CN110359971A - 航空发动机涡轮动叶冷却供气系统 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，在不同工况下提供不同的冷气量，以降低航空发动机的综合耗油率。绕发动机轴心线设置的多个预旋喷嘴分别向涡轮动叶引导冷却气体，至少一个预旋喷嘴至少具有相互独立的第一流路、第二流路，第一流路与第一冷却气源保持常通；对应至少一个预旋喷嘴设置的引气管路，引气管路具有入口端和出口端，出口端连接到第二流路，入口端连接到两冷却气源的邻接界面的第一冷却气源侧；以及对应至少一个引气管路设置的压力控制阀，设置成引气管路的入口端的开关装置，被构造成常闭阀并在邻接界面的第一冷却气源侧和第二冷却气源侧的压差达到压差阈值后开启。

Description

航空发动机涡轮动叶冷却供气系统

技术领域

本发明涉及航空发动机涡轮动叶冷却供气系统。

背景技术

耗油率(SFC)是大涵道比先进民用航空发动机产品在国际市场上竞争的重要指标。典型的涡轮冷却流路从压气机或燃烧室内环引出冷却空气，对发动机的热循环有不利影响，降低了压气机效率，提高了耗油率。所以应尝试各种手段以避免或弱化压气机引气带来的耗油率增大这一现象。

高压涡轮一级动叶冷却流路是从燃烧室内环引气，经过预旋喷嘴，对涡轮盘和叶片进行冷却。在高温起飞状态，用于高压涡轮一动叶身的冷气量需要满足冷却设计要求。在巡航等涡轮叶片小热负荷状态，不需要供给与高温起飞状态冷气量相当的冷气，但目前发动机上缺乏调节手段，不利于耗油率的降低。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，在不同工况下提供不同的冷气量，以降低航空发动机的综合耗油率。

一种航空发动机涡轮动叶冷却供气系统包括第一冷却气源、第二冷却气源，第二冷却气源与所述第一冷却气源之间具有邻接界面，所述邻接界面在第一冷却气源侧和第二冷却气源侧在至少一个工况下存在压差阈值；其中，绕发动机轴心线设置的多个预旋喷嘴分别向涡轮动叶引导冷却气体，至少一个预旋喷嘴至少具有相互独立的第一流路、第二流路，所述第一流路与所述第一冷却气源保持常通；对应至少一个预旋喷嘴设置的引气管路，所述引气管路具有入口端和出口端，出口端连接到所述第二流路，入口端连接到所述邻接界面的第一冷却气源侧；以及对应至少一个所述引气管路设置的压力控制阀，设置成所述引气管路的入口端的开关装置，被构造成常闭阀并在所述邻接界面的第一冷却气源侧和第二冷却气源侧的压差达到所述压差阈值后开启。

在一个或多个实施方式中，所述第一冷却气源为发动机燃烧室内环腔。

在一个或多个实施方式中，所述第二冷却气源为发动机的压气机出口篦齿后腔。

在一个或多个实施方式中，所述压力控制阀包括阀体、阀芯，所述阀芯具有第一承压侧、第二承压侧，所述阀体具有第一冷却气源侧开口、第二冷却气源侧开口以及阀体通道，所述阀芯的所述第一承压侧承受通过所述第一冷却气源侧开口引入的所述第一冷却气源压力，所述第二承压侧承受通过所述第二冷却气源侧开口引入的所述第二冷却气源压力，所述阀芯通过弹性部件保持在阻断所述阀体通道的位置，并因应所述第一承压侧和所述第二承压侧之间的压差达到所述压差阈值而移动，以打开所述阀体通道，所述阀体通道与所述引气管路的入口端连接。

在一个或多个实施方式中，所述邻接界面具有通道孔，所述阀体固定在所述通道孔中；所述阀芯为活塞形式设置在所述阀体中。

在一个或多个实施方式中，所述预旋喷嘴具有预混腔，所述第一流路与所述第二流路引入的气体在所述预混腔掺混后被供给给涡轮动叶。

在一个或多个实施方式中，航空发动机涡轮动叶为一级涡轮盘和转子叶片。

在一个或多个实施方式中，所述压差阈值被设置成在巡航或地面慢车工况下达到。

相对于无法调节引气流量的冷却系统，本发明增加设计引气管路，管路上连接数个阀门，形成数个可控引气流路，对冷气流量进行控制，叶片热负荷大时提供较大的冷气量，叶片热负荷小时减少冷气量，在不同工况下提供不同的冷气量，以降低航空发动机的综合耗油率。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是根据一个或多个实施方式的航空发动机的局部视图；

图2是根据一个或多个实施方式的压力控制阀的剖视图；

图3是图2所示的压力控制阀处于关闭位置的示意图；

图4是根据一个或多个实施方式的引气管路、预旋喷嘴在周向的布置示意图。

具体实施方式

下述公开了多种不同的实施所述的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本发明的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。

图1示出的是航空发动机在压气机出口至涡轮之间区域的结构，沿发动机的轴向半剖开，只显示了轴线上方的一部分。

参照图1，在一个或多个实施方式中，航空发动机涡轮动叶冷却供气系统包括第一冷却气源A、第二冷却气源B。第一冷却气源A和第二冷却气源B具有邻接界面12，邻接界面12在第一冷却气源侧和第二冷却气源侧在至少一个工况下存在压差阈值。航空发动机涡轮动叶冷却供气系统还包括绕发动机轴心线(在图中省略)设置的多个预旋喷嘴3，多个预旋喷嘴3分别向涡轮动叶(图中未显示)引导冷却气体，至少一个预旋喷嘴3至少具有相互独立的第一流路31、第二流路32，第一流路31与第一冷却气源A保持常通。航空发动机涡轮动叶冷却供气系统还包括对应至少一个预旋喷嘴3设置的引气管路2，引气管路2具有入口端20和出口端21，出口端21连接到第二流路32，入口端20连接到邻接界面12的第一冷却气源侧。航空发动机涡轮动叶冷却供气系统还对应至少一个引气管路2设置的压力控制阀1，压力控制阀1设置成引气管路2的入口端20的开关装置，被构造成常闭阀并在邻接界面12的第一冷却气源侧和第二冷却气源侧的压差达到压差阈值后开启。

在发动机不同工况下，第一冷却气源A与第二冷却气源B之间的压差显著不同，压力控制阀1利用这一现象，通过感受不同的压差来控制自身的开关。压力控制阀1被设计为在压差阈值时启动，具体而言，当压力控制阀1所在处感受到的压差到达或超过预定压差阈值时，压力控制阀1从关闭位置启动到打开位置以允许冷却空气通过该通路流动。当所在处感受到的压差在预定压差阈值以下时，压力控制阀1保持关闭状态。因此可以针对不同工况打开压力控制阀1，进而在不同工况改变预旋喷嘴3提供的冷气量，以在整体上降低发动机耗油率，提高发动机效率。

在如图1所示的实施方式中，第一冷却气源A为发动机燃烧室内环腔。第二冷却气源B为发动机的压气机出口篦齿后腔。压气机15的出口151连接到燃烧室，在燃烧室中分成三股气流，一路沿燃烧室外环腔142流动，一路流入到燃烧器腔体140参与燃烧，一路沿燃烧室内环腔141流动。在发动机不同工况下，燃烧室内环腔(A处)腔压与压气机CDP篦齿后腔(B处)腔压之间的压差将显著不同，例如在巡航状态或或地面慢车等叶片低热负荷条件下，发动机燃烧室内环腔与压气机出口篦齿后腔之间的压差较小，压力控制阀1关闭，对冷却高压涡轮的冷气进行被动控制，降低冷气的用量。在起飞阶段，叶片热负荷大时，发动机燃烧室内环腔与压气机出口篦齿后腔之间的压差达到设定的阈值，预旋喷嘴3的第二流路也开启，提供较大的冷气量，叶片热负荷小时减少冷气量，以降低发动机耗油率，提高发动机效率。

如图2和图3所示，在一个或多个实施方式中，压力控制阀包括阀体5、阀芯6，阀芯6具有第一承压侧61、第二承压侧62，阀体5具有第一冷却气源侧开口41、第二冷却气源侧开口42以及阀体通道7。阀芯6的第一承压侧61承受通过第一冷却气源侧开口41引入的第一冷却气源压力，第二承压侧62承受通过第二冷却气源侧开口42引入的第二冷却气源压力，阀芯6通过弹性部件8保持在阻断阀体通道7的位置，并因应第一承压侧61和第二承压侧62之间的压差达到压差阈值而移动，以打开阀体通道7，阀体通道7与引气管路2的入口端20连接。

在一个或多个实施方式中，继续参照图2，邻接界面12具有通道孔120，阀体7固定在通道孔120中；阀芯6为活塞形式设置在阀体7中。

在一个或多个实施方式中，预旋喷嘴3具有预混腔，第一流路31与第二流路32引入的气体在预混腔掺混后被供给给涡轮动叶。航空发动机涡轮动叶为一级涡轮盘和转子叶片。

在图1至图3所示的实施例中，邻接界面12为燃烧室内支撑9，阀体5安装在燃烧室内支撑9上，并且贯穿壁面，上半部分带开口41。阀芯6通过弹性部件8连接在阀体5上，上部感受燃烧室内环腔气流静压，下部感受压气机出口(CDP)篦齿后腔气流静压。阀芯的工作位置包括打开位置和关闭位置。打开时如图2所示，在气源A与气源B气流压差的作用下，阀芯运动到最大上位移处并机械卡死，允许冷却空气通过阀体上的引气孔，穿过阀门，进入引气管路2。关闭时如图3所示，在气源A与气源B气流压差的作用下，阀芯运动到最大下位移处并机械卡死，阻止冷却空气通过阀体通道7，进而阻止引气管路2的引气。

压力控制阀存在一个设计压差阈值，使得阀芯在压差驱动下，克服弹簧弹力，运动到最大上位移处，开启阀门，允许引气。但当压差未达到设计阈值时，阀芯始终在弹力、压力的作用下处于最大下位移处，保持关闭。

引气管路被配置为周向多个，对于每一个引气管路，其左端连接压力控制阀，右端连接预旋喷嘴的可调流路部分(第二流路)。预旋喷嘴的不可调流路(第一流路)连接燃烧室内环引气孔，在发动机的所有工况保持引气，不进行调节。如图4所示，附图标记10表示预旋喷嘴的不可调流路在周向的分部，附图标记11表示连接引气管路的可调流路部分在周向的分部，其中黑色梯形孔表示引气管。图4仅示意性地表示在周向布置预旋喷嘴以及引气管路的一个方式，其中的可调流路部分和引气管路的数量可以根据不同的设计需求有不同变化。

根据发明人的一项测试，与不设置引气管路的情况相比，根据本发明的实施方式可显著降低巡航状态叶片冷气用量，改善发动机耗油率。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (8)

1.航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，其特征在于，包括：

第一冷却气源，提供冷却气流；

第二冷却气源，提供冷却气流，与所述第一冷却气源之间具有邻接界面，所述邻接界面在第一冷却气源侧和第二冷却气源侧在至少一个工况下存在压差阈值；

绕发动机轴心线设置的多个预旋喷嘴，分别向涡轮动叶引导冷却气体，至少一个预旋喷嘴至少具有相互独立的第一流路、第二流路，所述第一流路与所述第一冷却气源保持常通；

对应至少一个预旋喷嘴设置的引气管路，所述引气管路具有入口端和出口端，出口端连接到所述第二流路，入口端连接到所述邻接界面的第一冷却气源侧；以及

对应至少一个所述引气管路设置的压力控制阀，设置成所述引气管路的入口端的开关装置，被构造成常闭阀并在所述邻接界面的第一冷却气源侧和第二冷却气源侧的压差达到所述压差阈值后开启。

2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，其特征在于，所述第一冷却气源为发动机燃烧室内环腔。

3.如权利要求1所述的航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，其特征在于，所述第二冷却气源为发动机的压气机出口篦齿后腔。

4.如权利要求1所述的航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，其特征在于，所述压力控制阀包括阀体、阀芯，所述阀芯具有第一承压侧、第二承压侧，所述阀体具有第一冷却气源侧开口、第二冷却气源侧开口以及阀体通道，所述阀芯的所述第一承压侧承受通过所述第一冷却气源侧开口引入的所述第一冷却气源压力，所述第二承压侧承受通过所述第二冷却气源侧开口引入的所述第二冷却气源压力，所述阀芯通过弹性部件保持在阻断所述阀体通道的位置，并因应所述第一承压侧和所述第二承压侧之间的压差达到所述压差阈值而移动，以打开所述阀体通道，所述阀体通道与所述引气管路的入口端连接。

5.如权利要求4所述的航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，其特征在于，所述邻接界面具有通道孔，所述阀体固定在所述通道孔中；所述阀芯为活塞形式设置在所述阀体中。

6.如权利要求1所述的航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，其特征在于，所述预旋喷嘴具有预混腔，所述第一流路与所述第二流路引入的气体在所述预混腔掺混后被供给给涡轮动叶。

7.如权利要求1所述的航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，其特征在于，航空发动机涡轮动叶为一级涡轮盘和转子叶片。

8.如权利要求1所述的航空发动机涡轮动叶冷却供气系统，其特征在于，所述压差阈值被设置成在巡航或地面慢车工况下达到。