[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

权利要求书

1、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，其特征在于步骤如下：

(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，作为端壁附面层流动分离的控制对象。根据叶排流场确定附面层三维分离在端壁的分离线位置A，即附面层吸气位置。

(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。根据叶排流场确定附面层三维分离在端壁的分离线上游位置B处，即附面层吹气位置。

(3)在高压叶排端壁沿分离线位置A处设置吸气槽。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周期性均布。吸出的气流由端壁外表面的环形集气腔收集。

(4)在低压叶排端壁沿分离线上游位置B处设置吹气槽。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周期均布。气源传来的准备吹入的气流由端壁外表面的环形集气腔收集。

(5)设计气流通路，实现可循环吹吸气流在高低压叶排环形集气腔之间的传递。

(6)可循环吹吸气流由高压叶排吸气槽A处流入环形集气腔，根据压缩系统自身的压力梯度沿气流通路流向低压叶排的环形集气腔，最终由低压叶排吹气槽B处吹入主流，完成循环。

2、根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述步骤(3)的吸气槽长度为0.3～0.6倍栅距。

3、根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述步骤(4)的吹气槽长度为0.3～0.6倍栅距。

4、根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述步骤(6)的吸气量范围在总流量的1～3％。

5、根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述步骤(6)的吹气量范围在总流量的1～3％。

6、根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述步骤(6)的吸气量与吹气量相同。

7、根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述步骤(3)的吸气槽面积大于所述步骤(4)的吹气槽面积，以保证高压叶排吸出的低能流体加速膨胀，在低压叶排集气腔内，保持足够的压力差，并以相对较高能量的形式注入主流。

8、根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述步骤(3)的高压集气腔与所述步骤(4)的低压集气腔为流道端壁外表面的全周向环形腔。

9、根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述步骤(5)的气流通路设计为周向均布，且个数远小于高压叶排与低压叶排的最小叶片数。