CN105401986B - 航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构 - Google Patents

航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，包括于发动机外涵道内围绕一级涡轮机匣外侧设置的若干根导流冷却气的前引气管和围绕二级涡轮机匣外侧设置的若干根导流冷却气的后引气管，所述前引气管的进口端安装在一级涡轮机匣前安装座安装孔内，出口端安装在一级机匣后安装边安装孔内，前引气管进口与一级涡轮导向器的集气腔连通；所述后引气管的出口端安装在二级涡轮机匣后安装座安装孔内，进口端安装在二级机匣前安装边安装孔内，后引气管的出口与二级涡轮导向器的集气腔连通，后引气管进口与前引气管出口相对设置连通。本发明能简化引气方式和结构，并降低冷却气体的自身温度，从而提高换热和冷却效率。

Description

航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构
技术领域
本发明涉及航空发动机涡轮冷却系统部件结构，具体涉及一种航空发动机高压涡轮冷却气流路的布置结构。
背景技术
航空发动机涡轮冷却部件设计，在确保发动机整体性能的前提下，应尽量降低零部件的工作温度，保证所有零件均能在材料的允许温度范围内工作，从而确保结构的有效性以及功能、寿命满足设计要求。除此之外，还要尽量降低零部件的重量，减少飞机自身载荷。某型号发动机高压涡轮由一级涡轮和二级涡轮构成，一级涡轮和二级涡轮的导向器叶片均采用空心强制对流冷却，其冷却气来源于高压压气机提供的未参与燃烧的二次气流。将二次气流从一级涡轮导向器前端的集气腔引导至二级涡轮导向器的集气腔，气体掺混均匀后注入到二级涡轮导向器的空心叶片中，从而实现对二级涡轮导向器叶片的冷却。二次气流常规的引气方式，是通过一级涡轮的双层机匣和二级涡轮双层机匣的环形空间，将二次气流从一级涡轮导向器前端的集气腔引导至二级涡轮导向器的集气腔。常规的这种通过双层机匣环形空间引气方式，其气路结构存在明显的不足：1双层结构机匣，机匣结构复杂且重量较大；2、连接结构较多，且外层机匣多为板金构件，加工变形大，装配复杂；3、二次气流虽然能够通过外层机匣与外涵道进行热交换，但同时也从内层机匣表面吸收热量，因此冷却气流降温效果低。
发明内容
针对现有结构的不足，本发明的目的旨在提供一种新的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，以简化零部件的结构和降低自身重量，降低冷却气体的自身温度，提高冷却效率。
基于上述发明目的，本发明提供航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其构成包括于发动机外涵道内围绕一级涡轮机匣外侧设置的若干根导流冷却气的前引气管和围绕二级涡轮机匣外侧设置的若干根导流冷却气的后引气管，所述前引气管的进口端安装在一级涡轮机匣前安装座安装孔内，出口端安装在一级涡轮机匣后安装边安装孔内，前引气管进口与一级涡轮导向器的集气腔连通；所述后引气管的出口端安装在二级涡轮机匣后安装座安装孔内，进口端安装在二级涡轮机匣前安装边安装孔内，后引气管的出口与二级涡轮导向器的集气腔连通，后引气管进口与前引气管出口相对设置连通。
在本发明的上述技术方案中，所述前引气管最好是相对于一级涡轮机匣外侧悬空均匀设置在发动机外涵道内，使得前引气管完全置于外涵道内的低温气体中，有利于热交换。
在本发明的上述技术方案中，一级涡轮机匣上的前安装座周向外缘优先设计为凸凹梅花结构，于凸缘部分设置安装孔，凹缘部分有利于减轻装置重量。
在本发明的上述技术方案中，一级涡轮机匣上的前安装座安装孔设计有用于轴向定位前引气管的止口，避免使用螺钉螺母来固定，有利于减轻装置重量。
在本发明的上述技术方案中，前引气管与前安装座安装孔相配合的一端为直管壁端，与后安装边安装孔相配合的一端为扩口端，扩口直径大于安装孔内径，有利于与后引气管口对接。
在本发明的上述技术方案中，优先将前引气管设计成其两安装端的管壁厚度大于中间主体部分的管壁厚度，既有利于中间主体管部分进行热交换，又可减小前引气管的重量。
在本发明的上述技术方案中，所述后引气管最好是相对于二级涡轮机匣外侧悬空均匀设置在发动机外涵道内，使得后引气管完全置于外涵道内的低温气体中，有利于热交换。
在本发明的上述技术方案中，二级涡轮机匣上的后安装座周向外缘优先设计为凸凹梅花结构，凸缘用于设置安装孔，凹缘有利于减轻装置重量。
在本发明的上述技术方案中，二级涡轮机匣上的后安装座安装孔设计有用于轴向定位后引气管的止口，避免使用螺钉螺母来固定，有利于减轻装置重量。
在本发明的上述技术方案中，优先将后引气管设计成其两安装端的管壁厚度大于中间主体部分的管壁厚度，既有利于中间主体管部分进行热交换，又可减小前引气管的重量。
本发明的上述方法中，前、后引气管的数量、管径和周向分布角度以及其相对于机匣的放置高度可根据需求任意选定。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1、本发明所述航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，采用多根悬空均匀设置在外涵道内的引气管来导流冷却气体，相比现有技术的双层机匣引气结构，引气管道悬空位于外涵道内的低温气体中，气流流经一定行程的管路，由于引气管道内外存在较大温差，通过管壁自动产生对流换热，管内气体热量由外涵道气体带走，温度降低，换热效率大大提高，降温后的气体参与后面的冷却时，能有效提高冷却效率。
2、本发明所述航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，采用管道引气，引气管的管壁体积远远小于双层机匣外层机匣的体积，引气管的中间主体管壁厚度较安装端厚度小，安装座周向外缘为凸凹梅花结构，这些结构都有利于减轻整个结构重量；并且整个安装不使用任何螺栓和螺母等固定，直接通过止口定位，机匣端面相互轴向压紧即可。相比传统的双层机匣夹壁腔式导流结构具有重量轻、结构简单、稳定可靠的优势。
3、本发明所述航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构可通过设计不同的管路直径有效限制冷却气体流量，无需专用限流孔即可方便控制冷气流量。
附图说明
图1为本发明所述航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构的示意图。
图2为一级涡轮机匣上的前安装座的示意图。
图3为图2中A-A向剖视图。
图4为二级涡轮机匣上的后安装座的示意图。
图5为图4中B-B向示意图。
图6为前引气管的剖面图。
图7为后引气管的剖面图。
图中，1—前安装座，2—后安装座，3—前引气管，4—后引气管，5—后安装孔，6—一级涡轮导向器的集气腔，7—二级涡轮导向器的集气腔，8—前安装孔，9—一级涡轮机匣，10—二级涡轮机匣，11—外涵道，12—一级机匣后安装边，13—二级机匣前安装边。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明的实施例，并通过实施例对本发明进行具体描述，有必要在此指出的是，实施例只用于对本发明作进一步的说明，不能理解为对本发明保护范围的限制，该领域的技术人员可以根据本发明的内容作出一些非本质的改进和调整进行具体实施，但这样的具体实施应仍属于本发明的保护范围。
实施例1
航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，由于发动机外涵道11内围绕一级涡轮机匣外侧设置的12根导流冷却气的前引气管3和围绕二级涡轮机匣外侧设置的12根导流冷却气的后引气管4组成，所述前引气管的进口端安装在一级涡轮机匣前安装座1安装孔8内，出口端安装在一级机匣后安装边12安装孔内，前引气管进口与一级涡轮导向器的集气腔6连通；所述后引气管的出口端安装在二级涡轮机匣后安装座2安装孔5内，进口端安装在位于二级机匣前安装边13安装孔内，后引气管的出口与二级涡轮导向器的集气腔7连通，后引气管进口与前引气管出口相对设置连通。所述前引气管相对于一级涡轮机匣外侧悬空均匀设置在发动机外涵道内，前引气管与前安装座安装孔相配合的一端为直管壁端，与后安装边安装孔相配合的一端为扩口端，扩口直径大于安装孔内径，有利于与后引气管口对接。后引气管相对于二级涡轮机匣外侧悬空均匀设置在发动机外涵道内。前、后引气管两安装端的管壁厚度大于中间主体管壁厚度。前、后安装座安装孔均设计有用于轴向定位前后引气管的止口。前、后安装座周向外缘为凸凹梅花结构，有利于减轻结构重量。

Claims (10)

1.一种航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，包括于发动机外涵道(11)内围绕一级涡轮机匣外侧设置的若干根导流冷却气的前引气管(3)和围绕二级涡轮机匣外侧设置的若干根导流冷却气的后引气管(4)，所述前引气管的进口端安装在一级涡轮机匣前安装座(1)的安装孔(8)内，出口端安装在一级涡轮机匣后安装边(12)的安装孔内，前引气管进口与一级涡轮导向器的集气腔(6)连通；所述后引气管的出口端安装在二级涡轮机匣后安装座(2)安装孔(5)内，进口端安装在二级涡轮机匣前安装边(13)的安装孔内，后引气管的出口与二级涡轮导向器的集气腔(7)连通，后引气管进口与前引气管出口相对设置连通。
2.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，所述前引气管相对于一级涡轮机匣外侧悬空均匀设置在发动机外涵道内。
3.根据权利要求2所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，一级涡轮机匣上的前安装座周向外缘为凸凹梅花结构。
4.根据权利要求3所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，一级涡轮机匣上的前安装座的安装孔设计有用于轴向定位前引气管的止口。
5.根据权利要求4所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，前引气管与前安装座的安装孔相配合的一端为直管壁端，与后安装边的安装孔相配合的一端为扩口端，扩口直径大于该安装孔内径。
6.根据权利要求5所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，前引气管两安装端的管壁厚度大于中间主体管壁厚度。
7.根据权利要求1至6任一项所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，所述后引气管相对于二级涡轮机匣外侧悬空均匀设置在发动机外涵道内。
8.根据权利要求7所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，二级涡轮机匣上的后安装座周向外缘为凸凹梅花结构。
9.根据权利要求8所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，二级涡轮机匣上的后安装座的安装孔设计有用于轴向定位后引气管的止口。
10.根据权利要求9所述的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其特征在于，后引气管两安装端的管壁厚度大于中间主体管壁厚度。
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