CN108691807A - 航空发动机、离心压气机及其扩压器结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种扩压器结构，包括：扩压组件，包括扩压本体以及径向叶片组；盖板组件，包括径向盖板，所述径向叶片组、所述径向盖板及所述扩压本体形成径向气流通道；及连接组件，连接所述径向盖板及所述扩压组件。上述扩压器结构在对气流减速恢复静压的同时，还能实现载荷的径向传递，有效的解决扩压器径向载荷承载能力不足的问题，提升扩压器结构的径向载荷承载能力，简化扩压器结构整体的复杂程度，提高扩压器结构的可靠性，进而保证离心压气机工作的可靠性，提升航空发动机的气动性能。本发明还提供一种航空发动机及其离心压气机。

Description

航空发动机、离心压气机及其扩压器结构

技术领域

本发明涉及航空发动机设备领域，特别是涉及一种航空发动机、离心压气机及其扩压器结构。

背景技术

通常，在扩压器设计领域主要注重其和离心叶轮的气动性能的匹配，追求扩压器在离心压气机的工况设计点，以将离心叶轮出口气体的动能最大转化为静压能而不会发生气流分离。一般地，盖板和带叶片排的扩压器轴向配合不连接，盖板的安装边和离心压气机叶轮前盖机匣连接，外安装边和承力外机匣安装边连接；而带叶片排的扩压器只有内安装边固定在发动机其他静子件上，与盖板不连接。由于结构的限制会使得径向载荷传递不连续，带来振动以及结构强度可靠性差的问题，影响扩压器工作的可靠性。

发明内容

基于此，有必要针对因径向载荷传递不连续导致的径向载荷承载能力不足的问题，提供一种能够提高径向载荷承载能力以及可靠性的扩压器结构，同时还提供一种含有上述扩压器结构的离心压气机，以及含有上述离心压气机的航空发动机。

上述目的通过下述技术方案实现：

一种扩压器结构，包括：

扩压组件，包括环形设置的扩压本体以及径向叶片组，所述径向叶片组沿径向方向设置于所述扩压器本体的端面上；

盖板组件，盖设于所述扩压组件上，所述盖板组件包括径向盖板，所述径向盖板盖设于所述扩压本体的端面上，所述径向叶片组、所述径向盖板及所述扩压本体形成径向气流通道；及

连接组件，连接所述径向盖板及所述扩压组件。

在其中一个实施例中，所述连接组件包括固定部及配合部，所述固定部设置于所述径向叶片组上，所述配合部设置于所述径向盖板上；

或者，所述配合部设置于所述径向叶片组上，所述固定部设置于所述径向盖板上；

所述固定部与所述配合部配合连接。

在其中一个实施例中，所述径向叶片组包括多个径向叶片，多个所述径向叶片围绕所述扩压本体的轴线分布；

每个所述径向叶片远离所述扩压本体的一端上均设置所述固定部，或者，其中几个所述径向叶片远离所述扩压本体的一端上均设置所述固定部。

在其中一个实施例中，在所述径向叶片上，所述固定部的数量为一个至八个；

当所述固定部的数量为至少两个时，至少两个所述固定部沿径向方向间隔设置。

在其中一个实施例中，所述连接组件包括固定部及配合部，所述固定部设置于所述扩压本体上，所述配合部设置于所述径向盖板上；

或者，所述固定部设置于所述径向盖板上，所述配合部设置于所述扩压本体上；

所述固定部与所述配合部配合连接。

在其中一个实施例中，所述固定部为固定柱，所述配合部为安装槽；

或者，所述固定部为插片，所述配合部为插槽。

在其中一个实施例中，所述固定部上设置有钩部，所述配合部上开设有钩槽，所述固定部安装于所述配合部中时，所述钩部钩设于所述钩槽中。

在其中一个实施例中，所述固定部与所述配合部为过盈配合；

或者，所述固定部与所述配合部通过焊接或者胶粘方式固定。

在其中一个实施例中，所述扩压组件还包括轴向叶片组，所述轴向叶片组沿轴向方向设置于所述扩压器本体的外周面上；

所述盖板组件还包括呈环形设置的轴向盖板，且所述轴向盖板由柔性材料加工制成；

所述轴向盖板套设于所述扩压本体上，且所述轴向叶片组能够与所述轴向盖板抵接，所述轴向叶片组、所述轴向盖板及所述扩压本体形成轴向气流通道，且所述轴向气流通道与所述径向气流通道相连通。

在其中一个实施例中，所述轴向盖板与所述径向盖板分体设置。

在其中一个实施例中，所述径向盖板上具有径向安装边及径向限位边，所述径向安装边与所述径向限位边分别设置于所述径向盖板的两侧；

所述径向安装边用于与航空发动机的承力机匣固定连接，所述径向限位边用于限制所述轴向盖板的安装位置；

所述轴向盖板的边缘设置有压边，所述压边向外扩展，所述压边沿轴向方向的宽度为3mm～5mm。

还涉及一种离心压气机，包括离心叶轮及如上述任一技术特征所述的扩压器结构；

所述扩压器结构与所述离心叶轮并排设置，所述离心叶轮的出气端与所述扩压器结构的径向气流通道相连通。

还涉及一种航空发动机，包括如上述技术特征所述的离心压气机及润滑冷却系统；

所述离心压气机安装于所述润滑冷却系统上。

采用上述技术方案后，本发明的有益效果为：

本发明的航空发动机、离心压气机及其扩压器结构，连接组件设置在径向盖板和扩压组件上，能够实现径向盖板与扩压组件的组合连接，航空发动机内部的载荷通过扩压本体传递到径向叶片组，再由连接组件传递到径向盖板上，由于径向盖板与航空发动机的承力机匣连接，以实现航空发动机径向载荷的传递，提升扩压器结构的径向承载能力，提高扩压器结构工作的可靠性。同时，连接组件实现扩压组件与径向盖板的连接，离心叶轮输出的气流通过径向气流通道进行减速增压，起到扩压导流的作用。本发明的扩压器结构通过连接组件连接盖板组件与扩压组件，在对气流减速恢复静压的同时，还能实现载荷的径向传递，有效的解决扩压器径向载荷承载能力不足的问题，提升扩压器结构的径向载荷承载能力，简化扩压器结构整体的复杂程度，提高扩压器结构的可靠性，进而保证离心压气机工作的可靠性，提升航空发动机的气动性能。

附图说明

图1为本发明一实施例的扩压器结构的立体图；

图2为图1所示的扩压器结构的主视图；

图3为图2所示的扩压器结构的局部剖视图；

图4为图1所示的扩压器结构中扩压组件的立体图；

图5为图1所示的扩压器结构中盖板组件的径向盖板的主视图；

图6为图5所示的径向盖板的左视图；

图7为图1所示的扩压器结构中盖板组件的轴向盖板的立体图；

其中：

100-扩压器结构；

110-扩压组件；

111-扩压本体；

112-径向叶片组；

113-轴向叶片组；

114-内安装边；

120-盖板组件；

121-径向盖板；

1211-径向安装边；

1212-径向限位边；

122-轴向盖板；

1221-压边；

130-连接组件；

131-固定部；

132-配合部。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下通过实施例，并结合附图，对本发明的航空发动机、离心压气机及其扩压器结构进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

参见图1至图3，其中图1为本发明一实施例的扩压器结构100的立体图，图2为图1所示的扩压器结构100的主视图，图3为图2所示的扩压器结构100的局部剖视图。本发明提供了一种扩压器结构100，该扩压器结构100应用于离心压气机中，以对离心压气机中离心叶轮输出的压缩气流进行减速增压，尽可能提高气流静压能，保证气流流动平稳。当然，本发明的扩压器结构100还可用于其他需要减速增压的结构中。并且，本发明的扩压器结构100为航空发动机中的一部分，当然还可以为其它叶轮机械比如空气压缩机中的一部分。本发明的扩压器结构100在减速增压以保证气流流动平稳的同时，还能实现载荷的径向传递，以提升扩压器结构100的径向承载能力，以保证离心压气机工作的可靠性，提升航空发动机的气动性能。

在本发明中，扩压器结构100包括扩压组件110、盖板组件120及连接组件130。盖板组件120盖设于扩压组件110上，扩压组件110与盖板组件120能够形成气体流通通道，以使气流通过气体流通通道后流速降低，静压升高，满足航空发动机的性能要求。连接组件130是用来连接盖板组件120与扩压组件110的，以实现航空发动机径向载荷的传递，简化扩压器结构100整体的复杂程度，提高扩压器结构100的可靠性，同时还能使得气流流动平稳，改善扩压器结构100的振动问题。

参见图1和图4，图4为本发明一实施例的扩压器结构100中扩压组件110的立体图。在本发明的一实施例中，扩压组件110包括环形设置的扩压本体111以及径向叶片组112，径向叶片组112沿径向方向设置于扩压器本体的端面上。参见图1和图5，图5为本发明一实施例的扩压器结构100中盖板组件120的径向盖板121的主视结构示意图，盖板组件120包括径向盖板121，径向盖板121盖设于扩压本体111的端面上，径向叶片组112、径向盖板121及扩压本体111形成径向气流通道。如图3和图4所示，扩压本体111呈环形设置，环形的其中一个端面上设置径向叶片组112，径向盖板121盖设于扩压本体111的端面上，以使径向叶片组112位于径向盖板121与扩压本体111之间，此时，径向叶片组112与径向盖板121及扩压本体111形成径向气流通道。具体的，径向叶片组112包括多个径向叶片，多个径向叶片围绕扩压本体111的轴线分布。较佳地，多个径向叶片分布于扩压本体111的端面上方式以满足一定的气动要求为宜。相邻的两个径向叶片、扩压本体111及径向盖板121之间围设成径向气流通道。该径向气流通道与离心压气机的离心叶轮的出气端相连通，从离心叶轮送出的气流进入径向流通通道，通过径向气流通道对气流进行减速增压，以使气流流动平稳，降低因气流总压较高导致的冲击径向叶片组112的情况，进而降低振动，提升扩压器结构100的气动性能。连接组件130能够连接径向盖板121与扩压组件110，航空发动机内部的载荷通过扩压组件110传递给连接组件130，再由连接组件130传递到径向盖板121上，由于径向盖板121与航空发动机的承力机匣连接，这样实现航空发动机径向载荷的传递，提升扩压器结构100的径向承载能力，提高扩压器结构100工作的可靠性。

参见图1和图4，扩压组件110还包括轴向叶片组113，轴向叶片组113沿轴向方向设置于扩压本体111的外周面上。参见图1和图7，图7为本发明一实施例的扩压器结构100中盖板组件120的轴向盖板122的立体图，盖板组件120还包括呈环形设置的轴向盖板122，轴向盖板122套设于扩压本体111上，轴向叶片组113、轴向盖板122及扩压本体111形成轴向气流通道，且轴向气流通道与径向气流通道相连通。轴向盖板122套设于扩压本体111的外侧，以使轴向叶片组113位于轴向盖板122与扩压本体111之间，此时，轴向叶片组113与轴向盖板122及扩压本体111形成轴向气流通道。具体的，轴向叶片组113包括多个轴向叶片，多个轴向叶片沿周向方向分布于扩压本体111的外周面上。较佳地，多个轴向叶片均匀分布于扩压本体111的外周面上。相邻的两个轴向叶片、扩压本体111及轴向盖板122形成轴向气流通道。该轴向气流通道与径向气流通道相连通，从径向气流通道送出的气流进入轴向气流通道中，经轴向气流通道进入轴向叶片组113。而且，轴向叶片远离扩压本体111的一端与轴向盖板122抵接，即轴向叶片组113与轴向盖板122紧密配合，从而封闭轴向气流通道即各个轴向气流通道相互独立，以避免气流发生混流。进一步地，轴向盖板122由柔性材料加工制成。较佳地，轴向盖板122由韧性好、结构软的钢带制成，这样既能够满足轴向盖板122的使用要求，又可降低加工难度，减轻扩压器结构100的重量，进而减轻航空发动机的重量。而且，径向盖板121的厚度小于等于3mm，这样能够方便轴向盖板122的加工，而且更便于控制轴向叶片组113与轴向盖板122之间的间隙。较佳地，盖板的厚度为1mm左右。进一步地，轴向盖板122与径向盖板121分体设置。也就是说，径向盖板121与轴向盖板122分别成型加工。由于径向盖板121是需要承载径向载荷的，轴向盖板122不会承载载荷，径向盖板121与轴向盖板122分别成型能够降低盖板组件120的复杂程度和加工难度，在满足使用要求的同时降低生产成本，减轻扩压器结构100的重量，进而减轻航空发动机的重量。

较佳地，径向气流通道的数量与轴向气流通道相对应以满足气动性能要求。离心叶轮送出的气流进入到径向气流通道中进行一次减速增压后，再进入到轴向气流通道进行气流导流，使气流以合适的角度和速度进入航空发动机的燃烧室。需要说明的是，径向叶片组112的多个径向叶片以及轴向叶片组113的多个轴向叶片的叶型应满足先进空气动力学性能的要求，其最大限度的减少气流的总压损失，同时尽可能的恢复气流静压，保证气流流动平稳，满足航空发动机的性能要求。

进一步地，参见图1、图4和图5，连接组件130包括固定部131及配合部132，固定部131与配合部132分别设置于径向盖板121及扩压组件110上，固定部131与配合部132配合，以连接盖板组件120及扩压组件110。连接组件130是用来实现径向盖板121和扩压组件110连接的，通过连接组件130能够实现载荷的径向传递，以提升扩压器结构100的径向承载能力，固定部131与配合部132分别设置于扩压组件110及径向盖板121上，固定部131与配合部132配合连接时能够实现径向盖板121与扩压组件110的连接，这样扩压组件110上受到的径向载荷能够通过固定部131及配合部132传递到径向盖板121上，继而实现载荷的径向传递。在本实施例中，固定部131设置于径向叶片组112上，配合部132设置于径向盖板121上，固定部131与配合部132配合连接。当然，在本发明的其他实施例中，固定部131与配合部132的位置可以互换，即固定部131设置于径向盖板121上，配合部132设置于轴向盖板122上，固定部131与配合部132配合连接；当然，固定部131也可设置在扩压本体111上，配合部132设置在径向盖板121上，固定部131与配合部132配合连接；而且，固定部131与配合部132的位置也可互换，即固定部131设置在径向盖板121上，配合部132设置在扩压本体111上，固定部131与配合部132配合连接。也就是说，无论固定部131与配合部132的设置位置，只要固定部131与配合部132配合连接，即可实现径向盖板121与扩压组件110的连接，进而实现载荷的径向传递，提高扩压器结构100的径向承载能力。较佳地，固定部131为固定柱，配合部132为安装槽，固定柱安装于安装槽中实现径向盖板121与扩压组件110的连接。同时，安装槽可以为通槽，也可以为不通的槽。而且，固定柱的形式原则上不受限制，安装槽的形状与固定柱的形状相适配。当然，在本发明的其他实施例中，固定部131也可为插片，配合部132为插槽。

为了保证固定部131与配合部132固定可靠，在本实施例中，固定部131与配合部132通过焊接方式固定，以使配合部132与固定部131连接可靠，进而使得径向盖板121与扩压组件110固定可靠，以减小振动，提高扩压器结构100的可靠性。而且，焊接工艺简单易操作，成本低。通常焊接方式为钎焊或者激光焊。当然，固定部131与配合部132也可通过胶粘方式或者过盈配合的方式固定。这样也能够实现固定部131与配合部132连接可靠。当然，固定部131与配合部132还可通过其他方式实现连接可靠，如固定部131上设置有钩部，配合部132上开设有钩槽，固定部131安装于配合部132中时，钩部钩设于钩槽中。

参见图5和图6，图6为图5所示的径向盖板121的左视图。作为一种可实施方式，径向盖板121上具有径向安装边1211，径向安装边1211设置于径向盖板121的径向限位边1212，径向安装边1211用于与航空发动机的承力机匣固定连接。径向盖板121通过承力机匣进行支撑，以保证径向盖板121的承载能力。较佳地，径向盖板121可以通过螺纹连接件或者其他类型的固定连接件固定于承力机匣上，以保证径向盖板121可靠的固定在承力机匣上。而且，扩压本体111安装于航空发动机中静止结构件上。参见图1和图4，进一步地，扩压本体111的环形内部具有内安装边114，内安装边114用于与航空发动机的静止结构件连接。较佳地，内安装边114通过螺纹连接件或者其他类型的固定连接件固定于静止结构件上。扩压组件110是安装在航空发动机中静止结构件上的。在本实施例中，扩压组件110通过扩压本体111上的内安装边114安装到润滑冷却系统中高压轴上静止的固定密封件上，当然，内安装边114也可安装在其他静止结构件上。

本发明的扩压器结构100在航空发动机上的安装通过径向盖板121的径向安装边1211与承力机匣固定连接，作为一个承力的支点，通过扩压本体111上的内安装边114与航空发动机中的静止结构件连接，作为另一承力的支点，以传递航空发动机中的载荷。通过径向叶片组112上的固定部131与径向盖板121上的配合部132配合连接，将航空发动机内部的径向载荷在静止结构件上经内安装边114→径向叶片组112→固定部131→配合部132→径向盖板121并最终传递至承力机匣上，实现径向载荷的传递，以提高扩压器结构100的径向剪切载荷的承载能力，提高扩压器结构100工作的可靠性。

参见图5和图6，再进一步地，径向盖板121上还设置径向限位边1212，径向限位边1212与径向安装边1211分别设置于径向盖板121的两侧，径向限位边1212用于限制轴向盖板122的安装位置。轴向盖板122套设于扩压本体111上后，轴向盖板122的边缘能够与径向盖板121的径向限位边1212抵接，保证轴向盖板122安装到位。参见图3和图6，更进一步地，轴向盖板122的边缘设置有压边1221，压边1221向外扩展。压边1221能够便于轴向盖板122安装到扩压本体111上，提高安装效率。而且，压边1221沿轴向方向的宽度为3mm～5mm。较佳地，压边1221的截面呈弧形设置，当然也可呈倾斜设置。

参见图1和图4，作为一种可实施方式，每个径向叶片远离扩压本体111的一端上均设置固定部131。这样能够保证径向叶片与径向盖板121连接可靠，进而便于径向载荷的传递，提高扩压器结构100的径向承载能力。当然，在本发明的其他实施例中，其中几个径向叶片远离扩压本体111的一端上均设置固定部131。也就是说，具有固定部131的叶片可以是间隔设置的，而且可以间隔一个或者多个。本实施例中的扩压器结构100通过径向叶片上的固定部131与径向盖板121上的配合部132配合连接，实现径向载荷从扩压本体111上经固定部131与配合部132传递到径向盖板121上，进而传递到承力机匣上，提高扩压器结构100径向载荷的承载能力，以满足高性能扩压器结构100的高压比产生的高载荷条件。这样扩压器结构100能够在满足扩压稳流的同时，还能起到载荷传递的功能，简化扩压器结构100整体的复杂程度，提升扩压器结构100的气动性能。

进一步地，在径向叶片上，固定部131的数量为一个至八个。当固定部131的数量为至少两个时，至少两个固定部131沿径向方向间隔设置。这样能够进一步保证径向叶片组112与径向盖板121连接可靠，提升承载径向载荷的能力。在本实施例中，固定部131的数量为两个，两个固定部131间隔设置于径向叶片上。

本发明的扩压器结构100通过连接组件130连接径向盖板121与扩压组件110，使得扩压本体111受到的径向载荷通过固定部131及配合部132传递到径向盖板121上，并通过径向盖板121传递到承力机匣上，以提升扩压器结构100承载径向剪切载荷的能力使得气流能够平稳流动，提升扩压器结构100的可靠性，进而保证离心压气机的气动性能，提高航空发动机的可靠性。同时，固定部131与配合部132还可进一步固定连接，如焊接、粘接等方式，以减小各零部件之间的振动，进一步提升扩压器结构100振动的可靠性。而且，径向盖板121与轴向盖板122分体设置，还能便于盖板组件120的成型加工，减轻扩压器结构100的重量，进而减轻航空发动机的重量。

本发明还提供了一种离心压气机，包括离心叶轮及上述实施例中的扩压器结构100。扩压器结构100与离心叶轮并排设置，离心叶轮的出气端与扩压器结构100的径向气流通道相连通。扩压器结构100为静止件，并分别与航空发动机的承力机匣和航空发动机中的静止结构件连接，实现径向载荷的传递，提高扩压器的径向承载能力，进而提高离心压气机工作的可靠性。

本发明还提供一种航空发动机，包括上述实施例中的离心压气机及润滑冷却系统，离心压气机安装于润滑冷却系统上。离心压气机的离心叶轮安装于润滑冷却系统的轴上，离心压气机的扩压器结构100安装在润滑冷却系统中静止的封严环及航空发动机中的承力机匣上，通过扩压器结构100保证承载径向载荷的能力，降低航空发动机的振动，减轻航空发动机的重量。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (13)

1.一种扩压器结构，其特征在于，包括：

扩压组件，包括环形设置的扩压本体以及径向叶片组，所述径向叶片组沿径向方向设置于所述扩压器本体的端面上；

盖板组件，盖设于所述扩压组件上，所述盖板组件包括径向盖板，所述径向盖板盖设于所述扩压本体的端面上，所述径向叶片组、所述径向盖板及所述扩压本体形成径向气流通道；及

连接组件，连接所述径向盖板及所述扩压组件。

2.根据权利要求1所述的扩压器结构，其特征在于，所述连接组件包括固定部及配合部，所述固定部设置于所述径向叶片组上，所述配合部设置于所述径向盖板上；

或者，所述配合部设置于所述径向叶片组上，所述固定部设置于所述径向盖板上；

所述固定部与所述配合部配合连接。

3.根据权利要求2所述的扩压器结构，其特征在于，所述径向叶片组包括多个径向叶片，多个所述径向叶片围绕所述扩压本体的轴线分布；

每个所述径向叶片远离所述扩压本体的一端上均设置所述固定部，或者，其中几个所述径向叶片远离所述扩压本体的一端上均设置所述固定部。

4.根据权利要求3所述的扩压器结构，其特征在于，在所述径向叶片上，所述固定部的数量为一个至八个；

当所述固定部的数量为至少两个时，至少两个所述固定部沿径向方向间隔设置。

5.根据权利要求1所述的扩压器结构，其特征在于，所述连接组件包括固定部及配合部，所述固定部设置于所述扩压本体上，所述配合部设置于所述径向盖板上；

或者，所述固定部设置于所述径向盖板上，所述配合部设置于所述扩压本体上；

所述固定部与所述配合部配合连接。

6.根据权利要求2或5所述的扩压器结构，其特征在于，所述固定部为固定柱，所述配合部为安装槽；

或者，所述固定部为插片，所述配合部为插槽。

7.根据权利要求6所述的扩压器结构，其特征在于，所述固定部上设置有钩部，所述配合部上开设有钩槽，所述固定部安装于所述配合部中时，所述钩部钩设于所述钩槽中。

8.根据权利要求6所述的扩压器结构，其特征在于，所述固定部与所述配合部为过盈配合；

或者，所述固定部与所述配合部通过焊接或者胶粘方式固定。

9.根据权利要求1所述的扩压器结构，其特征在于，所述扩压组件还包括轴向叶片组，所述轴向叶片组沿轴向方向设置于所述扩压器本体的外周面上；

所述盖板组件还包括呈环形设置的轴向盖板，且所述轴向盖板由柔性材料加工制成；

所述轴向盖板套设于所述扩压本体上，且所述轴向叶片组能够与所述轴向盖板抵接，所述轴向叶片组、所述轴向盖板及所述扩压本体形成轴向气流通道，且所述轴向气流通道与所述径向气流通道相连通。

10.根据权利要求9所述的扩压器结构，其特征在于，所述轴向盖板与所述径向盖板分体设置。

11.根据权利要求9所述的扩压器结构，其特征在于，所述径向盖板上具有径向安装边及径向限位边，所述径向安装边与所述径向限位边分别设置于所述径向盖板的两侧；

所述径向安装边用于与航空发动机的承力机匣固定连接，所述径向限位边用于限制所述轴向盖板的安装位置；

所述轴向盖板的边缘设置有压边，所述压边向外扩展，所述压边沿轴向方向的宽度为3mm～5mm。

12.一种离心压气机，其特征在于，包括离心叶轮及如权利要求1至11任一项所述的扩压器结构；

所述扩压器结构与所述离心叶轮并排设置，所述离心叶轮的出气端与所述扩压器结构的径向气流通道相连通。

13.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求12所述的离心压气机及润滑冷却系统；

所述离心压气机安装于所述润滑冷却系统上。