[发明专利]航空发动机叶片和航空发动机

说明书

本发明涉及一种航空发动机叶片和航空发动机，航空发动机叶片包括风扇叶片(1)以及设在所述风扇叶片(1)的表面上的鳞片状结构(2)。应用本发明的技术方案，鳞片状结构提高了风扇叶片(1)的表面的粗糙度，当航空发动机无论是工作在空中、地面及过渡态等工况下，当来流条件为层流时，风扇叶片(1)的表面的鳞片状结构(2)使得流动快速地由层流转捩为湍流，有利于提升风扇叶片(1)的抗分离能力、降低分离损失。

技术领域

本发明涉及航空设备领域，具体而言，涉及一种航空发动机叶片和航空发动机。

背景技术

现代民用涡扇发动机正朝着大涵道比、大推力、低油耗、高安全可靠性的方向不断发展。从气动热力循环分析可知，在一定范围内随着涵道比的增加能够降低发动机耗油率，获得更优的经济性。但随着涵道比的逐渐增加，由于进口环面积增大带来的阻力损失显著增加，这使得通过增加涵道比来降低耗油率越发困难。传统的民用大涵道比涡扇发动机风扇叶片尺寸较大，从叶片根部到尖部表现出很强的弯扭特性，流场结构复杂，尖部进口来流为明显的超音速流动，对风扇效率造成一定的影响。图1示出了一种现有的航空发动机叶片。

风扇的损失来源主要有摩擦损失、激波损失、分离损失、激波附面层相互干扰产生的损失等。其中摩擦损失与来流马赫数正相关，当设计参数给定时，来流马赫数基本保持不变，因此摩擦损失也基本保持不变；激波损失的大小主要取决于激波前马赫数，因此如何组织好激波系及加载分布是控制激波损失的重要因素，前人在此通过弯掠及精细造型取得较好的成果，激波损失被控制在一个较低的水平。

对于分离损失，传统的叶片造型优化方法通过合理造型能够尽可能降低分离区域，但通常将设计推向一个较为敏感的位置，鲁棒性较差。在航空发动机内部，所有的叶片通常被认为进口是全湍流的工况，设计员通过地面吹风试验或数值模拟手段获取叶片的性能。但不同于其他叶片的是，风扇叶片在高空低雷诺数进口条件下可能存在层流流动，虽然层流流动相较于湍流流动能够在一定程度上降低摩擦损失。但其抗分离能力较弱，在工况发生变化时其流动特性会发生显著变化，可能导致分离损失急剧增加。

发明内容

本发明旨在提供一种降低分离损失的航空发动机叶片和航空发动机。

根据本发明实施例的一个发明，提供了一种航空发动机叶片，航空发动机叶片包括：

风扇叶片；以及

鳞片状结构，设在风扇叶片的表面上。

在一些实施例中，

风扇叶片的叶背一侧的表面上和叶盆一侧的表面上均设有鳞片状结构；或

风扇叶片的叶背一侧的表面上设有鳞片状结构，风扇叶片的叶盆一侧的表面为光滑表面；或

风扇叶片的叶盆一侧的表面上设有鳞片状结构，风扇叶片的叶背一侧的表面为光滑表面。

在一些实施例中，

风扇叶片的叶背一侧的表面全部或局部设有鳞片状状结构；和/或

风扇叶片的叶背一侧的表面全部或局部设有鳞片状状结构。

在一些实施例中，鳞片状结构包括沿航空发动机的径向布置的多行鳞片。

在一些实施例中，鳞片状结构包括按照行列排布的多个鳞片。

在一些实施例中，鳞片状结构为涂覆在风扇叶片的表面上的涂层。

在一些实施例中，鳞片状结构包括矩形鳞片、梯形鳞片、扇形鳞片和方形鳞片中的一种或多种。

在一些实施例中，风扇叶片的材质为钛合金或符合材料。

根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，航空发动机包括上述的航空发动机叶片。