[发明专利]航空涡轮风扇发动机压缩系统的紧凑气动布局

说明书

技术领域

本发明是一套直接应用于航空涡轮风扇发动机(简称涡扇发动机)压缩系统的紧凑气动布局设计方法，能够在实现高压比、高效率、大裕度的同时，大大减少部件数目，简化结构复杂性，提高压缩系统的紧凑性，从而提高航空发动机的推重比。

背景技术

涡扇发动机是目前军用航空推进系统的主流，而推重比是衡量其水平的一个重要指标。近几十年来，涡扇发动机的推重比得到了大幅度的提升，并且有进一步提高的趋势。推重比的进一步提高，势必要求在进一步提高发动机推力的同时，尽可能地减轻发动机重量。

压缩系统的结构尺寸、零部件数目以及总重量在涡扇发动机中占有很大比重。提高风扇/压气机的级压比与级负荷，缩减其级数，是从提高发动机推重比的有效途径。目前，相关工作主要集中在通过一些先进部件设计方面的探索，如全三维弯掠叶片设计、小展弦比叶片设计等，以提高叶片的负荷，减少风扇/压气机的级数。

在现有的涡扇发动机压缩系统的设计过程中，首先分别设计风扇、高压压气机以及相关部件。为提高负荷能力，减少级数，风扇基本上采用等外径的流道设计，半径尺寸较大。而与之匹配的高压压气机的半径尺寸却较小。这样风扇出口及压气机进口之间不可避免的出现较大高度差，为了保证流通能力和效率，不得不采用光滑连接风扇和高压压气机流路的过渡段。而过渡段的存在使压缩系统轴向长度增加，增加发动机的整体重量。2004年欧洲启动了高负荷过渡段气动研究(AIDA)计划，旨在缩短过渡段的长度，但该计划主要针对大涵道比涡轮风扇发动机，难以完全去掉过渡段。

为提高单位重量的推力，先进军用涡扇发动机的涵道比已经减小到0.2～0.3。在如此小涵道比的涡扇发动机中，风扇出口与高压进口之间的高度差将明显减少，所以只要合理对风扇和压气机的流道进行合理的气动布局设计，就可以将过渡段取消。而现有设计的涡扇发动机压缩仍然沿用大高度落差、光滑过度的过渡段，增加了发动机轴向长度和气动损失，对提高涡扇发动机的推重比极为不利。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紧凑气动布局的设计方法这一发明。

发明内容

本发明是一种适用于航空涡扇发动机压缩系统的紧凑气动布局设计方法，能够大大缩短涡扇发动机的轴向长度，减少部件数目，减轻其重量，因而提高涡扇发动机的推重比。本发明中压缩系统的紧凑气动布局(如图1)的主要特征是去掉过渡段，结构简化为以下三部分：风扇、高压压气机进口导叶、高压压气机主体。

针对涵道比在0～0.5的涡扇发动机，本发明去掉了风扇和高压压气机之间的过渡段。与现有常规设计方案不同，风扇采用的是介于等中径与等内径的流道设计形式。同时，高压压气机采用大于0.7的轮毂比。通过上述两项措施，将风扇与高压压气机间的高度差降至高压压气机第一级转子进口高度的50％以下，使过渡段得以取消。

对风扇，采用1～2级实现现有涡扇发动机的3～5级性能。为取消过渡段，采用了介于等中径与等内径之间的流道形式，即风扇内外径在轴向适度下降，使风扇出口内径和高压压气机内径尽量接近。负荷较常规风扇高，第一级和第二级负荷系数都大于0.35。本发明中风扇还采用了另一独特设计，即取消了风扇出口静叶，其功能由高压压气机进口导叶一并承担。

对高压压气机的进口导叶，由它完成现有设计中风扇出口静叶及高压压气机进口导叶的功能。图2为风扇和高压压气机各叶排的基元叶型及进口导叶气流转向示意图。C1为进口导叶进口的绝对气流角，C2为进口导叶出口的绝对气流角，C1与C2间的夹角即为气流在进口导叶中的气流转角。高压压气机的进口导叶根据风扇出口及高压进口的不同设计，可以有多种不同设计形式。若C2＜C1，且两者间夹角小于40°时，进口导叶采用常规扩压叶栅设计；若C2＜C1，且两者夹角大于40°时，进口导叶需考虑采用串列叶栅或大小叶片的设计；若C2＞C1，则采用工作状况类似涡轮的膨胀式进口导叶设计，其转角可以大于90°。

对高压压气机主体，同样由于要取消过渡段，高压压气机采用等外径流路设计，进口轮毂比大于0.70。采用3～4级高压压气机实现常规设计的6～9级高压压气机的压比。

现有涡扇发动机设计中的风扇出口承力支板，在本发明中布置在高压压气机进口导叶叶排的不同周向位置，与已有设计方案过渡段的承力支板具有相同的承力作用，为减少承力支板引起的气流损失，按气动的要求设计叶中基元的叶型，并沿展向拉伸成直叶片。

提高风扇和高压压气机负荷，减少级数的主要技术措施为：

(1)提高了风扇和高压压气机的叶尖切线速度，风扇和高压压气机的进口级转子叶尖切线速度大于480m/s。