用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置

技术领域

本发明涉及航空发动机压气机气动领域，特别涉及一种用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置。

背景技术

在航空发动机压气机气动领域中，压气机作为航空发动机的主要部件，其压缩能力和效率决定着航空发动机的整机性能水平。在压气机通道内，粘性效应影响较大且存在着较大的逆压力梯度，容易在压气机叶背产生流动分离现象，造成流动损失的增加。严重时会引起压气机的失速和喘振，通过采取简单便捷且高能效比的流动控制手段对叶背分离流进行抑制是压气机气动领域研究中遇到的难题。相比于定常的流动控制手段，非定常流动控制方法利用分离流的不稳定性，在取得相同的控制效果时其所消耗的能量通常比定常控制方法小的多，是当前学术的研究前沿。

目前，关于叶背分离的非定常激励研究只利用了叶背分离流一个方向的不稳定性，如脉冲射流，常规的脉冲射流将叶背分离流近似处理成二维流场，对其进行非定常激励作用。

在实际的平面叶栅或者压气机流动中，受端壁的影响，在叶栅的不同高度位置，其最不稳定频率（脱落涡频率）会发生变化，表现为接近端壁区域脱落涡频率高而叶中区域脱落涡频率低的特点，常规的脉冲射流装置无法对其叶高不同位置的频率和相位进行调节。

因此，现有技术中脉冲射流装置存在如下诸多问题：

一、沿不同叶高方向的周期性非定常射流频率控制问题：已有的脉冲射流器将叶背分离流的控制问题处理成二维问题，无法调节不同叶高方向的脉冲射流频率。

二、沿不同叶高方向的周期性非定常射流相位控制问题：与上述第一点类似，当前的脉冲射流装置尚不具备调节脉冲射流的相位功能。

三、射流引气源的问题。

四、脉冲射流波形的控制问题。

有鉴于此，本领域技术人员研制了一种用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置，以期克服上述技术问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中脉冲射流装置无法对叶高不同位置的频率和相位进行调节的缺陷，提供一种用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置，抑制压气机静叶分离流，其特点在于，所述脉冲射流装置包括相互间隔的至少一个射流开口、至少一个抽吸开口、开闭阀门和驱动机构，所述射流开口和所述抽吸开口设置在压气机静子叶片的流向上，且所述抽吸开口处的压力高于所述射流开口处的压力；

所述射流开口和对应的所述抽吸开口之间通过流路连接，所述开闭阀门安装在所述流路中，通过所述驱动机构带动所述开闭阀门进行周期性开合，从而在所述压气机的不同叶高的叶背处产生非定常的脉冲射流；

所述射流开口和所述抽吸开口均设置在压气机流向上的叶背上， 且所述抽吸开口位于所述射流开口的下游；

所述流路包括引气流路和射流流路，所述引气流路连接所述抽吸开口和所述开闭阀门，所述射流流路连接所述射流开口和所述开闭阀门；

所述引气流路呈收缩式，所述引气流路包括相连的引气过渡段和引气平直段，所述抽吸开口与所述引气过渡段连接，所述引气平直段与所述开闭阀门连接，所述抽吸开口的宽度大于所述引气平直段的宽度，所述引气过渡段的宽度大于所述引气平直段的宽度，从所述抽吸开口到所述引气平直段之间通过曲线进行光滑连接过渡，所述引气过渡段为光滑的曲线段。

根据本发明的一个实施例，所述开闭阀门为旋转缝栅，所述旋转缝栅的外表面上开设有相互间隔的具有相位差的多组缝栅开口，每一组所述缝栅开口贯通所述旋转缝栅，当所述缝栅开口与所述流路对应时，所述射流开口和所述抽吸开口通过所述流路连通。

根据本发明的一个实施例，所述流路中间开设有缝栅接口，所述缝栅接口贯穿所述压气机的静子叶片，位于所述压气机的叶背和叶盆之间，所述旋转缝栅穿设在所述缝栅接口中。

根据本发明的一个实施例，所述开闭阀门包括相互连接的曲柄连杆机构和缝栅，所述缝栅上开设有多个相互间隔的具有相位差的缝栅开口，所述缝栅开口贯通所述缝栅，所述曲柄连杆机构安装在发动机压气机的机匣上；

所述流路中间开设有缝栅接口，所述缝栅接口贯穿所述压气机的静子叶片，位于所述压气机的叶背和叶盆之间，所述缝栅穿设在所述缝栅接口中；

通过所述曲柄连杆机构的转动，带动所述缝栅在所述缝栅接口内来回运动，当所述缝栅开口与所述流路对应时，所述射流开口和所述抽吸开口通过所述流路连通。

根据本发明的一个实施例，所述射流开口包括第一射流开口和第二射流开口，所述第一射流开口和所述第二射流开口在所述压气机的叶背上沿叶高方向分布；

所述抽吸开口包括第一抽吸开口和第二抽吸开口，所述第一抽吸开口和所述第二抽吸开口在所述压气机的叶背上沿叶高方向分布。

根据本发明的一个实施例，所述射流开口和所述抽吸开口之间的距离大于等于10%弦长。

根据本发明的一个实施例，所述射流流路包括相连的射流过渡段和射流平直段，所述射流开口与所述射流过渡段连接，所述射流平直段与所述缝栅接口连通。

根据本发明的一个实施例，所述射流过渡段呈“C”型。

根据本发明的一个实施例，所述旋转缝栅的中心为空心结构，多组所述缝栅开口沿所述旋转缝栅的周向布置，每一组所述缝栅开口包括四条中心对称分布的缝栅开口；

当所述缝栅开口与所述引气流路、所述射流流路连通时产生脉冲射流；

当所述缝栅开口与所述引气流路、所述射流流路完全错位时无气体通过。

根据本发明的一个实施例，所述缝栅开口的长度和宽度大于等于所述射流开口和所述抽吸开口的长度和宽度。

根据本发明的一个实施例，所述射流开口和所述抽吸开口为缝或孔结构。

本发明的积极进步效果在于：

本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置具有调整不同叶高处脉冲射流的频率和相位功能，拓宽了常规脉冲射流器的使用功能，具有结构简单、工作可靠、无需外接气路等优点。

所述用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置可以实现更高能效比的分离流控制方法，平面叶栅分离流的数值模拟结果显示，采用所述用于航空发动机压气机的脉冲射流装置能够使流场的相对总压损失系数降低17.1%，在耗费相同的动量系数情况下（0.8%），常规的二维脉冲射流控制方式使流场总压损失降低约为11.6%。

附图说明

本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

图1为本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置的结构示意图。

图2为本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置的流向压差驱动射流示意图。

图3为本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置中旋转缝栅的结构示意图。

图4为图3中沿A-A线剖开的剖视图。

图5为本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置中旋转缝栅的单个缝栅开口的结构示意图。

图6为本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置中曲柄连杆驱动的缝栅结构示意图。

图7为图6中沿B-B线剖开的剖视图。

图8为图6中沿C-C线剖开的剖视图。

具体实施方式

为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。

此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。

此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。

实施例一：

如图1和图2所示，本发明公开了一种所述用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置，抑制压气机静叶分离流，其包括相互间隔的至少一个射流开口10、至少一个抽吸开口20、开闭阀门和驱动机构，将射流开口10和抽吸开口20设置在压气机静子叶片30的叶背流向方向，且抽吸开口20处位于射流开口的下游，其压力高于射流开口10处的压力。射流开口10和对应的抽吸开口20之间通过流路40连接，所述开闭阀门安装在流路40中，通过所述驱动机构带动所述开闭阀门进行周期性开合，从而在所述压气机的不同叶高的叶背31处的射流口处产生非定常的脉冲射流，同时可在抽吸口附近产生非定常的脉冲抽吸，进一步提升了分离流的控制效果。

如图3至图5所示，并结合图2，本实施例中，所述开闭阀门优选为旋转缝栅50，在旋转缝栅50的外表面上开设有相互间隔的具有相位差的多组缝栅开口51，每一组缝栅开口51贯通旋转缝栅50。当缝栅开口51与流路40对应时，射流开口10和抽吸开口20通过流路40连通。在流路40中间开设有缝栅接口43，缝栅接口43贯穿所述压气机的静子叶片30，位于所述压气机的叶背31和叶盆32之间，旋转缝栅50穿设在缝栅接口43中。本申请通过对旋转缝栅的设计使其具备了调整不同高度方向上射流的频率和相位的功能，拓展了常规脉冲射流器的功能。

另外，本实施例中旋转缝栅50的中心优选为空心结构，多组缝栅开口51沿旋转缝栅50的周向布置，每一组缝栅开口51包括四条中心对称分布的缝栅开口51。当缝栅开口51与引气流路41、射流流路42连通时产生脉冲射流。当缝栅开口51与引气流路41、射流流路42完全错位时无气体通过，从而在驱动机构的带动下由此形成了周期性的闭合开关作用。

优选地，缝栅开口51的长度L11和宽度W11大于等于射流开口10和抽吸开口20的长度和宽度。射流开口10和抽吸开口20可以优选为缝结构或孔结构。

再如图2所示，优选地，本实施例中，射流开口10和抽吸开口20均设置在压气机流向上的叶背31上，且抽吸开口20位于射流开口10的下游。流路40包括引气流路41和射流流路42，引气流路41连接抽吸开口20和旋转缝栅50，射流流路42连接射流开口10和旋转缝栅50。

进一步地，结合图1所示，射流开口10包括第一射流开口11和第二射流开口12，第一射流开口11和第二射流开口12在所述压气机的叶背31上沿叶高方向分布。抽吸开口20包括第一抽吸开口21和第二抽吸开口22，第一抽吸开口21和第二抽吸开口22在所述压气机的叶背31上沿叶高方向分布。

此处，射流开口10和抽吸开口20之间的距离大于等于10%弦长。也就是说，抽吸开口20需要位于射流开口10的下游，两者之间需满足至少10%弦长的流向距离。

此处，优选地，引气流路41呈收缩式。引气流路41优选地包括相连的引气过渡段411和引气平直段412，抽吸开口20与引气过渡段411连接，引气平直段412与旋转缝栅接口43连通，抽吸开口20的宽度dp大于引气平直段412的宽度，引气过渡段411的宽度大于引气平直段412的宽度。此处，引气过渡段411优选为光滑的曲线段。

同理，射流流路42包括相连的射流过渡段421和射流平直段422，射流开口10与射流过渡段421连接，射流平直段422与旋转缝栅接口43连通。其中，射流过渡段421优选为呈“C”型。

引气流路41设计成收缩形式，进而可以使得气流在引气流路内加速，即抽吸开口20的宽度dp大于引气流路41的引气平直段412的宽度，从抽吸开口20到引气平直段412之间通过曲线进行光滑连接过渡。引气过渡段411和射流过渡段421之间的流路设计成平直流路，可以减小流动损失。缝栅接口43开设在平直流路的中间，缝栅接口43的中心尽量选择在叶片的最大厚度位置附近，其目的是和旋转缝栅进行配合。在射流开口10和射流平直段422之间设计成类似于“C”型流路，使得气流尽可能的顺畅从射流平直段422引入射流开口10。

根据上述结构描述，本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置通过设计引气流路将抽吸开口的高压气体导入射流开口，通过电机带动展向上具有一定相位差的旋转缝栅进行旋转形成周期性的开关流路，表现在射流出口会产生一定频率的脉冲射流，在抽吸口会产生一定频率的脉冲抽吸，利用脉冲射流和脉冲抽吸与流场分离涡的耦合作用，以此达到削弱静叶叶背分离的目的，降低流动损失。

其中，旋转缝栅50具有调节相位和频率功能，其可以选择一体化加工方式（如图3所示）；或者，也可以选择分段式加工，然后在接口处加装一个可调整0-360度相位的错位接口。这样通过改变旋转缝栅50的转速和缝栅开口51的个数来实现对分布式脉冲射流频率的调整，调整沿叶高方向的缝栅开口51数目，可以实现在不同叶高处施加不一致的脉冲射流。通过调整缝栅开口51的相位，可以实现对展向分布式射流的相位调节。

当然，上述实施例中对于射流开口的数量、抽吸开口的数量并没有限定，仅为举例，其他数量的设置也在本发明的保护范围内，此处不再赘述。对于带动旋转缝栅转动的驱动机构形式不做限制，驱动机构和旋转缝栅的接口也不做限制。本实施例图1和图2按展向方向两个射流开口的方式进行展示，各个不同个数的展向分布射流均在本专利保护的范围。

实施例二：

如图6至图8所示，并结合图2，本实施例的结构与实施例一基本相同，其不同之处在于：

本实施例中所述开闭阀门优选地包括相互连接的曲柄连杆机构60和缝栅70，在缝栅70上开设有多个相互间隔的具有相位差的缝栅开口71，缝栅开口71贯通缝栅70，曲柄连杆机构60安装在发动机压气机的机匣上（图中未示）。在流路40中间开设有缝栅接口43，缝栅接口43贯穿所述压气机的静子叶片，位于所述压气机的叶背31和叶盆32之间，缝栅70穿设在缝栅接口43中。在使用所述开闭阀门时，通过曲柄连杆机构60的转动，带动缝栅70在缝栅接口43内来回运动。当缝栅开口71与流路40对应时，射流开口10和抽吸开口20通过流路40连通。

曲柄连杆机构60和缝栅70的结合，是利用曲柄连杆机构60，带动缝栅70在垂直方向（如图6所示，即沿缝栅接口的长度方向）上来回运动，通过调整缝栅开口71（即射流缝）的高度和宽度（即图6至图8所示沿B-B线和C-C线剖开的截面的高度）和曲柄连杆的旋转速度进而达到调整脉冲射流的频率，通过调整缝栅开口71（即图6至图8所示沿B-B线和C-C线剖开的截面）的高度差可以实现射流相位的调整。

本实施例中曲柄连杆机构60和缝栅70的结合，解决了脉冲射流波形的控制问题，现有的脉冲射流往往只能产生正弦的波形，然而利用本实施例的技术方案可以实现方波形式的脉冲射流。这种方波形式的脉冲射流可以有效控制脉冲射流的占空比，即一个周期内射流所占的时间。同时还可以控制方波在叶高不同方向的射流占空比，可以调整在叶高不同方向的波形。

根据上述两个实施例的描述，本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置，是一种抑制压气机叶背分离流的展向分布式非定常的射流装置。叶背分离流的最不稳定频率通常是叶背分离流的脱落涡的频率。在平面叶栅或实际的压气机静叶的流动中，受端壁或二次流的影响，在不同叶高位置的分离流的最不稳定频率不一致，表现为靠近端壁区域的最不稳定的频率较高。当前叶背分离流的非定常射流装置将其在不同叶高处的分离流动近似成一致，即当成二维的流动进行处理，无法依据实际压气机中静叶的流动情况对不同叶高处的非定常射流频率和相位进行调整。

本发明在压气机流向上的吸力面（叶背）开有非连续的射流开口和抽吸开口，两者之间通过流路连接，利用压气机叶片的增压原理，抽吸孔位于射流缝的下游压力较高，因此不需要外接引气源。在流路中间设置有周期性的开闭阀门（通过旋转缝栅或曲柄连杆机构带动的缝栅结构实现），利用抽吸缝和射流缝之间的压差作用，便可在压气机在不同叶高的叶背处产生非定常的脉冲射流。不同展向位置的频率通过改变不同叶高位置的旋转缝栅上的缝的数目或者调整曲柄连杆机构带动的缝栅上的缝栅开口的高度和宽度来进行调节，不同展向位置的相位通过改变缝栅开口的相对周向位置来进行调节。

由此可见，本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置具有如下特点：

一、利用的是压气机流向上的压差作用，将叶片吸力面（叶背）尾部的高压气体通过收缩流路方式引入叶片吸力面的上游分离点处，进而在叶背会形成前面射流、后面抽吸的控制效果。这样就可以起到比常规射流控制方式更好的控制效果，进一步减少了叶片的流动损失。

二、采用收缩式的引气流路设计方式，有助于进一步提高射流的速度，且流路处置在叶片的流向上。

三、利用流向压差作用，其流路的长度由叶片的弦长决定，叶片的弦长通常是叶片最大厚度的10倍以上，可以有效利用流路的设计来提高射流的速度。

因此，本发明通过对旋转缝栅或者曲柄连杆机构带动的缝栅结构与叶盆叶背展向分布式开缝的位置进行合理的设计，使其具备调整不同叶高位置处的射流频率和相位功能，且在利用流场不稳定性的同时，引入了流向涡的作用，对叶背分离流能起到很好的抑制作用，是一种有望进一步提高压气机的性能和稳定裕度的分离流控制手段。

综上所述，本发明用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置具有调整不同叶高处脉冲射流的频率和相位功能，拓宽了常规脉冲射流器的使用功能，具有结构简单、工作可靠、无需外接气路等优点。

所述用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置可以实现更高能效比的分离流控制方法，平面叶栅分离流的数值模拟结果显示，采用所述用于航空发动机压气机的展向分布式脉冲射流装置引入了流向涡作用，能够使流场的相对总压损失系数降低约17.2%，而在耗费相同的动量系数情况下（0.8%），常规的二维脉冲射流仅能降低11.6%。传统定常的射流则降低约6.5%，其控制效果约为定常射流的2.5倍，常规脉冲射流的1.48倍。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。