CN114635796B - 航空发动机引气冷却系统及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机引气冷却系统及航空发动机。其中，航空发动机引气冷却系统包括：第一涡轮；燃烧室，设于第一涡轮的上游，燃烧室其包括内机匣和外机匣，内机匣设于外机匣的内部；压气机，设于燃烧室的上游，压气机包括转子，转子的末段伸入内机匣的内部；封严组件，设于转子的末段与内机匣之间；其中，封严组件、压气机、转子的末段与内机匣围成空腔；以及第一连接件，设于空腔，且连接压气机与封严组件，以将空腔分隔为第一腔和第二腔；第一连接件设有第一孔；其中，第一腔被配置为从压气机引气，第一腔内的部分气体通过第一孔进入第二腔，以冷却转子的末段。本发明可降低压气机后轴颈的热负荷。

Description

航空发动机引气冷却系统及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种航空发动机引气冷却系统及航空发动机。

背景技术

在航空燃气涡轮发动机中，核心部件由压气机、燃烧室和涡轮组成。压气机提供压缩后的高压气体，在燃烧室与燃油燃烧后，高压高温的燃气，流过与压气机装在同一轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀做功带动压气机转动。由于流经涡轮主流道的燃气温度过高，通常超过涡轮材料的长期使用温度，为了使某一个发动机部件达到合适的冷却效果，需要引入合适温度和压力的空气。

发明内容

本发明的一些实施例提出一种航空发动机引气冷却系统及航空发动机，用于缓解发动机一些部件温度较高的问题。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机引气冷却系统，其包括：

第一涡轮；

燃烧室，设于所述第一涡轮的上游，所述燃烧室其包括内机匣和外机匣，所述内机匣设于所述外机匣的内部；

压气机，设于所述燃烧室的上游，所述压气机包括转子，所述转子的末段伸入所述内机匣的内部；

封严组件，设于所述转子的末段与所述内机匣之间；其中，所述封严组件、所述压气机、所述转子的末段与所述内机匣围成空腔；以及

第一连接件，设于所述空腔，且连接所述压气机与所述封严组件，以将所述空腔分隔为第一腔和第二腔；所述第一连接件设有第一孔；

其中，所述第一腔被配置为从所述压气机引气，所述第一腔内的部分气体通过所述第一孔进入第二腔，以冷却所述转子的末段。

在一些实施例中，所述封严组件包括封严篦齿、第二连接件和第三连接件，所述第二连接件的第一端连接所述内机匣，所述第二连接件的第二端设有与所述封严篦齿配合的配合面，所述第三连接件的第一端连接所述转子的末段，所述第三连接件的第一端设置所述封严篦齿，所述封严篦齿与所述配合面配合实现封严。

在一些实施例中，所述第二连接件设有第二孔，所述第一腔内的部分气体通过所述第二孔流向所述第一涡轮。

在一些实施例中，所述第二孔为倾斜孔，所述第二孔向所述第一涡轮的方向倾斜，或者，所述第二孔的倾斜方向与所述转子的转动方向一致。

在一些实施例中，所述封严篦齿与所述配合面之间为零间隙配合。

在一些实施例中，所述第一孔为倾斜孔，其倾斜方向与所述转子的转动方向一致。

在一些实施例中，所述压气机包括扩压器，所述第一腔被配置为从所述扩压器引气。

在一些实施例中，所述第一腔被配置为从所述扩压器的出口的中间位置和/或出口的末端引气。

在一些实施例中，所述压气机的主流道被配置为与所述第二腔连通，所述第二腔内的部分气体进入所述主流道，所述封严组件被配置为连通所述第二腔与所述第一涡轮，所述第二腔内的部分气体通过所述封严组件流向所述第一涡轮。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机引气冷却系统。

基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：

在一些实施例中，通过封严组件、压气机、转子的末段与内机匣围成空腔；通过第一连接件将空腔分隔为第一腔和第二腔，第一连接件设有第一孔；第一腔从压气机引冷气，第一腔内的部分气体通过第一孔进入第二腔，用于冷却转子的末段，可以降低压气机后轴颈的热负荷，不需要更换更好的材料即可满足强度要求。

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为根据本发明一些实施例提供的航空发动机的示意图；

图2为根据本发明一些实施例提供的航空发动机引气冷却系统的示意图；

图3为根据本发明一些实施例提供的第一气孔的设置位置及放大示意图。

附图中标号说明如下：

1-风扇；

2-增压级；

3-压气机；31-转子；32-扩压器；33-主流道；

4-燃烧室；41-内机匣；

5-第一涡轮；

6-第二涡轮；

7-封严组件；71-封严篦齿；72-第二连接件；73-第三连接件；74-第二孔；

8-第一连接件；81-第一气孔；

91-第一腔；92-第二腔；93-第一引气位置；94-第二引气位置；

A-外涵气流；B-内涵气流。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

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，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1所示，一些实施例提供了一种航空发动机，其包括沿核心气流的流动方向依次设置的风扇1、增压级2、压气机3、燃烧室4、第一涡轮5和第二涡轮6。其中，第一涡轮5为低压涡轮，第二涡轮6为高压涡轮。

气体进入航空发动机，穿过风扇1，分两路分别对应进入两个独立的气道，其中一个气道内的气流环绕发动机核心流动，为外涵气流A，另一个气道内的气流进入发动机供燃气发生器使用，为内涵气流B，也称为核心气流。

本公开中的“前”、“后”和“末”均以沿核心气流的流向为参考依据，核心气流上游为“前”，核心气流下游为“后”、“末”。“内”和“外”均以航空发动机的中轴线为参考依据，靠近航空发动机的中轴线为“内”，远离航空发动机的中轴线为“外”。

随着压气机压比的不断提升，压气机末级转子叶根泄漏的气体温度也越来越高，这使得压气机末级转子后轴的热负荷也越来越大，特别是在高温起飞等某些大状态下，航空发动机高压压气机末级转子叶根泄漏的气体温度高，高压压气机末级转子的后轴热负荷较大，可能会超过材料的强度要求。通过采用更好的材料，可以解决这一问题，但是会带来成本的增加。

基于此，本公开一些实施例提供了一种航空发动机引气冷却系统，用于缓解压气机的转子末段热负荷较大的问题。

如图2所示，一些实施例提供一种航空发动机引气冷却系统，其包括燃烧室4、第一涡轮5、压气机3、封严组件7和第一连接件8。

燃烧室4设于第一涡轮5的上游。燃烧室4包括内机匣41和外机匣，内机匣41设于外机匣的内部。

压气机3设于燃烧室4的上游，压气机3包括转子31，转子31的末段伸入内机匣41的内部。

此处的“上游”是指沿核心气流的流动方向。

封严组件7设于转子31与内机匣41之间；其中，封严组件7、压气机3、转子31的末段与内机匣41围成空腔。

第一连接件8设于空腔，且连接压气机3与封严组件7，以将空腔分隔为第一腔91和第二腔92；第一腔91位于第二腔92的外侧，内机匣41所在的腔为第一腔91，转子31的末段所在的腔为第二腔92。第一连接件8设有第一孔81。

其中，第一腔91被配置为从压气机3引冷气，第一腔91内的部分气体通过第一孔81进入第二腔92，用于冷却转子41的末段。

通过第一腔91引入较低温度的冷气，第一腔91内的冷气通过第一连接件8上的第一孔81进入第二腔92，转子31的末段位于第二腔92，通过第一孔81进入的冷气用于对转子31的末段进行冷却，可以降低压气机后轴颈的热负荷，不用更换更好的材料也可满足强度要求。

在一些实施例中，如图3所示，第一孔81为倾斜孔，其倾斜方向与转子31的转动方向一致，第一孔81用于引导气流，使其产生围绕发动机中轴线转动的分量，使得从第一孔81出来的气流，具有一定的周向速度，周向速度的方向与压气机3的转子31的转动方向一致。

在一些实施例中，第一连接件8设有一排或多排第一孔81，每一排第一孔81沿第一连接件8的壁面周向均布，且孔沿周向倾斜，各排第一孔81的周向、轴向间距根据压气机3的转子31的末段的冷却需求确定，可以相同或不同，各个第一孔81的形状可以相同或不同。

可选地，第一孔81包括圆形孔、腰圆形孔或椭圆形孔等。

在一些实施例中，封严组件7包括封严篦齿71、第二连接件72和第三连接件73，第二连接件72的第一端连接内机匣41，第二连接件72的第二端设有与封严篦齿71配合的配合面，第三连接件73的第一端连接转子31的末段，第三连接件73的第一端设置封严篦齿71，封严篦齿71与配合面配合实现封严。其中，第一连接件8位于封严篦齿71的前方，第二连接件72位于封严篦齿71的后方。

在一些实施例中，封严组件7被配置为连通第二腔92与第一涡轮5，第二腔92内的部分气体通过封严组件7流向第一涡轮5。

在一些实施例中，压气机3的主流道33被配置为与第二腔92连通，第二腔92内的部分气体进入主流道33。

在高压压气机末级，来自主流道的空气可以进入高压转子和燃烧室机匣之间的空腔。为了控制主流从高压压气机末级的泄漏，通常在高压转子和燃烧室机匣之间安装封严组件。气流会穿过封严篦齿进入燃烧室机匣的内腔，用于高压涡轮的封严和冷却。

由于这股泄漏流量用于涡轮部件的冷却封严，不同状态下的末级封严篦齿间隙变化，也会引起该处的引气流量波动。若篦齿间隙偏小，则流量过小，不利于涡轮部件的冷却及封严，可能造成涡轮部件的超温；若篦齿间隙偏大，则流量过大，引气流量增加，发动机效率下降。因此，压气机末级封严篦齿在不同状态下的间隙变化较大，设计难度大，引气流量的大小较难控制。

基于此，在一些实施例中，第二连接件72设有第二孔74，第一腔91内的部分气体通过第二孔74流向第一涡轮5。

第一腔91内的冷气部分通过第一连接件8上的第一孔81进入第二腔92，部分通过第二孔74流向第一涡轮5，进行涡轮转静子间的轮缘封严、盘或叶片的冷却，通过调节第二孔74的孔径，能够调节引向第一涡轮5的引气流量，引气流量的可控性增加，降低了封严篦齿间隙的设计难度。

在一些实施例中，在封严篦齿74的后方的第二连接件72上设有一排或多排第二孔74。每一排第二孔74沿第二连接件72的壁面周向均布，第二孔74可以是倾斜孔，也可以是直孔。各排第二孔74的周向、轴向间距可以相同或不同，各第二孔74的形状可以相同也可以不同。

可选地，第二孔74包括圆形孔、腰圆形孔或椭圆形孔等。

在一些实施例中，第二孔74为倾斜孔，第二孔74向第一涡轮5的方向倾斜，以将气流引向第一涡轮5，对第一涡轮5进行冷却封严。

在一些实施例中，第二孔74为倾斜孔，第二孔74的倾斜方向与转子31的转动方向一致。

在一些实施例中，封严篦齿71与配合面之间为零间隙配合。封严篦齿71与配合面之间采用零间隙配合，经过封严篦齿71与配合面之间的气体流量较少，降低了封严篦齿间隙的设计难度。

在一些实施例中，压气机3包括扩压器32，第一腔91被配置为从扩压器32的出口引气。扩压器32的出口的气体温度一般低于压气机3的转子31的末段的气体温度。

扩压器32的出口一般设成流道，且为沿圆周渐扩的蜗壳状，以使高速气流在此继续扩压，提高扩压器32的总效率。

在一些实施例中，第一腔91被配置为从扩压器32的出口的中间位置和/或出口的末端引气。

第一腔91的冷却封严气体，可以从扩压器32的出口的中间位置引气，引气经过引气位置93进入第一腔91，也可以从扩压器32的出口的末端引气，引气经过引气位置94进入第二腔91，或者同时压气机3的出口的中间位置和出口的末端引气。

第一腔91内的气体，一部分从第一孔81排出，进入第二腔92，对压气机3的转子31的末段进行冷却，第二腔92内的气体部分从压气机3的末级泄漏进入压气机3的主流道33；部分经封严篦齿71与配合面向后流动，流向第一涡轮5。

在一些实施例中，第一孔81和第二孔74的形状及面积可调，可较好的控制压气机末级转子后轴的冷却流量和用于第一涡轮5冷却封严的引气流量。

在一具体实施例中，如图2所示，航空发动机引气冷却系统包括燃烧室4、第一涡轮5、压气机3、封严组件7和第一连接件8。封严组件7、压气机3、转子31的末段与内机匣41围成空腔。第一连接件8设于空腔，且连接压气机3与封严组件7，以将空腔分隔为第一腔91和第二腔92。

封严组件7包括封严篦齿71、第二连接件72和第三连接件73。第二连接件72的第一端连接内机匣41，第二连接件72的第二端设有与封严篦齿71配合的配合面，第三连接件73的第一端连接转子31的末段，第三连接件73的第一端设置封严篦齿71，封严篦齿71与配合面配合实现封严。

内机匣41、压气机3、第一连接件8和第二连接件72围成第一腔91，转子31的末段、压气机3、第一连接件8、第三连接件73围成第二腔92。第一腔91位于封严篦齿71的外侧，第二腔92位于封严篦齿71的内侧，第一连接件8位于封严篦齿71的前方，第二连接件72位于封严篦齿71的后方。第一连接件8上设置第一孔81，第二连接件72上设置第二孔74。

从压气机3的扩压器32的出口引气到第一腔91，第一腔91内的部分气体通过第一孔81流向第二腔92，第一孔81为倾斜孔，使得流经第一孔81的引气气流的周向速度与压气机3的转子31的转动方向一致，降低了压气机3的末级转子后轴的相对总温和后轴的热负荷，以满足强度要求。第一腔91内的部分气体通过第二孔74流向第一涡轮5，以进行涡轮转静子间的轮缘封严、盘或叶片的冷却。

第二腔92内的部分气体进入压气机3的主流道33，部分气体从封严篦齿71与配合面之间流向第一涡轮5，封严篦齿71与配合面采用零间隙配合，从封严篦齿71与配合面之间流向第一涡轮5的气体流量较少。

由于第一孔81和第二孔74的孔径和数量可控，引气流量的可控性增加，因此，提高了压气机3的末级转子后轴的冷却效率，降低了封严篦齿间隙的设计难度。

一些实施例提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机引气冷却系统。

基于上述本发明的各实施例，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。

在本发明的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”、“第三”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对上述零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (9)

1.一种航空发动机引气冷却系统，其特征在于，包括：

第一涡轮(5)；

燃烧室(4)，设于所述第一涡轮(5)的上游，所述燃烧室(4)其包括内机匣(41)和外机匣，所述内机匣(41)设于所述外机匣的内部；

压气机(3)，设于所述燃烧室(4)的上游，所述压气机(3)包括转子(31)，所述转子(31)的末段伸入所述内机匣(41)的内部；

封严组件(7)，设于所述转子(31)的末段与所述内机匣(41)之间；其中，所述封严组件(7)、所述压气机(3)、所述转子(31)的末段与所述内机匣(41)围成空腔；以及

第一连接件(8)，设于所述空腔，且连接所述压气机(3)与所述封严组件(7)，以将所述空腔分隔为第一腔(91)和第二腔(92)；所述第一连接件(8)设有第一孔(81)；

其中，所述第一腔(91)被配置为从所述压气机(3)引冷气，所述第一腔(91)内的部分气体通过所述第一孔(81)进入第二腔(92)，以冷却所述转子(31)的末段；

所述压气机(3)的主流道(33)被配置为与所述第二腔(92)连通，所述第二腔(92)内的部分气体进入所述主流道(33)，所述封严组件(7)被配置为连通所述第二腔(92)与所述第一涡轮(5)，所述第二腔(92)内的部分气体通过所述封严组件(7)流向所述第一涡轮(5)。

2.如权利要求1所述的航空发动机引气冷却系统，其特征在于，所述封严组件(7)包括封严篦齿(71)、第二连接件(72)和第三连接件(73)，所述第二连接件(72)的第一端连接所述内机匣(41)，所述第二连接件(72)的第二端设有与所述封严篦齿(71)配合的配合面，所述第三连接件(73)的第一端连接所述转子(31)的末段，所述第三连接件(73)的第一端设置所述封严篦齿(71)，所述封严篦齿(71)与所述配合面配合实现封严。

3.如权利要求2所述的航空发动机引气冷却系统，其特征在于，所述第二连接件(72)设有第二孔(74)，所述第一腔(91)内的部分气体通过所述第二孔(74)流向所述第一涡轮(5)。

4.如权利要求3所述的航空发动机引气冷却系统，其特征在于，所述第二孔(74)为倾斜孔，所述第二孔(74)向所述第一涡轮(5)的方向倾斜，或者，所述第二孔(74)的倾斜方向与所述转子(31)的转动方向一致。

5.如权利要求2所述的航空发动机引气冷却系统，其特征在于，所述封严篦齿(71)与所述配合面之间为零间隙配合。

6.如权利要求1所述的航空发动机引气冷却系统，其特征在于，所述第一孔(81)为倾斜孔，其倾斜方向与所述转子(31)的转动方向一致。

7.如权利要求1所述的航空发动机引气冷却系统，其特征在于，所述压气机(3)包括扩压器(32)，所述第一腔(91)被配置为从所述扩压器(32)引气。

8.如权利要求7所述的航空发动机引气冷却系统，其特征在于，所述第一腔(91)被配置为从所述扩压器(32)的出口的中间位置和/或出口的末端引气。

9.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至8任一项所述的航空发动机引气冷却系统。