[发明专利]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

说明书

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离。

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3一级的水平。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，结构简化为以下三部分：高压叶排吸气、低压叶排吹气、集气腔和气流通路，其特点在于步骤如下：

(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分离较为严重的静子叶排，作为高压叶排端壁附面层流动分离的控制对象。根据静子叶排流场的附面层三维分离在端壁的分离线位置A，沿分离线位置A开槽进行附面层吸除。本发明中可循环吹吸气流动控制的循环气源由高压叶排吸气完成。

(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压力较低的静子叶排，作为低压叶排的控制对象。根据低压静子叶排流场的附面层三维分离在端壁的分离线位置上游处B，沿分离位置B开槽进行附面层吹气。本发明中可循环吹吸气流动控制的循环气流由低压叶排吹气返回主流，完成循环。

(3)设计集气腔和气流通路以实现可循环吹吸气流在高低压叶排之间的传递。对于高压叶排吸气，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均布，吸出的气流由端壁外表面的环形集气腔收集，通过气流通路与低压叶排端壁外表面的环形集气腔连接。对于低压叶排吹气，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均布，气流由风扇自身的压力梯度驱动，沿高压集气腔、气流通路向低压集气腔传递，最终由低压叶排吹入主流，完成整个循环。

所述步骤(1)的吸气槽长度为0.3～0.6倍栅距，吸气量范围在总流量的1～3％。