[发明专利]发动机过渡段以及航空发动机

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种发动机过渡段以及设置该发动机过渡段的航空发动机。

背景技术

涡轮级间机匣又称为“过渡段”(英文可译为：TRANSITION DUCT)，它位于高压涡轮、低压涡轮之间，起导流作用，是航空发动机的关键部件之一。过渡段上接高压涡轮出口、其出口连接低压涡轮入口(或称：低压涡轮进口)，因此，过渡段的气动性能强烈影响着低压涡轮的气动性能。过渡段由支板、上端壁(或称：外端壁)以及下端壁(或称：内端壁)构成，其气动设计的关键就是对轮毂(即内端壁)、机匣(即外端壁)和支板型线的设计、优化。一般地，当上游高压涡轮的出口气流流入过渡段时，过渡段内部的承力结构会采用外包支板对流经过渡段的气流进行导流。

本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：

由于现有技术中，当过渡段内部的承力结构采用外包支板对流经过渡段的气流进行导流的过程中，流入过渡段的气流容易在支板尾缘(英文可译为：TRAILNG EDGE)附近产生分离，这个分离会影响过渡段本身的气动特性，降低过渡段的总压恢复性能、提高过渡段的压力损失，随着分离气流的发展会直接影响过渡段出口的气流品质，也影响了下游低压涡轮进口的气动性能。

发明内容

本发明的其中一个目的是提出一种发动机过渡段以及设置该发动机过渡段的航空发动机，解决了现有技术存在过渡段的气动性能较差的技术问题。本发明提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

本发明实施例提供的发动机过渡段，包括外端壁、内端壁以及设置在所述外端壁与所述内端壁之间的支板，其中：

所述支板上设置有贯穿所述支板的气流通道，从所述支板的压力面流过的气流能经过所述气流通道流向所述支板的吸力面并带动所述吸力面周围的低能流体流向下游。

在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板。

在优选或可选地实施例中，所述前支板和所述后支板各自均为叶片形，所述前支板形成主翼，所述后支板形成襟翼，所述气流通道设置在所述支板的尾缘。

在优选或可选地实施例中，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的5％～45％。

在优选或可选地实施例中，所述襟翼的弦长为所述支板的弦长的10％～30％。

在优选或可选地实施例中，所述襟翼的压力面上与所述主翼的压力面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的最小距离为所述襟翼在所述发动机轴向方向上的长度的25％～35％。

在优选或可选地实施例中，所述主翼的尾缘设置有导流平面，所述导流平面形成所述气流缝隙位置相对的两个侧壁中的其中一个侧壁。

在优选或可选地实施例中，所述导流平面与所述主翼的压力面的连接处以及所述导流平面与所述主翼的吸力面的连接处均设置有圆角或倒角。

在优选或可选地实施例中，所述襟翼表面上与所述主翼的尾缘表面上斜率相同的点与所述襟翼的前缘点之间的表面的外轮廓线为曲线，所述曲线符合椭圆方程或抛物线方程：所述椭圆方程为y²+ax2+bxy+cx＝0，其中：x为曲线上各点的横坐标值，y为曲线上各点的纵坐标值，a、b、c为自设定系数。

在优选或可选地实施例中，所述a、所述b、所述c各自的取值均为-5～5。

在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流通孔。

在优选或可选地实施例中，所述气流通孔设置在所述支板接近所述外端壁的部分、设置在所述支板接近所述内端壁的部分或者设置在所述支板沿所述发动机径向方向上的中部位置。

本发明实施例提供的航空发动机，包括本发明任一技术方案提供的发动机过渡段，所述外端壁为外周机匣的内表面，所述内端壁为轮毂的外表面。

在优选或可选地实施例中，所述气流通道为气流缝隙形成，所述气流缝隙将所述支板分隔为前支板和后支板，所述航空发动机还包括冷却气体输入装置，所述冷却气体输入装置的冷却气体输出口朝向所述气流通道接近所述外端壁或所述内端壁的位置。

基于上述技术方案，本发明实施例至少可以产生如下技术效果：

由于本发明实施例提供的发动机过渡段内的支板上(优选为支板的尾缘处)设置有贯穿支板的气流通道，当上游气流(例如：高压涡轮出口气流)流入过渡段时，由于气流通道(优选为襟翼和主翼之间的缝隙形成)的存在，压力面的气流会经过气流通道流动至吸力面，