摘 要：航空发动机不断向轻质高效方面发展，结构愈加紧凑，涡轮前温度不断提高，需要大量的气体进行冷却，这就带来小空间大流量高效率的压气机引气问题。本文以某燃气轮机为背景，对压气机在小轴向间隙位置的级间引气结构进行研究，最终试验结果表明该引气结构满足引气量要求，效率较未引气前下降较少。
关键词：燃气轮机 压气机 引气 小空间 大引气量
简介
由于航空发动机不断向轻质高效方面发展，结构愈加紧凑，涡轮前温度不断提高，需要大量的气体进行冷却。本文以某燃气轮机为背景，研究小轴向空间内大引气流量的引气结构与技术。
设计要求及方案选择
某型燃气轮机二级涡轮需要用压气机引出的空气进行冷却，要求引气量约为主流量的4.5%。所需冷却空气的温度和压力大约在压气机七级静子后。经计算，在七级静子后的引气口面积不小于7100mm2。
将引气孔开在两个静子叶片中间，由于引气流量大，引气面积无法满足要求。因此，本设计应采用周向引气槽方案。
由于七级静子后引气口面积不小于7100mm2，结合此处径向高度，此时引气槽宽度不小于4.7mm。而此处，七级静子与八级转子叶尖处的轴向间隙为5.1mm。相关的研究表明，转子叶片前引气，引气位置需距离转子叶片2mm以上的距离才不致过多影响压气机性能。综上所述，该型燃机七级引气结构需要覆盖部分静子叶片流路。具体引气形式如图1所示。
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图1 引气形式示意图 图2整体式扇形块模型
结构设计
未引气时的七级静子叶片上缘焊接在T型叶型板上，下缘焊接在流道叶型板上，形成扇形块结构，再通过后机匣上的T型槽固定在机匣上。由于引气结构已经覆盖部分静子叶片流道面积，如果仍采用焊接形式的静子扇形块结构，由于需要在焊缝前后留有一定的余量，将导致静子片叶尖处损失更多的叶片通道。
为尽可能多的保留静子叶片通道，将扇形块设计成整体式结构，取消焊接结构焊缝。整体扇形块结构由环形锻件机加而成，在整环状态下加工出前后内外的各安装结构及静子叶片结构，再在两叶片中间位置切分为扇形块结构，如图2所示。
切分时，选择合适的角度，确保分割面距离两侧叶片根部的最小距离基本相同，且尽量大。经分析，最后确定扇形段分割面与通过轴向的面的夹角为73o。
为了装配，以前的扇形块上缘板结构都设计有T型板，将T型板划入机匣上的T型槽内实现安装。该扇形块的上缘板后缘，设计成C型结构，上方实现装配功能，下方满足引气功能。如图4中Ⅰ所示。
由于引气面积占据七级静子叶片部分流道面积，将七级静子设计成整体式结构后，上缘板仅包络七级静子叶片的一部分，势必造成另一部分叶片形成悬臂结构。该处可以保持尖角形式，也可以做一些处理。一种处理方式是将静子叶片延伸到上缘板上。气动计算结果表明这种结构对气动来说是不利的，因此不选择该种结构形式。另一种处理方式是将悬臂处的叶片结构进行圆角处理，做一个倒圆将叶尖与排气边形成的尖角切掉，如图4中Ⅱ所示。
受加工刀具自身尺寸的影响，叶片与缘板后缘连接处不可能加工出尖角，且尖角处会发生应力集中，对强度不利。因此需要设计圆角转接。过小的圆角对强度不利，易产生高应力区；过大的圆角将阻碍涡的周向流动，导致涡倒流回主流道内，最终选择叶片顶端与外缘板后缘的圆角为R1，如图4中Ⅲ所示。
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图4 七级静子扇形块子午面视图 图5最大功率状态下危险点强度计算结果
上缘板主流道与引气流道的转折点若作倒圆处理，则会损失更多的静子叶片流道；因此，该处不作倒圆处理，如图4中Ⅳ所示。
强度评估及试验验证
对压气机七级静子叶片进行了强度分析。
七级静子叶片的应力计算结果，在最大输出功率状态下的危险点（第一主应力最大值）位于叶身盆侧与上端转轴转接圆角位置，如图5所示，最大值为121.4MPa。屈服安全储备系数为7.64，满足n0.2≥1.23的规定。
引气量试验结果如表1所示。
表1 不同转速下的引气量
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总结与展望
本文对某燃机压气机引气结构进行设计。该引气结构具有小轴向空间、大引气流量的特点。设计的带有引气结构的整体式扇形块结构从性能、功能等多方面进行考虑，实现静子扇形块的固有功能、引气功能、以及安装装配功能，最终实现了引气要求，为后续的小空间大流量引气结构设计提供参考。
参考文献
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