航空发动机及其压气机过渡段的制作方法

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。

背景技术：

1、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。

2、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

1、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。

2、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：

3、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

4、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。

5、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％。

6、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％。

7、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°。

8、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。

9、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。

10、在一些实施例中，引气口位于叶片的压力面上。

11、在一些实施例中，引气口位于叶片的50％～60％叶高处。

12、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。

13、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。

14、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。

15、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。

技术特征：

1.一种压气机过渡段(30)，其特征在于，包括：

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(23)处的切线之间的夹角γ大于0°，并小于或等于20°。

5.根据权利要求1-4任一所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述射流装置(2)包括两个所述射流口(23)，所述两个射流口(23)沿着所述轮毂(12)的周向位于所述引气流道(22)所在叶片(14)的相对两侧，并与同一所述引气流道(22)连通。

6.根据权利要求5所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述射流装置(2)包括分流管(24)，所述两个射流口(23)通过所述分流管(24)与所述引气流道(22)连通。

7.根据权利要求1-4任一所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述引气口(21)位于所述叶片(14)的压力面(15)上。

8.根据权利要求1-4任一所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，所述引气口(21)位于所述叶片(14)的50％～60％叶高处。

9.根据权利要求1-4任一所述的压气机过渡段(30)，其特征在于，在所有叶片(14)中，每间隔一个叶片(14)，设置一个所述射流装置(2)。

10.一种航空发动机(100)，包括增压级(20)和高压压气机(40)，其特征在于，还包括如权利要求1-9任一所述的压气机过渡段(30)，所述压气机过渡段(30)连接所述增压级(20)和所述高压压气机(40)。

技术总结
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。

技术研发人员：王进春,李游,姚玉花
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15