[发明专利]级间机匣

说明书

本发明提供了一种级间机匣，其包括上流道、下流道和整流叶片，所述整流叶片连接在所述上流道和所述下流道之间，所述整流叶片和所述上流道的连接处设置有沿轴向前后非对称的倒圆角，所述倒圆角包括位于沿轴向所述整流叶片的前部分的第一倒角，和位于沿轴向所述整流叶片的后部分的第二倒角，所述第一倒角和所述第二倒角之间通过一交接面连接，所述交接面上设置有多个冷气孔，用于改善流场。本发明涡轮级间机匣利用整流叶片与承力支板间的冷气，通过开孔引冷气吹除角区高损失的低能流体，增大当地流速，削弱当地轴向和径向压力梯度，以达到改善当地流场的目的。

技术领域

本发明涉及燃气涡轮发动机领域，特别涉及一种级间机匣。

背景技术

随着民用航空发动机涵道比的增大，无论是风扇直径的增大，还是核心机尺寸的减小，都将导致高压涡轮出口和低压涡轮进口的径向落差增大。这就势必增大了高低压涡轮级间机匣中径扩张角。同时需尽可能地缩短级间机匣的轴向长度，以减轻其重量进而降低发动机重量。通常，高压涡轮出口马赫数较高，可以达到0.3～0.5。相同马赫数量下，低压涡轮进口级对应的流量系数过高，将导致低压涡轮效率偏低。为了保证低压涡轮的性能，其进口马赫数一般比高压涡轮出口要小很多。因此低压涡轮进口面积往往高于高压涡轮的出口面积，对级间机匣而言，从进口到出口是扩张型设计。因此，民用航空发动机涡轮级间机匣趋于实现径向落差更大、轴向长度更短的大扩张角超紧凑级间机匣设计。

此外，级间机匣内流场非常复杂。图1为现有技术中S型级间机匣的示意图一。图2为现有技术中S型级间机匣的示意图二。图3为现有技术中级间机匣流动分离示意图一。图4为现有技术中级间机匣流动分离示意图二。如图1至图4所示，S型流道第一弯曲处，下流道压力增大流速减小、上流道压力减小流速增大。由于径向平衡，产生从机匣(低压)到轮毂(高压)的压力梯度。这种压力梯度叠加到由于流道面积增加而导致的逆压力梯度上，即流体通过S型级间机匣第一弯曲处加速之后产生的逆压梯度区。级间机匣S型流道的第二弯曲处，流动转回到轴向，机匣静压高，轮毂静压低，进而产生径向压力梯度和轴向逆压梯度，引起流体扩压减速，容易引起如图4右图所示的S2流面流动分离。

级间机匣承力支板内布置有各类支撑、滑油、回油管，承力支板用整流叶片包裹，承力支板与整流叶片之间引冷气冷却油管等。受管路直径约束，级间机匣整流叶片最大厚度较厚，相对厚度甚至高达30％。对气动设计而言，整流叶片的加入导致级间机匣内部产生较强的二次流，也导致整流叶片最大厚度前流道收缩通流面积减小流速增大压力减小、整流叶片最大厚度后流道扩张通流面积增大流速减小压力增大，这不仅使级间机匣流场复杂化，也使整流叶片最大厚度之后极易发生流动分离。

一般地，S型流道引起的流动分离主要通过调整流道的两个弯曲点位置及幅值抑制。支板最大厚度之后，流体减速引起的流动分离主要通过调整整流叶片的外形及高压涡轮出口角度等来改善。由于高压涡轮末级动叶叶尖间隙泄漏流、高压涡轮尾迹等导致高压涡轮出口靠近根部、尖部的气流角偏离轴向，通过常规的叶型改进设计增大叶片前缘半径，虽可适应偏离轴向的来流攻角，但也带来更多叶型损失。而调整整流叶片安装角满足进口气流角，会使得叶片沿径向存在扭向，不利于布置管路系统。如为便于布置管路而增大承力支板和整流叶片的厚度，则会带来更高的叶型损失。

因此，通过常规方法改善整流叶片靠近上、下流道附近的流动分离存在一定难度，尤其整流叶片最大厚度之后，综合级间机匣上流道第二弯曲处的凹型设计，流道通流面积增加更多，更加剧了整流叶片尾缘靠近上流道区域的角区分离。

图5为现有技术中单通道级间机匣的主视图。图6为现有技术中级间机匣的侧视图。如图5和图6所示，常规的级间机匣由上流道10、下流道11及整流叶片12组成，整流叶片12与上流道10、下流道11形成倒圆角13。设计人员通过对上流道10及下流道11型线的优化、整流叶片12的气动外形设计来改善级间机匣内部流场。

当高压涡轮出口和低压涡轮进口高度差较大导致级间机匣中径扩张角大于35°或当管路系统对油管等半径要求过高使得级间机匣整流叶片相对厚度大于25％时，整流叶片尾缘靠近上流道部分的流动分离通过常规手段难以消除。