1.本发明涉及微小型涡扇发动机技术领域，具体涉及一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构。
背景技术：
2.在小型智能巡飞弹药领域，特定的使用场景决定了动力系统应具有结构简单、成本低、可靠性高等特点，因此上述飞行平台的动力形式主要是微小型涡喷发动机。未来小型智能巡飞弹药发展趋势之一是更长的航时与更高的生存能力，但微小型涡喷发动机的高油耗、高排温等固有技术特征无法满足上述发展趋势对动力系统的需求。
3.随着技术的发展，通过常规的优化设计手段来降低油耗与排温的空间已十分有限，另一种可行的技术手段是利用涡扇发动机替代涡喷发动机。相比于涡喷发动机，由于发动机构型不同，涡扇发动机具有更低的耗油率、排气温度与噪音，因此在有人机、巡航导弹等领域，涡扇发动机逐渐取代涡喷发动机，获得了越来越广泛的应用。但在小型智能巡飞弹药领域，由于涡扇发动机的小型化仍存在结构复杂、推重比低、成本高等问题，微小型涡扇发动机仍未在上述领域得到应用。
4.为了解决涡扇发动机小型化存在的问题，国内外学者提出了诸多凯发k8ag旗舰厅真人平台的解决方案，如专利《采用轴流斜流串列复合压缩系统单转子微小型涡扇发动机》(cn201310048204.8)中阐述了一种用于微小型涡扇发动机的复合压缩系统，轴流风扇转子与斜流压气机转子串列，中介机匣布置于轴流转子之后，将轴流转子出口气流一分为二。与常规设计相比，在内涵道省去轴流风扇静子与过渡段，缩短系统轴向长度，简化系统结构。但轴流风扇转子与内涵道斜流转子之间无过渡段，相同外径下斜流转子的进出口高度差受限；轴流风扇转子与斜流转子之间也无静子将气流扭转为轴向，斜流转子的来流具有较大的正预旋。以上两个因素使得斜流转子的压比很难提高，内涵道压比局限在单级斜流所能达到的压比范围，因此发动机的耗油率相比于涡喷发动机并没有明显优势。
5.根据上述分析可见，为使得发动机内涵道压比具有常规设计水平，内涵道过渡段与风扇静子是必不可少的。一种有效降低结构复杂度的方法是将内涵道过渡段与风扇静子叶片合二为一，在过渡段内布置风扇静子叶片。
6.在过渡段内，由于壁面曲率以及通道面积的变化，存在径向以及流向的压力梯度，壁面附面层内的低能流体易聚集在后半段的轮毂处，诱导轮毂附面层分离；此外，静子叶片通道内存在周向的压力梯度，叶片表面与端壁附面层内低能流体在叶片吸力面与轮毂形成的角区堆积，极易发生三维角区分离。而过渡段与静子叶片合二为一后，两种流动现象叠加，导致通道内的流场大大恶化，轮毂处叶片吸力面的角区气流分离范围增大，严重影响部件性能。
7.针对该现象，专利《一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法》(cn201410004116.2)中提出了一种支板与低压涡轮导向器融合的过渡段布局结构与设计方法，其关键在于支板叶片与低压涡轮导向器叶片融合设计，同时在过渡段轮毂壁上采用
非轴对称造型来调控通道内的压力梯度，减少流动损失。该专利的应用对象是高低压涡轮之间的过渡段，由于涡轮导向器中的流动与风扇静子中的流动存在明显区别(气流在涡轮导向器内加速膨胀，而在风扇静子内减速扩压)，该专利的设计方法并不适用于风扇静子与过渡段的融合设计；此外，该专利也并没有给出非轴轴对称端壁造型的具体设计方法。
技术实现要素：
8.发明目的：为了解决风扇静子与过渡段融合设计时，过渡段内易出现较大气流分离的问题，兼顾紧凑性与高气动性能，本发明提供了一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，所述布局结构包括内端壁、外端壁与风扇静子叶片，所述内端壁、外端壁与风扇静子叶片组成了过渡段；
9.所述内端壁与外端壁构成环形通道，环形通道进口与风扇转子内涵道出口相连，环形通道出口与内涵道压气机进口相连；
10.风扇静子叶片在环形通道内周向均布，且每个叶片尖部均与外端壁相连，叶片根部均与内端壁相连；
11.在相邻风扇静子叶片组成的叶片通道的内端壁采用非轴对称端壁设计，每个叶片通道内端壁的非轴对称端壁形状相同。
12.将过渡段按曲率分布，分为第一转弯段与第二转弯段；所述第一转弯段中，外壁面是凹曲面，内壁面是凸曲面；所述第二转弯段中，外壁面是凸曲面，内壁面是凹曲面。
13.在内端壁，壁面由凸壁面变为凹壁面。
14.每个风扇静子叶片通道的内端壁非轴对称端壁曲面是在原有的轴对称端壁曲面的基础上叠加一个径向扰动幅值得到的，在柱坐标系下，定义径向坐标r、轴向坐标z、周向坐标θ，每个位置径向扰动幅值δr将由以下径向扰动幅值控制函数表示：
15.δr(z,θ)＝a(z)c(θ)
16.其中，a(z)与c(θ)为两个独立的幅值控制函数，其中a(z)为轴向的幅值控制函数；c(θ)为周向的幅值控制函数。
17.轴向的幅值控制函数a(z)计算公式为：
[0018][0019]
其中，h为静子叶片的高度；β为端壁幅值控制系数；z0、z1分别为非轴对称端壁造型区域的轴向起始位置和终止位置；n为控制最大扰动幅值点在轴向相对位置的系数，n＞0。造型区域指进行非轴对称设计的区域，也是指风扇静子叶片通道的内端壁区域。
[0020]
周向的幅值控制函数c(θ)计算公式为：
[0021][0022]
其中，θ0、θ1分别为一轴向位置下非轴对称端壁造型区域的周向起始位置和终止位置；系数为相位，用于控制周向上扰动幅值曲线形状，
[0023]
β取值为0.04～0.08，n取值为1.5～4，取值为0.25π～0.75π。
[0024]
定义过渡段进出口平均半径差与轴向距离的比k为：
[0025][0026]
其中，r
in
为过渡段进口平均半径，r
ex
为过渡段出口平均半径，l为过渡段轴向长度，k的取值为0.4～0.5。
[0027]
定义过渡段的半程落差比e为：
[0028][0029]
其中，r
mi
为过渡段1/2轴向位置处的平均半径，e取值为0.55～0.75。
[0030]
所述过渡段的沿程面积采用先增大后减小的分布规律。
[0031]
有益效果：本发明所设计的布局结构，将风扇静子与过渡段合二为一，与常规布局结构相比，本发明可以有效缩短发动机压缩系统轴向长度，简化发动机结构。融合设计使得静子叶片通道流场复杂，流动分离加剧，本发明进一步限定了过渡段的半程落差比及面积分布规律，并对内端壁采用非轴对称端壁设计，减少低能流体在静叶吸力面和内端壁角区堆积，降低流动损失。经仿真计算，相比于常规布局结构，本发明可使压缩系统气动效率保持相当的同时，发动机轴系长度减少10％，发动机推重比因此提高，转子动力学性能也得到大幅改善。此外，相比于过渡段内端壁未采用非轴对称设计的融合布局结构，本发明可使压气机效率提升0.5％，稳定裕度提升5％；同时过渡段出口气流更加均匀，有利于改善级间匹配性。
附图说明
[0032]
下面结合附图和具体实施方式对本发明做更进一步的具体说明，本发明的上述和/或其他方面的优点将会变得更加清楚。
[0033]
图1为本发明在涡扇发动机压缩系统中的位置的子午面视图；
[0034]
图2为过渡段子午面视图中参数r
in
、r
mi
、r
ex
以及l的定义示意图；
[0035]
图3为过渡段子午面视图第一个转弯段与第二段转弯段定义示意图；
[0036]
图4为过渡段内端壁非轴对称端壁曲面造型示意图；
[0037]
图5为过渡段b2b截面，非轴对称端壁造型函数a(z)中z0、z1定义示意图；
[0038]
图6为过渡段某一轴向位置截面的局部放大图，非轴对称内端壁造型函数c(θ)中θ0、θ1定义示意图；
[0039]
图7为不同n取值下函数a(z)的变化曲线；
[0040]
图8为不同取值下函数c(θ)的变化曲线。
具体实施方式
[0041]
本发明提出了一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，所述布局结构包括内端壁、外端壁与风扇静子叶片，所述内端壁、外端壁与风扇静子叶片组成了过渡段；
[0042]
所述内端壁与外端壁构成环形通道，环形通道进口与风扇转子内涵道出口相连，环形通道出口与内涵道压气机进口相连，如图1所示(1是风扇转子，2是分流环，3是内涵道过渡段，4是外涵道静子，5是内涵道压气机)。风扇静子叶片在环形通道内周向均布，且每个叶片尖部均与外端壁相连，叶片根部均与内端壁相连。
[0043]
为突出本发明结构紧凑的特点，过渡段应在较短的轴向长度内完成半径落差的变化。定义过渡段进出口平均半径差与轴向距离的比k如下：
[0044][0045]
其中，r
in
为过渡段进口平均半径，r
ex
为过渡段出口平均半径，l为过渡段轴向长度，如图2所示(31是外端壁，32是内端壁，33是风扇静子叶片)，k的取值为0.4～0.5。
[0046]
在过渡段的流动方面，较大的平均半径差(r
in-r
ex
)与轴向距离(l)的比使得过渡段端壁型线具有较大的曲率。将过渡段按曲率分布，分为第一转弯段(外壁面凹曲面，内壁面凸曲面)与第二转弯段(外壁面凸曲面，内壁面凹曲面)，如图3所示。在内端壁，壁面由凸壁面变为凹壁面，内端壁附近的流体存在较大的流向逆压力梯度，附面层迅速增厚；同时，第二个转弯处，存在由内端壁指向外端壁的径向压力梯度，内端壁附近流体受径向压力梯度的影响有由内端壁向外端壁流动的趋势，导致内端壁附面层厚度进一步增加。
[0047]
在风扇静子叶栅通道的流动方面，在静子叶片尾缘附近(第二个转弯段)，由于叶片厚度的突然减小，通道面积突增，逆压力梯度进一步增大；此外，叶片压力面与相邻叶片吸力面存在横向压力梯度，在该压力梯度作用下，内端壁附面层内会形成由压力面指向相邻叶片吸力面的横向二次流。
[0048]
以上两种流动现象的叠加，使得在叶片吸力面与内端壁形成的角区内存在低能流堆积，极易出现较大的角区分离。在主流的惯性带动下，低能流会在角区卷起并形成横跨整个叶栅通道的通道涡，严重影响静子叶片的扩压能力，并带来较大的流动损失。
[0049]
为解决上述问题，在过渡段壁面型线的设计中，本发明采用过渡段前半段平均半径落差较大，后半段平均半径落差较小的设计，具体的，定义半程落差比e如下：
[0050][0051]
其中r
mi
为过渡段50％轴向位置处的平均半径，如图2所示，e取值为0.55～0.75。
[0052]
由于过渡段前半段附面层具有较大动量，可以抵抗更高的逆压力梯度，更不容易分离；随着流动的发展，后半段附面层增厚，且存在内端壁指向外端壁的径向压力梯度，内端壁气流极易发生分离。因此，适当增大半程落差比使前半段曲率增大，后半段曲率减小，可以减小流体在后半段的逆压力梯度，从而抑制后半段的流动分离，减小流动损失。
[0053]
同理，过渡段的沿程面积采用先增大后减小的分布规律，同样起到减小后半段逆压力梯度的作用，使得过渡段损失进一步减小。
[0054]
在风扇静子叶片设计中，本发明在相邻风扇静子叶片组成的叶片通道的内端壁采用非轴对称端壁设计，每个叶片通道内端壁的非轴对称端壁形状相同，如图4所示。
[0055]
为方便造型，非轴对称端壁曲面需要采用参数化的设计方法，即利用造型函数生成曲面。专利《一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法》(cn201110459987.x)提出了一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法，利用叶栅通道内的轴向和周向控制曲线函数，构造出非轴对称端壁曲面。该造型方法中的轴向控制曲线函数仅可调整曲线的最大幅值，而无法调整最大幅值的轴向相对位置(函数已经确定最大扰动的轴向相对位置为50％轴向位置)，自由度少，具有一定的局限性。
[0056]
针对上述情况，本发明提出了一种自由度更高的非轴对称端壁的曲面造型方式，
具体如下：
[0057]
在柱坐标系下，定义径向坐标r、轴向坐标z、周向坐标θ。非轴对称端壁的曲面造型在原有的轴对称端壁曲面的基础上叠加一个径向扰动幅值得到。径向扰动幅值控制函数为：
[0058]
δr(z,θ)＝a(z)c(θ)
[0059]
上式中，a(z)与c(θ)为两个独立的幅值控制函数，其中a(z)为轴向的幅值控制函数，它是端壁各点的轴向位置z的函数，定义如下：
[0060][0061]
上式中，h为静子叶片前缘处的叶片高度；β为端壁幅值控制系数，表示端壁的最大扰动幅值占叶高的比例；z0、z1分别为非轴对称端壁造型区域的轴向起始位置(叶片前缘点所在轴向位置)和终止位置(叶片尾缘点所在轴向位置)，如图5所示(331是叶片压力面，332是相邻叶片吸力面)；系数n为控制最大扰动幅值点在轴向相对位置的系数，取值范围为n＞0。
[0062]
c(θ)为周向的幅值控制函数，它是端壁各点的周向位置θ的函数，定义如下：
[0063][0064]
上式中，θ0、θ1分别为造型区域某一轴向位置处的周向起始位置(叶片压力面)和终止位置(叶片吸力面)，如图6所示；系数为相位，用于控制周向上扰动幅值曲线形状，取值范围为
[0065]
此端壁造型函数具有丰富的自由度，改变β可以控制最大扰动的幅值大小，改变n可以控制最大扰动的轴向相对位置，改变可以控制最大扰动的周向相对位置。
[0066]
具体的，当β＝0.08，h＝50，n分别为1.5、2、3时，轴向幅值a(z)随的变化曲线如图7所示。当相位分别为0.25π、0.375π、0.5π、0.625π、0.75π时，周向扰动幅值c(θ)随的变化曲线如图8所示。
[0067]
根据优化设计结果，本发明非轴对称端壁的曲面造型函数中的变量取值范围为：β＝0.04～0.08，n＝1.5～3，此时非轴对称端壁的曲面在轴向方向，径向扰动幅值从静叶前缘至尾缘处先增后减，幅值的最大值位于静叶中后段；在周向方向，径向扰动幅值呈现靠近叶片吸力面一侧的内端壁下凹，靠近叶片压力面一侧的内端壁上凸的趋势，如图4所示。
[0068]
在非轴对称端壁的曲面造型下，叶片吸力面一侧的内端壁下凹，使得流体减速，静压升高；同时，叶片压力面一侧的内端壁上凸，使得流体加速，静压降低。因此非轴对称端壁降低了叶栅通道内端壁附近横向压力梯度，减少了内壁面附面层内低能流体在叶片吸力面和内端壁角区堆积，从而削弱内端壁气流分离，降低流动损失。
[0069]
本发明提供了一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，具体实现该技术方案的
方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。