排气框架叶片设计方法、排气框架叶片装置及航空发动机与流程

本发明涉及航空发动机，特别地，涉及排气框架叶片设计方法，应用上述排气框架叶片设计方法的排气框架叶片装置。此外，本发明还涉及一种包括上述排气框架叶片装置的航空发动机。

背景技术：

1、在航空发动机技术领域，涡轴/涡桨发动机的排气框架装置为发动机提供排气流道，保证发动机燃气顺利排出，要满足发动机总体性能对排气装置的性能要求；同时为外部管路、传感器、测试探针等提供安装支撑。

2、现有技术中，部分排气框架进口气流角较大或者随着发动机工作状态的不同变化较大，简单的支板叶片结构不能满足性能要求，造成排气总压损失增加，从而降低整机效率，同时排气框架装置的出口排气角度不能偏离轴向太大，否则会导致整机推力的下降。

3、现有技术方案中存在如下技术问题：在发动机某些进口来流角度偏离轴向较大的工作状态点，排气框架叶片装置总压损失大，整流效果较差；在发动机排气框架进口角度变化较大的不同工况，排气框架叶片装置气动适应性差，难以满足总体在不同典型工况下对排气框架的性能指标要求，因此需要对现有的叶片设计方法和排气框架叶片装置进行优化改进。

技术实现思路

1、本发明提供了一种排气框架叶片设计方法，以解决排气框架叶片装置总压损失大、整流效果较差、气动适应性差的技术问题。

2、同时本发明还提供一种应用上述排气框架叶片设计方法的排气框架叶片装置。

3、同时本发明还提供一种包括上述排气框架叶片装置的航空发动机。

4、根据本发明的一个方面，提供一种排气框架叶片设计方法，用于设计航空发动机的排气框架内周向布置的大叶片及小叶片的叶型参数，包括如下步骤：s100、根据航空发动机的工作需求，确定多个进口来流典型工况的进口气流角范围与来流马赫数值范围，根据排气框架结构功能实现要求确定大叶片最大厚度；

5、s200、取步骤s100中所有典型工况下进口气流角范围内的最大值与最小值，并计算所取进口气流角的最大值与最小值的中间值，记为中间进口气流角；

6、s300、根据进口构造角与进口气流角关系式计算小叶片进口构造角：

7、β1k-α1k＝ψ                         (1)

8、式中β1k为进口构造角，α1k为进口气流角，ψ为来流攻角，取来流攻角ψ的范围-10°～5°，进口气流角α1k的数值取步骤s200中的中间进口气流角的值代入公式(1)，计算得到进口构造角β1k的数值为初步的小叶片进口构造角的范围值；

9、s400、大叶片进口构造角的取值为小叶片进口构造角的基础上加8°～12°，以保证大叶片型线从前部区域到最大圆厚度区域的曲率平缓过渡；

10、s500、大叶片出口构造角与小叶片出口构造角均在85°～95°范围内取值，以保证气流在经过叶片后出口角度尽可能贴近轴向；

11、s600、先确定小叶片尾缘楔角的经验值范围，再根据小叶片最大厚度与航空发动机设计原理确定小叶片前缘楔角的范围，并以同样的顺序依次确定大叶片尾缘楔角的范围和大叶片前缘楔角的范围；

12、s700、大叶片的弯折角和小叶片的弯折角取值范围通过下式得到：

13、θ＝χ1+χ2                                                      (2)

14、式中θ为弯折角，χ1为前缘楔角，χ2为尾缘楔角；

15、s800、大叶片和小叶片的安装角采取经验值进行验证；

16、s900、选取步骤s300-s800中各参数范围的中间值进行三维cfd仿真模拟验证，根据模拟情况修正各参数最终值，以满足步骤s100中各个进口来流典型工况要求。

17、进一步地，在步骤s300之后，还包括：

18、s301：中当初步的小叶片进口构造角＜50°时，在公式(1)计算的小叶片进口构造角的基础上加0～5°作为最终的小叶片进口构造角，当初步的小叶片进口构造角≥50°时，在公式(1)计算的小叶片进口构造角的基础上减0～10°作为最终的小叶片进口构造角。

19、进一步地，所述步骤s300和步骤s400中，大叶片及小叶片中的各个截面的进口构造角与各个截面的进口气流角之间的关系均满足公式(1)。

20、进一步地，所述步骤s400中大叶片进口构造角的取值为小叶片进口构造角的基础上加10°。

21、进一步地，所述步骤s500中大叶片出口构造角与小叶片出口构造角均取值为90°。

22、进一步地，所述小叶片尾缘楔角的取值范围为8°～12°，以在实现叶片精铸加工可行工艺要求的前提下，减少叶型损失，达到所述步骤s100中各个进口来流典型工况要求。

23、进一步地，所述步骤s800中的大叶片和小叶片的安装角γ按下式初步确定：

24、

25、式中γ为安装角，β1k为进口构造角，β2k为出口构造角，δ为尾缘弯折角，δ通过经验值确定范围，为叶片相对最大厚度。

26、根据本发明的另一方面，还提供了一种排气框架装置，包括排气框架，以及沿排气框架周向布置的大叶片及小叶片，所述大叶片及小叶片的叶型参数采用上述的排气框架叶片设计方法。

27、进一步地，所述大叶片内部分别设有用于供油的第一管路和用于供气的第二管路。

28、根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，其包括上述排气框架装置。

29、本发明具有以下有益效果：

30、本发明排气框架叶片设计方法，针对排气框架叶片叶型三维设计，根据发动机工作需求，确定进口来流典型工况的进口气流角范围与来流马赫数值范围，根据排气框架结构限制确定大叶片最大厚度并以上述参数作为设计依据，首先设计大、小叶片的进口构造角，随后依次确定出口构造角、前缘楔角、尾缘楔角、弯折角和安装角的数值范围，以满足典型工况下的发动机功能需求。其中采用进口构造角与进口气流角之差定义为来流攻角，提出来流攻角太大将直接引起气流无法贴附叶型表面，导致较大的气动损失的设计思路，明确来流攻角的优选范围，从而明确进口构造角与进口气流角之间的关系，通过典型工况下的进口气流角范围计算进口构造角的数值，尽可能的减少气动损失。

31、本发明排气框架叶片装置在满足结构功能等前提下，能够满足发动机进口来流角度偏离轴向较大的工况，同时在发动机排气框架进口角度变化较大的不同工况下，具有总压损失低，宽工况适应性好的优点。

32、本发明航空发动机同样具有上述有益效果。

33、当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

技术特征：

1.一种排气框架叶片设计方法，用于设计航空发动机排气框架内周向布置的大叶片及小叶片的叶型参数，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的排气框架叶片设计方法，其特征在于，在步骤s300之后，还包括：

3.根据权利要求1所述的排气框架叶片设计方法，其特征在于，所述步骤s300和步骤s400中，大叶片及小叶片中的各个截面的进口构造角与各个截面的进口气流角之间的关系均满足公式(1)。

4.根据权利要求1所述的排气框架叶片设计方法，其特征在于，所述步骤s400中大叶片进口构造角的取值为小叶片进口构造角的基础上加10°。

5.根据权利要求1所述的排气框架叶片设计方法，其特征在于，所述步骤s500中大叶片出口构造角与小叶片出口构造角均取值为90°。

6.根据权利要求1所述的排气框架叶片设计方法，其特征在于，所述步骤s600中小叶片尾缘楔角的取值范围为8°～12°，以在实现叶片精铸加工可行工艺要求的前提下，减少叶型损失，达到所述步骤s100中各个进口来流典型工况要求。

7.根据权利要求1所述的排气框架叶片设计方法，其特征在于，所述步骤s800中的大叶片和小叶片的安装角γ按下式初步确定：

8.一种排气框架装置，包括排气框架，以及沿排气框架的周向布置的大叶片及小叶片，其特征在于，所述大叶片及小叶片的叶型参数采用如权利要求1至7任一项所述的排气框架叶片设计方法。

9.根据权利要求8所述的排气框架装置，其特征在于，所述大叶片内部分别设有用于供油的第一管路和用于供气的第二管路。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求8-9任一项所述的排气框架装置。

技术总结本发明公布了排气框架叶片设计方法、排气框架叶片装置及航空发动机，属于航空发动机技术领域，排气框架叶片设计方法用于设计排气框架内周向布置的大叶片及小叶片的叶型参数，根据发动机工作需求，确定进口来流典型工况的进口气流角范围与来流马赫数值范围，根据排气框架结构限制确定大叶片最大厚度并以上述参数作为设计依据，首先设计大、小叶片的进口构造角，随后依次确定出口构造角、前缘楔角、尾缘楔角、弯折角和安装角的数值范围，以满足典型工况下的发动机功能需求。本发明能够满足发动机进口来流角度偏离轴向较大的工况，同时在发动机排气框架进口角度变化较大的不同工况下，具有总压损失低，宽工况适应性好的优点。技术研发人员：赵兰芳,周七二,付晟,房兴龙,唐文灏受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所技术研发日：技术公布日：2024/9/12