航空发动机的反推叶栅技术领域
本发明涉及航空发动机的反推力装置，尤其涉及航空发动机的反推叶栅。
背景技术
为缩短飞机着陆滑跑距离，几乎所有的民用飞机都采用反推力装置来进行减速，相对于采用轮刹车装置减速，反推装置能够缩短飞机着陆距离缩短近65％。反推力装置的工作原理是使发动机中正常气流流动方向发生大于90°的折转，从而在与正常推力相反的方向上产生推力，从而达到使飞机减速的目的。一般来讲，由于气流的折转不可能达到180°，反向推力大约是正推力的30％左右。
反推力装置根据产生反推力的机构大致可分为叶栅式反推力装置、折流门式反推力装置和靶式反推力装置，这三种反推力装置各有优缺点，其中叶靶式反推力装置结构和运动机构简单，但重量较大且气动和热载荷较大，一般在涡喷发动机或小涵道比涡扇发动机中采用；折流门式反推力装置结构机构相对简单，但反推效率相对较低；叶栅式反推力装置反推效率最高，但结构相对复杂，是目前大涵道比涡扇发动机主要采用的反推形式。CN102877382A针对叶栅式反推力装置提供一种新的反推移动罩设计方案，当反推力装置处于工作状态时，反推移动罩不是沿轴向滑动而是径向展开以此增加迎风面积从而增加反推力和反推效率。CN102753808A通过在反推力装置的下游设计一个通气导管，从而降低了反推力装置和发动机短舱的外廓尺寸。CN102865156A提供了一种利用公共作动器的可变面积喷管与反推力装置的方案，利用反推力装置的作动系统完成对喷管出口面积的调节，即实现了反推机构的作动又可以实现发动机对喷管出口面积调节需求。US6434927B1提供一种叶栅可移动式的反推力装置方案，当反推处于关闭状态时，反推叶栅固定部分和可移动部分处于同一轴向位置，当反推打开时，叶栅可移动部分随阻流门往后移动，该方案减少了叶栅的轴向布置空间，使得发动机更加紧凑，有利于减重。CN201245246Y提供了一种伞状反推叶栅方案，并采用非金属材料，降低了反推力装置的重量。总体上，发动机带有反推力装置后，会造成重量的大幅增加，其重量约占发动机短舱重量的30％左右，这必然会增加发动机乃至整个飞机的燃油消耗量，因此在保证反推力装置具有足够反推效率的同时，降低其重量是反推力装置设计的关键。US6029439提供了一种安装导流装置的方法，通过在反推打开状态气流转折剧烈的部位安装导流叶片，提高反推效率。
上述各项现有技术从各种角度出发提出了对反推力装置的改进，充分说明了反推力装置的重要性以及改进反推力装置的迫切性。
发明内容
以下给出一个或多个方面的简要概述以提供对这些方面的基本理解。此概述不是所有构想到的方面的详尽综览，并且既非旨在指认出所有方面的关键性或决定性要素亦非试图界定任何或所有方面的范围。其唯一的目的是要以简化形式给出一个或多个方面的一些概念以为稍后给出的更加详细的描述之序。
根据本发明的一方面，提供了一种航空发动机的反推叶栅，包括：多个叶片，该多个叶片绕该航空发动机的圆周沿轴向彼此间隔地排列开，每个叶片包括入口片段和出口片段，该多个叶片中的至少一部分叶片上设有通孔，通孔入口位于出口片段的叶盆上而通孔出口位于出口片段的末端端面或叶背上。
在一实例中，其特征在于，沿航空发动机轴向，该多个叶片当中靠前端的一部分叶片上设有通孔，而靠后端的另一部分叶片上不设有通孔。
在一实例中，该多个叶片中的所有叶片上都设有通孔。
在一实例中，通孔的入口段与叶片的出口片段之间具有开孔夹角α，在航空发动机轴向上，该至少一部分叶片中各叶片的通孔的开孔夹角α各不相同。
在一实例中，沿航空发动机轴向，在从前向后的方向上，该至少一部分叶片中各叶片的通孔的开孔夹角α逐渐增大。
在一实例中，通孔的开孔夹角α小于等于30°。
在一实例中，对于该至少一部分叶片中的每个叶片，在叶片的叶高方向上排列有多排通孔入口，每一排通孔入口沿叶片的叶宽方向。
在一实例中，该多排通孔入口分布于出口片段的叶盆上从靠近入口片段处起至六分之一叶高的区域上。
在一实例中，在叶片的叶高方向上位于中间部分的通孔大于上下两边部分的通孔。
在一实例中，通孔的截面形状为圆形，在叶片的叶高方向上位于中间部分的通孔的孔径介于2mm-3mm的范围内，上下两边部分的通孔的孔径介于1mm至2mm的范围内。
在一实例中，通孔的截面形状为矩形。
在一实例中，每两排通孔入口之间对准排列或交错排列。
附图说明
在结合以下附图阅读本公开的实施例的详细描述之后，能够更好地理解本发明的上述特征和优点。在附图中，各组件不一定是按比例绘制，并且具有类似的相关特性或特征的组件可能具有相同或相近的附图标记。
图1是示出了包括反推叶栅的一般航空发动机的示意图；
图2是示出了带有根据本发明的一方面的反推叶栅的发动机的剖视图；
图3a是示出了根据本发明的一方面的反推叶栅的叶片的示意图；
图3b是示出了根据本发明的另一方面的反推叶栅的叶片的示意图；
图4a-4d是示出了根据本发明的一方面的叶片上的通孔排列的示意图；
图5a-5b是示出了对根据本发明的反推叶栅进行静压仿真的结果示意图；以及
图6a-6b是示出了对根据本发明的反推叶栅进行流体仿真的结果示意图。
符号说明
200：发动机
210：反推叶栅
211、211a、211b：叶片
212a、212b：入口片段
213a、213b：出口片段
214a、214b：通孔
215：叶栅连接梁
221：反推进口
222：反推出口
223：叶栅流道
231：前防火墙
232：后防火墙
240：外涵道
250：阻流门
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作详细描述。注意，以下结合附图和具体实例描述的诸方面仅是示例性的，而不应被理解为对本发明的保护范围进行任何限制。
图1示出了包括反推叶栅的一般涡轮风扇式航空发动机。如图1所示，图中左侧为飞机前进的方向，如实线直线箭头所示。在正常飞行中，发动机吸入空气后，气流从发动机的尾端向后排出，从而为飞机提供往前的推力。在发动机的周向上环绕有反推叶栅装置。当飞机希望减速时，发动机尾端的气流出口被关闭，同时露出反推叶栅的反推出口，气流经过反推叶栅从反推出口排出。反推叶栅由彼此间隔开的众多叶片组成。气流在经过反推叶栅的过程中气流方由于叶片作用而变向。如图1所示，流出反推出口的气流为往前方(即飞机前进方向)喷射，由此可以(相对于飞机飞行的)反向作用力，以实现减速。
图2示出了带有根据本发明的一方面的反推叶栅的发动机200沿轴线的部分剖视图。如图2所示，反推叶栅210绕发动机200的圆周在轴向上延伸了一定长度，总体是呈圆柱状的罩子套在核心机罩260外围。反推叶栅210前端为前防火墙231，后端为后防火墙232。这里“前”、“后”是相对于飞机方位而言的，飞机前方(例如，机头方向)为“前”，飞机后方(例如，机尾方向)为“后”。如本领域技术人员已知的，反推叶栅210是由众多叶片211构成的，这些叶片以叶栅连接梁215为骨架绕航空发动机200的圆周沿轴向彼此间隔地排列开以形成该反推叶栅。反推叶栅210与核心机罩260之间的通道为外涵道240。飞机飞行过程中，为了获得往前的推力，发动机200从前部吸入空气，空气进入外涵道240，并从尾部出口排出(未在图中示出)。
当希望获得反推力而非前进动力时，发动机的反推叶栅210外的反推出口222被打开，同时关上阻流门250以挡住尾部出口。此时气流无法从尾部排出，于是从反推进口221进入反推叶栅210。气流经过反推叶栅210的叶片211之间的叶栅流道223被改向，即从反推出口22往前喷出，从而获得反向作用力，以实现减速。
实践中，气流在经过叶栅流道223时会在叶片211的叶盆和叶背表面产生边界层分离现象。在空气动力学中，边界层分离会使得阻力上升，特别是因为在物体前后流体的压强差上升，使得压差阻力变大。鉴于此，本发明提出了一种新型的叶栅结构，能够减缓边界层的分离，尽可能使边界层维持在叶片表面，从而增加叶栅流道223的流通能力，提高反推效率。
图3a和图3b分别示出了图2中反推叶栅210的一个叶片211(如图2中的A所标记的区域)的两种实施例的局部放大图。首先参照图3a，叶片211a包括两段，靠近反推进口的一段称之为入口片段212a，靠近反推出口的一段称之为出口片段213a。这两段之间形成朝向前方的一定角度，以使得流经叶栅流道223的气流改向为向前(即，飞机前进方向)，如图3a中的大箭头所示，从而形成使飞机减速的反向推力。实践中，气流在叶盆和叶背区域会由于边界层分离形成旋涡区域，如图3a中的小箭头所示。
根据本发明的一方面，在反推叶栅210的众多叶片211a中的至少一部分叶片211a上设有通孔214a，通孔的214a的入口位于出口片段213a的叶盆位置，而出口位于出口片段的末端端面上，如图3a所示。
以此方式，当飞机降落、中断起飞等需要反推力叶栅210工作的情况下，大部分发动机外涵气流从反推进口221进入叶栅流道223并从反推出口222排出，其中一部分气流从反推叶栅210的叶片211a的叶盆通孔214a进入，经叶片211a的尾端排出，最后经反推出口222排出发动机外。这一方面使来自叶盆的气流方向与叶栅流道气流排气方向一致，减小了反推打开过渡态期间叶盆出现的旋涡区域和分离区域，增加了叶栅流道223的流通面积，改善了流通能力，提高了反推效率，同时叶栅开孔降低了反推力装置总重量，提高了发动机经济性。
由于轴向上越靠前的位置，叶片211a上分离的情况越显著，因此，在一实例中，在沿发动机200的轴向上，这些叶片211a当中靠前端的一部分叶片211a上可设有通孔214a，而靠后端的另一部分叶片211a上可不设通孔214a，例如轴向上前一半的叶片211a上可设有通孔214a，而后一半的叶片211a可不设通孔214a。在其他实例中，所有叶片211a上都设有通孔214a。
研究发现，通孔214a的开口角度对于消除旋涡有较大影响。通孔214a的入口段与叶片211a的出口片段212a之间的夹角α对于轴向分布的各叶片211a而言可以设计成各不相同。例如，在沿发动机轴线从前向后的方向上，各叶片211a上的通孔的开孔夹角逐渐增大。即，轴向上越靠前的叶片211a的通孔214a的开孔夹角小，越往后越大。但是，通孔214a的开孔夹角α的最大值不大于30度。
图3b示出了根据本发明的另一方面的叶片开孔情形。如图3b所示，通孔的214b的入口位于出口片段213b的叶盆位置，而出口位于出口片段的叶背上。以此方式，当飞机降落、中断起飞等需要反推力叶栅210工作的情况下，大部分发动机外涵气流从反推进口221进入叶栅流道223并从反推出口222排出，其中一部分气流从反推叶栅210的叶片211b的叶盆通孔214b进入，经叶片211b的叶背排出，最后经反推出口222排出发动机外。这一方面增加了叶背出口段附面层气体的动能，消除或减轻了叶背出口段附面层的分离，而且也消除或减轻了叶盆的旋涡，增加了叶栅流道223的流通能力，提高了反推效率，同时叶栅开孔降低了反推力装置总重量，提高了发动机经济性。
由于轴向上越靠前的位置，叶片211b上分离的情况越显著，因此，在一实例中，在沿发动机200的轴向上，这些叶片211b当中靠前端的一部分叶片211b上可设有通孔214b，而靠后端的另一部分叶片211b上可不设通孔214b，例如轴向上前一半的叶片211b上可设有通孔214b，而后一半的叶片211b可不设通孔214b。在其他实例中，所有叶片211b上都设有通孔214b。
研究发现，通孔214b的开口角度对于消除旋涡有较大影响。通孔214b的入口段与叶片211b的出口片段212b之间的夹角α对于轴向分布的各叶片211b而言可以设计成各不相同。例如，在沿发动机轴线从前向后的方向上，各叶片211b上的通孔的开孔夹角逐渐增大。即，轴向上越靠前的叶片211b的通孔214b的开孔夹角小，越往后越大。但是，通孔214b的开孔夹角α的最大值不大于30度。
图4a示出了通孔214(通孔214a、214b统称为214)在叶盆上的分布情况。图4a是从图3a、3b中的视线方向看去的通孔214的分布。如图4a所示，在叶片211的叶高方向上可排列有多排通孔入口，每一排通孔入口可沿叶片211的叶宽方向。结合图3b，这些通孔入口集中分布于叶盆上的一定区域，优选地，分布于出口片段的叶盆上从靠近入口片段处起至六分之一叶高的区域上，即h＝1/6×H。此区域是叶盆上的旋涡区，在此开孔能更高效地去除叶盆旋涡。
进一步，在叶高方向上位于中间部分的通孔214大于上下两边部分的通孔214。如图4a所示，中间一排的通孔214的孔径d1大于上下上面一排和下面一排的通孔214的孔径d2。本领域技术人员了解，尽管图4a中仅示出了在叶高方向上的3排通孔214，但这只是为了说明而示出的，实际中可设有大于3排的通孔214。中间部分的通孔往往位于分离较为严重的区域，此区域的孔径因此设计成较大，而位于中间部分上面部分和下面部分为接近分离起始位置和再附位置，此区域的孔径因此可设计成相对较小。即，从中间部分旋涡最严重的区域往两边的分离起始和再附位置的过渡中，通孔214可越来越小。
在一实例中，通孔214的截面形状可为圆形，在叶片211的叶高方向上位于中间部分的通孔214的孔径介于2mm-3mm的范围内，上下两边部分的通孔214的孔径介于1mm至2mm的范围内。
在图4a中，每两排通孔214之间被示为是对准的，但是在图4b所示的另一示例中，每两排通孔214之间是交错开的。在图4a中，通孔214的截面形状为圆形，圆形通孔易于加工，但是在图4c中通孔214的截面形状可以为矩形，矩形通孔可使分离区域气流更加均匀。图4d中示出了交错排列的矩形通孔。
图5a、5b分别示出了在开孔前后对反推叶栅进行静压仿真的结果示意图。对比图5a、5b可以看出，开孔后静压大于130000的高压区域比开孔前静压大于130000的高压区域明显缩小。
图6a、图6b分别示出了在开孔前后流体仿真的结果示意图。对比图6a、6b中的旋涡区域(图中用圆圈示出)大小可以看出，开孔后旋涡区域明显缩小。
根据本发明的方案，可以消除或减轻叶盆上的旋涡，增加了反推叶栅流道流通面积。同时，叶背上开有出口，可增加叶栅叶背出口段附面层气体的动能，消除叶背出口段附面层的分离，提高发动机反推力，提升反推效率。叶片出口片段末端开有出口，可使来自叶盆的气流方向与叶栅流道气流排气方向一致，从而提高反推效率。
提供对本公开的先前描述是为使得本领域任何技术人员皆能够制作或使用本公开。对本公开的各种修改对本领域技术人员来说都将是显而易见的，且本文中所定义的普适原理可被应用到其他变体而不会脱离本公开的精神或范围。由此，本公开并非旨在被限定于本文中所描述的示例和设计，而是应被授予与本文中所公开的原理和新颖性特征相一致的最广范围。