CN113530684A - 涡轮供气系统以及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡轮供气系统以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化涡轮供气系统。该涡轮供气系统包括引流管、集流部件、整流部件以及叶片。引流管，包括流入口和流出口，所述引流管被构造为引入流体。集流部件包括集流腔以及与所述集流腔连通的集流入口和集流出口；所述集流入口与所述引流管的流出口流体连通。整流部件设置于所述集流腔内部，所述整流部件被构造为整流进入到所述集流腔内的流体。叶片包括空腔，所述空腔与所述集流部件的集流出口流体连通。上述技术方案，使得进入到叶片内部的冷却流体更加均匀，并且减少了进入到叶片内部的沙尘。

Description

涡轮供气系统以及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡轮供气系统以及航空发动机。

背景技术

发动机包括压气机、涡轮等部件。工作过程中，各个部件所处的工作环境温度高，所以需要冷却相关的部件。比如，从压气机叶尖引出冷却流体到涡轮处，以对涡轮导向器叶片等部件进行冷却。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：上述方式的冷却效果不好并且容易导致叶片烧蚀。

发明内容

本发明提出一种涡轮供气系统以及航空发动机，用以优化涡轮供气系统。

本发明实施例提供了一种涡轮供气系统，包括：

引流管，包括流入口和流出口，所述引流管被构造为引入流体；

集流部件，包括集流腔以及与所述集流腔连通的集流入口和集流出口；所述集流入口与所述引流管的流出口流体连通；

整流部件，设置于所述集流腔内部，且将所述集流腔分为第一腔和第二腔；所述第一腔的入口作为集流入口，所述第二腔的出口作为集流出口；所述第一腔和所述第二腔通过所述整流部件连通；所述整流部件被构造为对进入到所述集流腔内的流体进行整流；以及

叶片，包括空腔，所述空腔与所述集流部件的集流出口流体连通。

在一些实施例中，所述整流部件包括：

第一区域，正对着所述引流管的流出口，且所述第一区域是实心的；以及

第二区域，围绕所述第一区域，且所述第二区域设置有整流孔。

在一些实施例中，所述整流部件被构造为弧形或者环形的孔板，所述第二区域靠近中心区域的整流孔的排布密度低于所述第二区域靠近边缘区域的整流孔的排布密度。

在一些实施例中，所述第二区域包括第一孔板区和第二孔板区，所述第二孔板区包围所述第一孔板区的外侧，所述第一孔板区的整流孔密度低于所述第二孔板区的整流孔密度。

在一些实施例中，所述第一孔板区被构造为圆形的，所述第一孔板区的展开直径为所述引流管直径的1.5倍以上。

在一些实施例中，所述第一区域被构造为弧形的，所述第一区域的展开直径为所述引流管直径的0.5～1倍。

在一些实施例中，所述孔板的整流孔所占的孔板表面积为所述孔板总表面积的40％～60％。

在一些实施例中，所述整流部件被构造为环形的，且包括两个以上；相邻两圈所述整流部件上的整流孔沿着所述整流部件的径向方向错开布置。

在一些实施例中，涡轮供气系统还包括：

机匣，包括内机匣和外机匣，所述内机匣和所述外机匣共同作为所述集流部件；所述集流腔为所述内机匣和所述外机匣之间的空腔；所述叶片安装于所述内机匣的内腔；以及

第一安装座，安装于所述外机匣，所述引流管由所述第一安装座安装定位。

在一些实施例中，所述叶片包括多个，多个所述叶片沿着所述内机匣的周向间隔设置。

在一些实施例中，涡轮供气系统还包括：

机匣，所述叶片安装于所述机匣内部，所述机匣的壁体被构造为单层的；

第二安装座，安装于所述机匣的外部，所述集流部件通过所述第二安装座与所述机匣固定。

在一些实施例中，所述引流管的数量为两个以上，每个所述引流管均对应设置一个所述整流部件。

在一些实施例中，所述集流腔被构造成与所述集流腔的形状匹配的环形。

本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的涡轮供气系统。

上述技术方案提供的涡轮供气系统，气流从引流管出来后进入集流部件的集流腔。整流部件用于冲击耗散经由引流管进入到集气腔内的流体的射流速度，降低甚至消除该气流对正对着引流管的出口的叶片的冲击。通过整流部件将集流腔内流场整流，使得大的流体扰动均转化为小的流体漩涡，使得集流腔内压力分布均匀，后续流体沿着整流腔的周向方向均匀进入位于集气腔下游的叶片(具体比如为涡轮叶片或者涡轮级间机匣整流叶片)的空腔中，冷却叶片后进入发动机内部进行进一步冷却。该整流部件除了实现整流效果外，同时可以将引气存在的沙尘进行过滤和隔离，减少进入叶片的沙尘，降低甚至避免因沙尘堵塞流体通道导致的叶片被烧蚀的现象，同时实现了提高了叶片冷却供气均匀性和除尘功能。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施方案提供的涡轮供气系统及气流流动示意图；

图2为本发明实施方案提供的涡轮供气系统的剖视示意图；

图3为本发明实施方案提供的涡轮供气系统的整流部件周向展开放大后的示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图3对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

发动机内部的整流叶片和涡轮叶片均有冷却和出尘的需要。在后文各个实施例中，叶片4具体可以为整流叶片或者涡轮导叶。

参见图1至图3，本发明实施例提供一种涡轮供气系统，包括引流管1、集流部件2、整流部件3以及叶片4。

在一些实施例中，参见图1和图2，涡轮供气系统包括机匣5和第一安装座6。机匣5的壁体为双层结构，即机匣5包括内机匣51和外机匣52。内机匣51和外机匣52都为环形的结构。内机匣51和外机匣52都是集流部件2的一部分。内机匣51和外机匣52之间的腔体作为集流腔20。叶片4安装于内机匣51的内腔。第一安装座6安装于外机匣52，引流管1由第一安装座6安装定位。

第一安装座6安装固定于机匣5的外机匣52，第一安装座6作为引流管1的安装基础且用于安装引流管1。引流管1包括流入口11和流出口12。具体来说，第一安装座6具有通孔，引流管1的流出口12所在的一端与第一安装座6的通孔内壁固定在一起。引流管1的流出口12与集流腔20连通，以将气流从气源处输送至集流腔20中。

引流管1比如采用软质管或者橡胶管等，引流管1的直径与所需要冷却的叶片4的空腔41相关。如果需要叶片4的空腔41尺寸大，则在允许的条件下，引流管1的直径可以设置的尽量粗一些。

参见图1和图2，在一些实施例中，引流管1的数量为两个以上，每个引流管1均对应设置一个整流部件3。引流管1包括多根或者一根，各根引流管1沿着机匣5的周向均匀布置。上述设置方式，实现了经由多根引流管1进入到集气腔20内部，使得流体进入集气腔20更加快速、均匀。

参见图1和图2，集流部件2包括集流腔20以及与集流腔20连通的集流入口21和集流出口22。集流入口21与引流管1的流出口12流体连通。集流入口21的集流出口22与叶片4的空腔41流体连通。整流部件3设置于集流腔20内部。整流部件3设置于集流腔20内部，且将集流腔20分为第一腔201和第二腔202。第一腔201的入口作为集流入口21，第二腔202的出口作为集流出口22。第一腔201和第二腔202通过整流部件3连通。第一腔201有整流、缓冲的效果。第二腔202也有整流、缓冲的效果。整流部件3被构造为均流进入到集流腔20内的流体，且对进入到集流腔20内的流体除尘，即整流部件3被构造为对进入到集流腔20内的流体进行整流。叶片4包括空腔41，空腔41与集流部件2的集流出口22流体连通。

集流部件2是航空发动机内部的环形腔体，集流部件2被构造为收集管路供气后提供给发动机内部的冷却流路。

在一些实施例中，集流腔20被构造为环形的，整流部件3被构造为与集流腔20的形状匹配的环形。每个整流部件3比如为弧形的孔板，多块孔板拼凑形成环形的的结构。

气流从集流腔20的集流入口21进入到集流腔20中之后，经过整流部件3均流和除尘后再流向集流腔20的集流出口22。集流腔20的作用是收集引流管1的气流，气流在集流腔20内被稳压，而后进入位于集流腔20下游冷却叶片4。理想情况下，气流在集流腔20中动压完全耗散，气流可以均匀进入下游。但实际产品中，因为集流腔20尺寸有限，引流管1周向数量有限，引流管1出来气流为射流状态并不能完全耗散；且集流腔20下游的叶片4也是周向离散布置的，且数量一般大于引流管1数量，所以会存在正对管路出口的叶片4因管路出口射流影响压力高，周向上各叶片4冷却流量分配不均匀的情况。设置整流部件3则能够有效缓解甚至消除上述的各不良现象。

具体来说，设置整流部件3之后，气流的流动路径如下：气流通过若干引流管1引出。引流管1沿径向连接到固定于机匣5的第一安装座6。第一安装座6径向向内连接环形集流腔20的壁体。气流经引流管1的流出口12和第一安装座63上的通孔后集流腔20的上半部分，从第一安装座6出来的冷却流体射流冲击到了整流部件3的第一区域，即射流冲击核心区ZONE1，冲击后径向向内的气流速度被耗散。气流周向扩散，能量将逐渐降低。在能量较大的第二区域34的第一孔板区341，即射流外围区域ZONE2稀疏开孔使得正对第一安装座6出口的几处涡轮叶片进口流量不至于过大。射流外围区域以外流体的扰动，流体的大漩涡被孔板上的密集的开孔打碎整流，孔板出口的气流流场接近均匀，并以均等的机会进入各叶片4进行冷却。

可见，上述技术方案，通过设置整流部件3，使得流出引流管1的气流更加均匀，进而使各个叶片4得到更加均匀的冷却，也可以降低气流的射流速度，避免各个叶片4因不均匀冷却而导致局部变形，进而避免叶片4转静子之间出现碰磨情况，提高发动机的安全性。另外，上述技术方案还提高了涡轮导叶冷却流量均匀性，从而提高了温度场和变形的均匀性，降低甚至防止了因冷却不均匀导致变形不均匀而发生转静子碰磨等后果。

另外，发动机叶片4上有很多气膜孔尺寸较小，压气机引气中如果含有沙尘可能堵塞气膜孔，造成叶片4烧蚀。上述技术方案，还对引流管1引入到涡轮的流路除尘进行了考虑：通过引流管1出来射流的沙尘在的整流部件3上未开孔区域冲击后丧失径向向内的速度并损失动能，降低穿越孔的可能性；沙尘落入未开孔区域以及孔之间的区域将附着在壁面，且越靠近射流中心区域开孔越稀疏，沙尘落入板上且不进入孔的概率更高，故有效降低了因沙尘可能堵塞气膜孔造成的叶片4被烧蚀的现象。

综上，上述技术方案，通过引流管1出来射流的沙尘在的整流部件3上未开孔区域冲击后丧失径向向内的速度并损失动能，降低穿越孔的可能性。该发明消除了因引流管1出口径向射流的冲击效应导致正对引流管1的叶片4冷气流量显著高于其他叶片4的情况，降低了周向冷却不均匀性，相应的机匣5周向变形不均匀性也可以缓解，同时降低了涡轮叶片被沙尘堵住的风险。

参见图3，在一些实施例中，整流部件3包括第一区域33以及第二区域34。第一区域33正对着引流管1的流出口12，且第一区域33是实心的，即第一区域33没有设置整流孔35。第二区域34围绕第一区域33，且第二区域34设置有整流孔35。

冷却和除尘流体的流向为：气流从引流管从压气机引出，经过引流管末端进入涡轮导叶上方的集流腔，然后进入涡轮导叶以冷却涡轮导叶。在周向上的气流分配如图1所示，由于引流管末端与第一安装座的通孔中心线方向沿着机匣5的径向向内，气流径向方向朝内产生冲击。本发明实施例的技术方案，正对着引流管出口的集流部件3的第一区域33没有孔，即第一区域33是实心的，所以即便该区域受到的气流流量远大于其余区域，气流也不会直接进入到正对着引流管1出口的叶片4，而是在集流腔20内被整流、均流且被整流部件3除尘后，较为均匀地进入到各个叶片4中。

参见图3，在一些实施例中，第二区域34包括第一孔板区341和第二孔板区342，第二孔板区342包围第一孔板区341的外侧，第一孔板区341的整流孔35密度低于第二孔板区342的整流孔35密度。

上述技术方案，部分沙尘落在整流部件3的未开孔区域，另外部分沙尘会附着在整流孔35与整流孔35之间的壁面。整流部件3越靠近射流中心区域处整流孔35的开孔越稀疏，沙尘落在整流部件3上而不进入整流孔35的概率更高。整流部件3采用上述孔板的结构形式，除了实现整流效果外，同时可以将引气中存在的沙尘进行过滤和隔离，减少进入叶片4的沙尘。通过引流管1出来射流的沙尘在的整流部件3上未开孔区域冲击后丧失径向向内的速度并损失动能，降低穿越孔的可能性；沙尘落入未开孔区域以及孔之间的区域将附着在壁面，且越靠近射流中心区域开孔越稀疏，沙尘落入板上不进入孔的概率更高。

在一些实施例中，整流部件3被构造为弧形或者环形的孔板，第二区域34靠近中心区域的整流孔35的排布密度低于第二区域34靠近边缘区域的整流孔35的排布密度。

各个整流孔35尺寸和数量根据发动机具体型号数据具体设计，为了实现更好的除尘一般在不超过2mm；经过集流腔20流场计算后可以对孔板上的孔间距和排布进行优化，如将均布改为远离冲击核心区逐次加密等，均是本发明实施例可能的实现方式。图1和图2所示的整流孔35为垂直开孔，所谓垂直是指在图3所示的展开图中，整流孔35的中轴线垂直于整流部件3的最大延展面。

上述技术方案，在涡轮集流腔20中周向整环设置多孔的整流部件3，整流部件3在正对第一安装座6出口的靶面核心区域不开孔，外围区域稀疏开孔，其余区域密集开孔。整流部件3的上述类似于靶面的设计将引流管1第一安装座6出口的径向向内的射流速度冲击耗散，消除正对引流管1第一安装座6出口的叶片4的冲击，通过射流靶面外围区稀疏开孔到远离射流靶面区域密集开孔的孔板，将集流腔20内的气流流场整流，并将大的气流扰动均转化为小的气流漩涡，使得集流腔20内的流体沿着集流腔20周向均匀进入叶片4的空腔41中。

在另一些实施例中，整流孔35还可以采用倾斜开孔，开孔角度与壁面法向夹角在0～90°之间均可，比如为20°、45°。将整流孔35设计为斜孔，流体中携带的沙尘在进入整流孔35时，气流中的灰层在倾斜的孔壁上也可能弹出，从而进一步增加整流孔35进入到叶片4的空腔41内的难度，降低因沙尘堵塞叶片4其他区域的气膜孔而导致的叶片4被烧蚀的几率。

参见图3，在一些实施例中，第一孔板区341被构造为圆形的，第一孔板区341的展开直径为引流管1直径的1.5倍以上，最大不超过集流腔20轴向宽度。第一孔板区341的形状与引流管1的形状匹配，第一孔板区341展开后为圆形的，圆形的直径为展开直径。由于第一孔板区341距离第一区域33距离较近，这种设置方式使得进入到第一孔板区341的气流数量较少，而流动到第二孔板区342的气流多，最终使得各个叶片4均匀进气。

参见图3，在一些实施例中，第一区域33被构造为弧形的，且第一区域33展开后为圆形的，圆形的直径为展开直径。第一区域33的展开直径为引流管1直径的0.5～1倍。这种设置方式使得第一孔板区341能够更有效地减缓、消除从引流管1输出的气流冲击。

参见图3，在一些实施例中，孔板的整流孔35所占的孔板表面积为孔板总表面积的40％～60％。

对于密集开孔区域，因气流过来的方式主要是靠扩散，带动的沙尘量相对较少，且未开孔面积与开孔面积之比在1:1以上，沙尘只有不到一半的概率进入孔。沙尘进入孔上方后，大于孔径的沙尘会无法进入，起到过滤作用。对于密集开孔区域，因气流过来的方式主要是靠扩散，带动的沙尘量相对较少，且未开孔面积与开孔面积之比在1:1以上，沙尘只有不到一半的概率进入孔；沙尘进入孔上方后，大于孔径的沙尘会无法进入，起到过滤作用。

在一些实施例中，整流部件3被构造为环形的，且包括两个以上；相邻两圈整流部件3上的整流孔35沿着整流部件3的径向方向错开布置。上述多层布置整流部件3的实现方式，使得侥幸通过外圈第一层整流部件3的沙尘可能在第二层整流部件3上进一步被隔离，提高除尘效率，也使得均流效果得以提高。

在一些实施例中，叶片4包括多个，多个叶片4沿着内机匣51的周向间隔设置。采用上述技术方案，各个叶片4据能够被均匀冷却。

上述技术方案提供的涡轮供气系统，流体的流动路径如下：发动机从压气机叶尖引气到涡轮处对涡轮导向器叶片4等部件进行冷却，需要通过若干引流管1引出，引流管1沿径向连接到机匣5上的第一安装座6，第一安装座6径向向内连接环形集流腔20。集流腔20下游为涡轮导叶，或者为涡轮级间机匣5整流叶片。引流管1周向均匀布置，导叶是离散结构，沿着机匣5的周向分布若干数量。冷气经引流管1和第一安装座6进入集流腔20，然后进入涡轮导向器叶片4或者整流叶片，冷却叶片4后进入发动机内部进行进一步冷却。

即便目前的涡轮冷却供气因发动机引流管1数量有限，气流经引流管1后通过几个第一安装座6的开口进入集流腔20，出口具备较大的径向射流速度。上述技术方案由于设置了整流部件3，能有效降低正对着引流管1的叶片4受到的冲击，使得进入到该叶片4的冷气流量不会较其他位置的叶片4更大较大，进而使得所有叶片4的进气量和进气压力更为均衡，使得周向各叶片4的温度场均匀，进而使得叶片4乃至机匣5变形均匀。降低了因为变形不均匀可能导致的叶片4转静子之间出现碰磨情况，提高了发动机的可靠性。

另外，上述技术方案，降低了因向叶片4内部引入冷却气流带来的沙尘将堵塞叶片4的现象，有效实现了除尘。具体原因为：通过引流管1出来随冷却气射流进入的沙尘在整流部件3上未开孔的核心区ZONE1冲击损失了动能和径向速度；降低了穿越孔的可能性；沙尘落入孔之间的整流部件3未开孔区域将落在板面附着而无法未进入孔，且靠近射流中心区域ZONE2开孔稀疏，灰层落入板上不进入孔的概率更高；对于ZONE3的区域，一方面气流到达ZONE3的区域主要通过周向和轴向扩散，动能较小，携带沙尘能力有限，另一方面到达孔和板面的概率基本相当，进一步降低了沙尘数量；沙尘进入整流孔35时在倾斜的孔壁上也可能弹出进一步提高进入难度；通过整流孔35孔径设计筛选过滤沙尘，最终到达气流孔的沙尘也可能由于直径较大无法通过整流部件3。从而降低了冷却气的沙尘含量，而无法通过整流孔35的沙尘可以在维修时一并清除。

在另外一些实施例中，涡轮供气系统还包括壁体被构造为单层的机匣和第二安装座。叶片4安装于机匣5内部。第二安装座安装于机匣5的外部，集流部件2通过第二安装座与机匣5固定。集流部件2采用独立的单独部件，固定于机匣5的外部。

上述设置方式，除了集气腔20的形成方式与上述的各个实施例不相同。在上述各个实施例中，集气腔20借助机匣5本身壁体为双层的特性，直接借助机匣5形成。而在另外一些实施例中，机匣5的壁体为单层的，所以需要单独设置集流部件2，集流部件2只要是具有作为集流腔20的结构基本都可以。另外，集流部件2采用单独的结构，并不会影响整流部件3的结构，所以在该另外一些实施例中，整流部件3的结构可以参见上文各实施例所述。

在上述各个实施例中，需要说明的是，附图中给出的示例为4个引流管1和第一安装座6、12个涡轮导叶的情况。但是，引流管1和第一安装座6数目以及相关的涡轮导向器叶片4数目并不限定于此，各类数量均在本发明实施例的范畴内。另外本发明实施例各示意图给出的整流部件3的整流孔35的孔径和孔数均为示意性，各孔径和孔排布方式均在本发明的保护范畴。

上述技术方案提供的涡轮供气系统，实现了周向均匀冷却，使得温度场不均匀，所以不会导致叶片乃至涡轮机匣变形不均匀，也能减少甚至杜绝因叶片乃至涡轮机匣变形不均匀导致的涡轮叶片转静子之间出现碰磨情况，提高了发动机的安全性能；并且，上述技术方案能够实现过滤沙尘的作用，降低甚至杜绝了因沙尘堵塞涡轮叶片气膜孔导致的叶片烧蚀现象。

本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案提供的涡轮供气系统。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (14)

1.一种涡轮供气系统，其特征在于，包括：

引流管(1)，包括流入口(11)和流出口(12)，所述引流管(1)被构造为引入流体；

集流部件(2)，包括集流腔(20)以及与所述集流腔(20)连通的集流入口(21)和集流出口(22)；所述集流入口(21)与所述引流管(1)的流出口(12)流体连通；

整流部件(3)，设置于所述集流腔(20)内部，且将所述集流腔(20)分为第一腔(201)和第二腔(202)；所述第一腔(201)的入口作为集流入口(21)，所述第二腔(202)的出口作为集流出口(22)；所述第一腔(201)和所述第二腔(202)通过所述整流部件(3)连通；所述整流部件(3)被构造为对进入到所述集流腔(20)内的流体进行整流；以及

叶片(4)，包括空腔(41)，所述空腔(41)与所述集流部件(2)的集流出口(22)流体连通。

2.根据权利要求1所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述整流部件(3)包括：

第一区域(33)，正对着所述引流管(1)的流出口(12)，且所述第一区域(33)是实心的；以及

第二区域(34)，围绕所述第一区域(33)，且所述第二区域(34)设置有整流孔(35)。

3.根据权利要求2所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述整流部件(3)被构造为弧形或者环形的孔板，所述第二区域(34)靠近中心区域的整流孔(35)的排布密度低于所述第二区域(34)靠近边缘区域的整流孔(35)的排布密度。

4.根据权利要求3所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述第二区域(34)包括第一孔板区(341)和第二孔板区(342)，所述第二孔板区(342)包围所述第一孔板区(341)的外侧，所述第一孔板区(341)的整流孔(35)密度低于所述第二孔板区(342)的整流孔(35)密度。

5.根据权利要求4所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述第一孔板区(341)被构造为圆形的，所述第一孔板区(341)的展开直径为所述引流管(1)直径的1.5倍以上。

6.根据权利要求3所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述第一区域(33)被构造为弧形的，所述第一区域(33)的展开直径为所述引流管(1)直径的0.5～1倍。

7.根据权利要求3所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述孔板的整流孔(35)所占的孔板表面积为所述孔板总表面积的40％～60％。

8.根据权利要求1所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述整流部件(3)被构造为环形的，且包括两个以上；相邻两圈所述整流部件(3)上的整流孔(35)沿着所述整流部件(3)的径向方向错开布置。

9.根据权利要求1所述的涡轮供气系统，其特征在于，还包括：

机匣(5)，包括内机匣(51)和外机匣(52)，所述内机匣(51)和所述外机匣(52)共同作为所述集流部件(2)；所述集流腔(20)为所述内机匣(51)和所述外机匣(52)之间的空腔(41)；所述叶片(4)安装于所述内机匣(51)的内腔；以及

第一安装座(6)，安装于所述外机匣(52)，所述引流管(1)被所述第一安装座(6)安装定位。

10.根据权利要求9所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述叶片(4)包括多个，多个所述叶片(4)沿着所述内机匣(51)的周向间隔设置。

11.根据权利要求1所述的涡轮供气系统，其特征在于，还包括：

机匣(5)，所述叶片(4)安装于所述机匣(5)内部，所述机匣(5)的壁体被构造为单层的；

第二安装座，安装于所述机匣(5)的外部，所述集流部件(2)通过所述第二安装座与所述机匣(5)固定。

12.根据权利要求1所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述引流管(1)的数量为两个以上，每个所述引流管(1)均对应设置一个所述整流部件(3)。

13.根据权利要求1所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述集流腔(20)被构造成与所述集流腔(20)的形状匹配的环形。

14.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～13任一所述的涡轮供气系统。

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