【技术实现步骤摘要】
本技术涉及高压压气机角区分离抑制，尤其涉及一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构。
技术介绍
1、高压压气机，是指在燃气涡轮发动机中把气流压缩到高出口压力的高压级部分，进出口压力之比低的为低压压气机，且转速较低；进出口压力之比高的为高压压气机，且转速较高。为了满足现代航空发动机的发展需求，高推重比、高可靠性和低成本成为了发动机的主要发展方向。作为航空发动机核心机中三大部件之一的高压压气机，需通过增加单级压气机的压比、减小压气机的级数来减轻发动机整机重量，以达到增加压气机推重比的目的。随着压气机负荷的增加，叶片通道内部的流动变得十分复杂，角区分离现象成为了影响压气机性能的重要因素之一。
2、角区分离是一种常发生于轴流压气机“吸力面-端壁”角区的三维分离现象,该现象以及随之产生的流场堵塞和流场损失会对压气机的稳定工作和效率造成不良影响,严重时会发展为“角区失速”。随着现代轴流压气机单级负荷的提升,角区分离所产生的负面影响日益突出,严重阻碍了高负荷压气机的发展,各种主动、被动流动控制方法也因此被广泛应用于角区分离的流动控制。
3、因此针对上述现象，提出一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，以满足实际使用的需要。
技术实现思路
1、本技术提供一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，解决了
技术介绍
中的技术问题。
2、为解决上述技术问题，本技术提供的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，包括安装在航空发动机高压压气机静子通道内部中的第一叶
3、优选的，所述第一叶栅与第二叶栅大小相同且为双圆弧叶型。
4、优选的，所述第一叶栅的安装角γ为20.5度,端壁的附面层厚度δ为25mm。
5、优选的，所述前叶的安装角χ为1.29倍的γ，即26.5度，所述前叶的高度h为0.2倍的端壁的附面层厚度δ，即5mm。
6、优选的，所述前叶的迎角为5度。
7、与相关技术相比较，本技术提供的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构具有如下有益效果：
8、本技术提供抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，前叶就是叶片型涡流发生器的形状，当流体通过带有安装角的涡流发生器后，两侧压差的作用会使涡流发生器叶尖处产生高能诱导涡，诱导涡在向下游运动的过程中，将近壁面区域的附面层卷起，起到了低能流体和主流之间动量转换作用，由于主流的掺混增加了近壁面流体的能量，使一部分附面层内的低能流体随着向下游运动的主流一起运动，从而减少了流动的分离。
9、本技术提供抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，后叶一方面阻断了端壁附面层的横向迁移，阻碍通道内涡结构沿横向的发展；另一方面通过抬升翼刀周围的低能流体而产生与通道涡反向的翼刀涡，在削弱通道涡强度的同时促进端壁附面层与高能流体间的动量交换，从而增强了端区流体动能，抑制了角区分离的发展。
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1.一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，包括安装在航空发动机高压压气机静子通道内部中的第一叶栅(1)和第二叶栅(2)，其特征在于：所述第一叶栅(1)和第二叶栅(2)之间分别设置有前叶(3)和后叶(4)，所述前叶(3)和后叶(4)的两端分别与静子通道内壁(100)和静子通道外壳(200)固定安装。
2.根据权利要求1所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述第一叶栅(1)与第二叶栅(2)大小相同且为双圆弧叶型。
3.根据权利要求1所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述第一叶栅(1)的安装角γ为20.5度,端壁的附面层厚度δ为25mm。
4.根据权利要求3所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述前叶(3)的安装角χ为1.29倍的γ，即26.5度，所述前叶(3)的高度h为0.2倍的端壁的附面层厚度δ，即5mm。
5.根据权利要求4所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述前叶(3)的迎角为5度。
【技术特征摘要】
1.一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，包括安装在航空发动机高压压气机静子通道内部中的第一叶栅(1)和第二叶栅(2)，其特征在于：所述第一叶栅(1)和第二叶栅(2)之间分别设置有前叶(3)和后叶(4)，所述前叶(3)和后叶(4)的两端分别与静子通道内壁(100)和静子通道外壳(200)固定安装。
2.根据权利要求1所述的一种抑制高压压气机角区分离的串列式小翼结构，其特征在于，所述第一叶栅(1)与第二叶栅(2)大小相同且为双圆弧叶型。
3.根据权...
【专利技术属性】
技术研发人员：马姗，孙啸林，程稳，李凤鸣，
申请(专利权)人：中国民用航空飞行学院，
类型：新型
国别省市：
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