[发明专利]一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道

说明书

本发明公开了一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，将供气通道设计为先缩后扩的结构，通过控制喉部截面积可以控制理论最大流量，这样，在正常情况下，气流在喉部的速度最大，而收缩段和扩张段的流动速度较小，缩扩型供气通道的整体流阻不会显著增加，可以使航空发动机在主动安全情况下具有良好的工作性能；当叶片发生断裂时，喉部截面积的减小可以降低断裂叶片处的理论最大流量，减小单个叶片断裂导致断裂叶片处与其它未断裂叶片处供气流量的变化量，从而减小对其它未断裂叶片冷却的影响，并且，通过控制喉部截面积还可以减小单个叶片断裂对涡轮盘腔压力的影响，减小轴向力的变化范围，从而可以保证航空发动机的被动安全。

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道。

背景技术

现代先进航空发动机的涡轮前温度已到达2000K以上，这对涡轮等高温部件的正常工作提出了更高的要求。据不完全统计，我国空军现役的航空发动机事故中，80％都和发动机叶片断裂失效有关。随着航空发动机安全性设计要求地不断提高，为保证航空发动机的安全工作，在设计时应同时考虑发动机的主动安全和被动安全两个方面。

目前，航空发动机的涡轮叶片榫头根部的供气通道通常采用直通型供气通道(如图1所示的方框所示)，冷却空气经榫头根部供气通道进入叶片，为叶片内冷通道和气膜孔供气。为保证进气条件，供气通道入口处通道的截面积较大，这样设计的好处是入口气流速度较小，流动阻力较小，流动损失也相应较小，使得发动机在主动安全情况下具有良好的工作性能。然而，这种大截面积直通型供气通道不能保证发动机的被动安全，这是因为供气通道的截面积较大，当叶片从根部断裂失效以后，断裂处叶片供气通道的背压急剧下降，供气孔的流通能力增大，同时，由于预旋喷嘴较强的节流作用，使得冷却涡轮叶片的总气量几乎保持不变，这势必会导致其他正常叶片冷气供应不足，最终因热载荷超限而产生叶片级联失效，诱发危害性后果；并且，由于供气孔的流通能力增强，当叶片断裂失效后，随着断裂处供气通道的泄漏流量增加，涡轮盘腔的压力将显著降低，从而影响发动机的轴向力。上述后果都会影响航空发动机的被动安全水平。

为了保证发动机的被动安全，可以通过减小单个叶片断裂导致的其供气流量的变化量来实现。虽然可以通过缩小直通型供气通道的截面积来减小单个叶片断裂导致的其供气流量的变化量，但在相同引气量的情况下，直通型供气通道的截面积越小，流动速度越大，流动阻力越大，损失也越大，不利于发动机正常情况下的叶片冷却。

因此，如何设计一种既能保证在主动安全情况下具有较小的流动损失，又能满足航空发动机被动安全设计的供气通道，是本领域技术人员亟需解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道，用以实现既能在主动安全情况下具有较好的工作性能，又能在叶片断裂后保证航空发动机的被动安全。

因此，本发明提供了一种提升被动安全的航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道：

所述缩扩型供气通道的截面积沿着进气口指向出气口的方向，先逐渐减小后逐渐增大。

在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道中，所述缩扩型供气通道最小截面积的位置为喉部；

所述喉部的截面积小于所述进气口的面积，且所述喉部的截面积大于或等于涡轮叶片气膜孔的面积之和。

在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述航空发动机涡轮叶片缩扩型供气通道中，所述进气口到所述喉部一段为收缩段，所述喉部到所述出气口一段为扩张段；

所述收缩段满足如下公式：