[发明专利]一种航空发动机涡轮后支板叶片及涡轮后机匣

说明书

航空发动机涡轮后支板叶片及涡轮后机匣，后支板叶片包括叶片本体，所述叶片本体上各个横截面为零攻角；沿径向，叶片本体上各个横截面的叶型弦长和安装角均呈先增大后减小形状；各个横截面按前缘圆弧中心连线进行线性积叠。涡轮后机匣包括机匣内环和机匣外环，在所述机匣内环与机匣外环之间设置有上述航空发动机涡轮后支板叶片。本发明中叶片本体的尾缘中部形成了向着叶背侧弯曲的局部反弯形状，即形成了“类反弯叶片”，局部的反弯可有效控制支板背侧附近的二次流动，克服通道大扩张产生的大逆压梯度，抑制或消除大分离流动，提升性能。

技术领域

本发明涉及航空发动机叶片的技术领域，尤其涉及一种航空发动机涡轮后支板叶片，以及具备该航空发动机涡轮后支板叶片的涡轮后机匣。

背景技术

涡轮部件是加力型航空发动机关键部件之一，对整机性能有重要影响。而涡轮后支板及后机匣则是涡轮部件的重要组成部分，主要气动功能是将偏转的气流折转至轴向，为加力燃烧室创造合理的进口气流条件，实现发动机的高效工作。在混合排气加力型涡扇发动机中，涡轮后支板位于低压涡轮转子和加力燃烧室之间。气动设计时，在考虑适应低压涡轮转子出口气流角度的同时，还需考虑加力燃烧室对其入口气流低速且轴向的要求，故涡轮后支板气动设计是涡轮部件设计的重要一环。尤其随着现代航空发动机向着高推重比发展，一个重要技术路线是增加涡轮的级负荷,从而达到减少涡轮级数或叶片数进而提高推重比的目的，然而这也产生新的问题，即低压涡轮转子出口气流偏离轴向的角度将不断增大，在二代、三代机中，低压涡轮出口气流偏离轴向约为10°～20°，负荷增加后将达到30°～50°，呈现高余旋来流状态(气流角30°以上)，对涡轮后支板的低损失气动设计带来更大的难度。

现有技术中，如公开号为CN112031879A的专利申请公开了一种涡轮后支板叶片及其航空发动机，采用大支板保证滑油管路、承力结构的装配，在大支板后安装若干小支板实现整流作用，用以解决发动机涡轮后支板重量大且容易造成气流堵塞的技术问题。

又如，公开号为CN114542207A一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，通过给定支板的前缘和尾缘小圆直径，前缘采用较大的小圆直径以适应更宽广的来流方向，尾缘采用适中的小圆直径保证尾缘厚度，既可以满足铸造需求，又可以尽可能降低尾缘流动损失。通过给定前缘小圆圆心连接尾缘小圆圆心的直线与型面水平线的角度，给定支板进口构造角和出口构造角以形成支板的中弧线，使得后机匣支板前后的主气流能够满足一定角度的气流转折需求，导流作用增强，有利于流动损失控制，有利于来流偏离轴向较大时，支板后轴向排气设计，还能降低流动分离的风险。

然而，当涡轮后支板工作在高余旋来流环境中，发动机要求支板数量少，重量轻，整环稠度低，内部穿过滑油管路、支柱结构及测试结构等，需保证一定叶型厚度；此外，加力型涡扇发动机加力燃烧室要求较低的来流马赫数，使得涡轮后支板子午通道不得不设计为扩张形式。在高余旋来流和通道大扩张条件下，涡轮后支板背侧极易发生大尺度流动分离，产生严重损失，降低发动机推力，影响整机性能。在高余旋来流和通道大扩张条件下，上述现有专利文献中的支板结构和叶型设计方法已不能达到以有限数量支板实现低损失整流设计的目的，也均未见公开如何解决高余旋来流、大扩张通道内支板分离流动问题。

发明内容

本发明的主要目的是提出航空发动机涡轮后支板叶片及涡轮后机匣，以解决高余旋来流、大扩张通道内支板分离流动问题，降低流动损失，为加力燃烧室提供合理的气流状态，满足发动机整机高推力、低油耗的需求。

为实现上述目的，一方面，本发明提出一种航空发动机涡轮后支板叶片，包括叶片本体，所述叶片本体上各个横截面为零攻角；沿叶片本体径向方向，叶片本体上各个横截面的叶型弦长和安装角均呈先增大后减小形状；各个横截面按前缘圆弧中心连线进行线性积叠。

优选的，所述叶片本体各个横截面的前缘圆弧的半径相等，各个横截面前缘圆弧中心连线为直线。

优选的，所述叶片本体各个横截面的尾缘圆弧的半径相等。