一壁面和所述第二壁面中的每一者设有沿所述第一方向相对的第一端和第二端，所述破涡棱形成在所述第一壁面和所述第二壁面在第一端的连接处，所述消涡通道的横截面积沿从所述第一壁面的第一端朝向所述第一壁面的第二端的方向逐渐减小。

11、在一些实施例中，所述第一壁面和所述第二壁面中每一者为三角形壁面、矩形壁面和多边形壁面中的一种。

12、在一些实施例中，所述第一壁面和所述第二壁面均为三角形壁面，所述破涡体还具有第三壁面和第四壁面；

13、所述第一壁面和所述第三壁面成夹角相连并在连接处形成第二棱，所述第二壁面和所述第三壁面成夹角相连并在连接处形成第三棱，所述第四壁面和所述第一壁面成夹角相连并在连接处形成第四棱，所述第四壁面和所述第二壁面成夹角相连并在连接处形成第五棱，所述第四壁面和所述第三壁面成夹角相连并在连接处形成第六棱；

14、所述破涡棱与所述第四棱和所述第五棱中每一者垂直。

15、在一些实施例中，所述第二棱的长度等于所述第三棱的长度，所述第四棱的长度等于所述第五棱的长度，所述第四棱和所述第五棱间的夹角为α，20°≤α≤40°，所述第二棱和所述第三棱间的夹角为β，20°≤β≤40°。

16、根据本发明实施例的一种叶片，包括尾缘和脱落涡抑制结构。

17、其中，所述尾缘沿第一方向延伸并具有吸力面；

18、其中，所述脱落涡抑制结构为上述所述的脱落涡抑制结构，所述脱落涡抑制结构安装在所述吸力面上。

19、根据本发明实施例的叶片的技术优势与上述脱落涡抑制结构的技术优势相同，此处不再赘述。

20、在一些实施例中，所述吸力面具有气流边界分离区，所述脱落涡抑制结构配合在所述气流边界分离区。

21、在一些实施例中，所述脱落涡抑制结构的破涡体还具有第三壁面和第四壁面，所述第三壁面和所述第四壁面成夹角相连并在连接处形成第六棱，所述尾缘沿第二方向的尺寸为h，所述破涡棱的长度为a，0.04h≤a≤0.07h，所述第六棱的长度为b，0.04h≤b≤0.07h。

22、在一些实施例中，在垂直第三方向的投影面上，所述脱落涡抑制结构的消涡通道的投影的最小处的宽度为d1，0.1h≤d1≤0.12h。

23、根据本发明实施例的一种发动机，所述发动机包括如上所述的叶片。

24、根据本发明实施例的发动机的技术优势与上述叶片的技术优势相同，此处不再赘述。

25、本申请的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

技术特征：

1.一种脱落涡抑制结构，其特征在于，包括沿第一方向间隔布设的至少两列破涡单元，每列所述破涡单元均包括破涡体和消涡通道，其中，

2.根据权利要求1所述的脱落涡抑制结构，其特征在于，任意相邻两列所述破涡单元在垂直所述第三方向的投影面上，其中一列所述破涡单元中同一个所述消涡通道的所述第一壁面的投影和所述第二壁面的投影的延长线的交点与另一列所述破涡单元中所述破涡体的破涡棱的投影重合。

3.根据权利要求1或2所述的脱落涡抑制结构，其特征在于，所述第一壁面和所述第二壁面中的每一者设有沿所述第一方向相对的第一端和第二端，所述破涡棱形成在所述第一壁面和所述第二壁面在第一端的连接处，所述消涡通道的横截面积沿从所述第一壁面的第一端朝向所述第一壁面的第二端的方向逐渐减小。

4.根据权利要求3所述的脱落涡抑制结构，其特征在于，所述第一壁面和所述第二壁面均为三角形壁面，所述破涡体还具有第三壁面和第四壁面；

5.根据权利要求4所述的脱落涡抑制结构，其特征在于，所述第二棱的长度等于所述第三棱的长度，所述第四棱的长度等于所述第五棱的长度，所述第四棱和所述第五棱间的夹角为α，20°≤α≤40°，所述第二棱和所述第三棱间的夹角为β，20°≤β≤40°。

6.一种叶片，其特征在于，包括：

7.根据权利要求6所述的叶片，其特征在于，所述吸力面具有气流边界分离区，所述脱落涡抑制结构配合在所述气流边界分离区。

8.根据权利要求6或7所述的叶片，其特征在于，所述脱落涡抑制结构的破涡体还具有第三壁面和第四壁面，所述第三壁面和所述第四壁面成夹角相连并在连接处形成第六棱，所述尾缘沿第二方向的尺寸为h，所述破涡棱的长度为a，0.04h≤a≤0.07h，所述第六棱的长度为b，0.04h≤b≤0.07h。

9.根据权利要求8所述的叶片，其特征在于，在垂直第三方向的投影面上，所述脱落涡抑制结构的消涡通道的投影的最小处的宽度为d1，0.1h≤d1≤0.12h。

10.一种发动机，其特征在于，所述发动机包括权利要求6-9任一项所述的叶片。

技术总结
本申请提供一种脱落涡抑制结构、叶片和发动机，涉及航空发动机叶片技术领域，包括沿第一方向间隔布设的至少两列破涡单元，每列破涡单元均包括破涡体和消涡通道，破涡体有多个并沿第二方向间隔布设，每个破涡体均具有沿第二方向相对的第一壁面和第二壁面，第一壁面和第二壁面成角度并相连，第一壁面和第二壁面的连接处形成沿第三方向延伸的破涡棱，第一方向、第二方向和第三方向两两成角度；同一列破涡单元中，任意相邻两个破涡体间限定出消涡通道。本申请能够将大尺寸脱落涡打散成小尺寸涡旋，并使不同方向的脱落涡在消涡通道处逐渐相互抵消，削弱脱落涡在流场中的影响，显著降低气动噪声和流动损失。

技术研发人员：杜巍,罗磊,李嘉欣,闫晗
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：
技术公布日：2024/3/17